Ракетные двигатели. Ракетные двигатели Плюсы и минусы химических РД, их сфера применения

К началу работ над двигателями 11Д520 и 11Д521 НПО "Энергомаш" (прежние названия ОКБ-456 и КБ ЭМ) обладал опытом создания двигателей с высоким давлением в КС, построенных по замкнутой схеме и работавших на высококмпящих компонентах (AT и НДМГ).

В частности, для баллистических ракет были созданы двигатели 15Д119 (РД-263/264) тягой P з =1040 кН (106 т) и давлением в КС 20.6 МПа, и 15Д168 (РД-268) тягой P з =1147 кН (117 т) и с давлением в КС 22.6 МПа. В процессе работы над этими двигателями на заводе при КБ усовершенствовали технологию стального литья сложных силовых деталей (например, корпусов насосов и агрегатов автоматики, которые ранее изготавливаться из цветных металлов). Для исключения возникновения неустойчивости горения в камере ЖРД были внедрены пластмассовые антипульсационные перегородки, устанавливаемые на смесительную головку и способствовавшие затуханию пульсаций давления.

Определенный задел был обеспечен также разработкой двигателя 8Д420 (РД-270) тягой 640 т и давлением в КС 26.1 МПа, работающего по схеме "газ-газ". Среди прочего, для этого двигателя были разработаны специальные стояночные уплотнения ТНА для обеспечения многократности запуска, а для уменьшения массы и габаритов ТНА была разработана конструкция бустерных насосов с расположением лопаток турбины непосредственно на рабочем колесе-шнеке насосна.

Опыт проектирования и экспериментальных испытаний крупномасштабных двигателей и агрегатов, работающих при давлениях до 60 МПа, а также освоенные технологии изготовления таких агрегатов были использованы при работе над двигателями 11Д520 и 11Д521.

Двигатель выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины.
Компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин.

Двигатель состоит из четырех камер сгорания, турбонасосного агрегата (ТНА), бустерного насосного агрегата горючего (БНАГ), бустерного насосного агрегата окислителя (БНАО), двух газогенераторов, блока управления автоматикой, блока баллонов, системы приводов автоматики (СПА), системы рулевых приводов (СРП), регулятора расхода горючего в газогенераторе, двух дросселей окислителя, дросселя горючего, пуско-отсечных клапанов окислителя и горючего, четырех ампул с пусковым горючим, пускового бачка, рамы двигателя, донного экрана, датчиков системы аварийной защиты, двух теплообменников для подогрева гелия на наддув бака окислителя.

Одна из основных конструктивных особенностей этого двигателя - наличие четырех камер, качающихся в двух плоскостях, и двух газогенераторов, работающих на одну турбину. Четыре камеры сгорания позволили иметь параметры камеры по тяге, близкие к освоенному диапазону: 185 т тяги при достигнутых в других разработках 150 т. Кроме того, наличие четырех камер и двух ГГ позволяет организлвать автономную отработку этих агрегатов.

Рис.1. Двигатель РД-170 (без рулевых приводов; изображение увеличивается при нажатии)

Турбонасосный агрегат располагается между камерами, и его ось параллельна оси камер. Такое решение позволяет оптимально разместить двигатель в ограниченных габаритах хвостового отсека РН.

Для обеспечения ремонтопригодности конструкции широко используются разъемные фланцевые соединения. Для обеспечения герметичности напряженных фланцев большого диаметра используются самоуплотняющиеся двухбарьерные уплотнения с металлическими прокладками.

При разработке двигателя было предусмотрено обеспечение возможности не менее двадцатикратного его использования в составе носителя, включая межполетные огневые проверки в составе блока. Гарантированные запасы работоспособности двигателей по ресурсу и количеству включений, сверх потребных в эксплуатации (перед последним использованием), должны составлять не менее 5, необходимых для одного полета.

В конце 80-х годов максимальное количество на одном экземпляре двигателя составило 21 испытание.

Таблица 1. Технические параметры двигателя

Параметр	Значение		Единицы
Тяга
у Земли	740 000		кг
	7256		кН
в пустоте	806 000		кг
	7904		кН
Пределы дросселирования тяги	100-40		%
Удельный импульс тяги
в вакууме	337		с
на уровне моря	309		с
Давление в камере сгорания	24.5	МПа
Расход компонентов топлива через двигатель	2393		кг/с
Коэффициент соотношение компонентов	2.63		m(ок)/m(г)
Регулирование соотношения компонентов	±7		%
Время работы	140-150		с
Масса двигателя
сухого	9755		кг
залитого	10750		кг
Габариты
высота	4015		мм
диаметр в плоскости среза сопел	3565		мм

Двигатель содержит содержит камеру сгорания 1, турбонасосный агрегат 2, состоящий из турбины 3, двухступенчатого насоса горючего 4 и одноступенчатого насоса окислителя 5, два газогенератора 6, бустерный насос горючего 7, приводом которого является гидравлическая турбина 8, и бустерный насос окислителя 9, приводом которого является газовая турбина 10.

Бустерный насос окислителя (БНАО) 9 через трубопровод 11 соединен со входом насоса окислителя 5, выход которого через пускоотсечной клапан 12 соединен с коллекторной полостью 13 смесительной головки 14 газогенератора 6. На входе БНАО установлен фильтр окислителя.

Бустерный насос горючего (БНАГ) 7 через трубопровод 15 соединен со входом первой ступени 16 насоса горючего 4. Первая ступень насоса горючего 16 соединена со входом второй ступени 17 насоса горючего и через трубопровод 18, в котором установлен дроссель 19 с электроприводом 20, соединена с коллектором 21 камеры сгорания 1, из которого горючее распределяется по каналам 22 регенеративного охлаждения камеры сгорания 1. На входе БНАГ установлен фильтр горючего.

Каналы 22 регенеративного охлаждения сопла 23 через коллектор 24 соединены с пускоотсечным клапаном 25. Выход этого клапана соединен с коллектором 26, размещенным на цилиндрической части камеры сгорания. Выход коллектора 26 через регенеративные каналы 27 охлаждения цилиндрической части камеры сгорания соединен с полостью горючего 28 смесительной головки 29 камеры сгорания 1.

Вторая ступень 17 насоса горючего 4 (через который проходит 20% от общего расхода горючего) через трубопровод 30 соединена с основным входом 31 регулятора тяги 32, управляемого электроприводом 33 и имеющим на входе обратный клапан 34. Выход 35 регулятора тяги 32 соединен с ампулами 36 (2 шт.), заполненными пусковым горючим триэтилалюминием Аl(С 2 Н 5) з. Выходы из этих ампул через пускоотсечные клапаны 37 соединены с полостью горючего 38 смесительных головок 39 газогенераторов 6. Выход газогенераторов 40 соединен с турбиной 3, выход которой через трубопроводы 41 соединен с полостью 42 смесительных головок 29 камер сгорания 1.

Кроме того, выход из турбины 3 через трубопровод 43, в котором установлен теплообменник 44 и клапан давления 45, соединен с коллектором турбины 46 привода бустерного насоса 9 окислителя.

Пневмогидравлическая схема ЖРД содержит также систему запуска, которая включает пусковой бачок 47 с разделительной мембраной 48, патрубок 49 подвода газа высокого давления и выходной патрубок 50. Выходной патрубок 50 пускового бачка 47 через заправочный клапан 51 соединен с трубопроводом 15 подвода горючего от бустерного насоса горючего 7. Кроме того, выходной патрубок 50 с одной стороны через трубопровод 52, в котором установлен обратный клапан 53, соединен со вторым входом 54 регулятора тяги 32, через который осуществляется запуск двигателя, а с другой стороны - через обратный клапан 55 - соединен с ампулой 56, заполненной пусковым горючим (гиперголем), выход которой через клапан 57 соединен с магистралью 58 подвода пускового горючего к форсункам зажигания 59 камеры сгорания. В магистрали 58 установлен жиклер 60, обеспечивающий дозированную подачу пускового горючего к форсункам зажигания.

Для уменьшения импульса последействия пускоотсечные клапаны горючего установлены между охлаждающими трактами сопла и камеры сгорания (клапаны 25), а также перед коллектором второго и третьего поясов завес (показаны на рис. 2.2).

Пневмоклапаны приводятся в действие гелием от блока баллонов высокого давления с помощью электроклапанов.

Работа двигателя

Запуск двигателя происходит по схеме "самозапуска". Предварительно приводы 20 и 33 устанавливаются в положения, обеспечивающие начальную установку регулятора тяги 32 и дросселя 19. Затем открывают подбаковые клапаны ракеты (на схеме не показаны) и под воздействием гидростатического напора и давления наддува компоненты топлива заполняют полости насосов окислителя и горючего до пускоотсечных клапанов 12 и 25 и обратного клапана 34 регулятора тяги 32 соответственно. Заполнение полостей двигателя горючим производится до пусковых ампул 36 и 56 через заправочной клапан 51, обратные клапаны 53 и 55. Пусковой бачок 47 также заполняется основным горючим. Такое состояние считается исходным для запуска двигателя.

При запуске двигателя производится наддув бачка 47 и вытеснение из него горючего, давление которого прорывает мембраны (не показаны) пусковых ампул 36 и 56. Одновременно производится открытие пускоотсечных клапанов 12 и 37 и 25 соответственно. В результате пусковое горючее из ампул 36 и 56 под действием давления, создаваемого пусковым бачком, поступает в газогенераторы (через открытые клапаны 37) и камеры (через обратные клапаны 57). Пусковое горючее, поступающее в газогенераторы, воспламеняется с кислородом, также поступающим в газогенераторы за счет предпускового наддува баков ракеты и гидростатического напора в них. Горючее, пройдя по охлаждаемому тракту камер сгорания, через фиксированное время поступает в смесительные головки камер сгорания 1. В течение этого времени задержки, в газогенераторах успевает начаться процесс горения и вырабатываемый генераторный газ раскручивает турбину 3 ТНА 2. После турбины окислительный газ поступает по четырем охлаждаемым газоводам 41 в смесительные головки 29 четырех камер сгорания, где воспламеняется с пусковым горючим, поступающим из форсунок зажигания 59 и впоследствии дожигается с поступающим в камеры горючим. Время поступления обоих компонентов в камеры сгорания подобрано так, что ТНА 2 успевает выйти на рабочий режим, пока в камерах 1 еще не установилось противодавление.

По мере роста давления за насосом горючего 17 пусковой бачок 47 автоматически выключается из работы посредством закрытия обратных клапанов 53 и 55, а питание горючим газогенераторов 6 переключается на насос 17 за счет программного открытия дросселя регулятора тяги 32.

Часть окислительного газа с выхода турбины отбирается на привод двухступенчатой газовой турбины 10 бустерного преднасоса 9. Этот газ, проходя через теплообменник 44, нагревает газ, идущий на наддув баков ракеты. После турбины 10 газ сбрасывается в выходной коллектор 11, где он смешивается с основным потоком окислителя и конденсируется. Использование газа, отбираемого с выхода турбины ТНА, в качестве рабочего тела привода турбины бустерного насоса окислителя позволяет уменьшить температуру в газогенераторе и соответственно снизить мощность турбины ТНА.

Часть горючего с выхода насоса 4 поступает на привод одноступенчатой гидравлической турбины 8 бустерного насоса горючего 7.

Небольшая часть жидкого кислорода отбирается из коллекторов газогенераторов и поступает в охлаждающий тракт корпуса турбины и газоводов.

На всем этапе запуска двигателя производится программное управление открытием дросселя регулятора тяги 32 и дросселя горючего 19 из положений начальной установки в положения, соответствующие номинальному режиму двигателя с помощью соответствующих приводов 33 и 20.

Таким образом осуществляется плавный запуск двигателя с выходом на основной режим через 3 секунды.

Перед выключением двигатели переводятся на режим конечной ступени, составляющий 50% от номинального.

Таблица 1а. Упрощенная циклограмма работы двигателя 11Д521 в составе блока "А" РН "Энергия"
(по программе полета 15 ноября 1988 года)

№	Время (с) от команды старт ("контакт подъема")	Описание (Условие)
1	-3.2	Запуск, программный набор стартовой тяги.
2	-0.2	Выход на главную ступень тяги.
3	38	Начало программного дросселирования для уменьшения скоростного напора.
4	74	Окончание программного дросселирования для уменьшения скоростного напора.
5	108.5	Начало программного дросселирования для ограничения продольной перегрузки до 2.95 ед.
6	130	Перевод двигателя в режим конечной ступени тяги 49.5%.
7	142	Выключение двигателей.

Камера представляет собой паяно-сварной неразъемный узел и состоит из смесительной головки, камеры сгорания и сопла. Крепление камеры к газовому тракту осуществляется при помощи фланцевого соединения.

Таблица 2. Технические параметры камеры

Параметр	Значение	Единицы
Приведенная длина КС	1079.6	мм
Диаметр КС	380	мм
Диаметр минимального сечения сопла	235.5	мм
Степень сужения дозвуковой части сопла	2.6
Диаметр выходного сечения сопла	1430	мм
Степень расширения сверзвуковой части сопла	36.87
Длина камеры	2261	мм
Температура в КС	3676	K
Давление в КС	24.5	МПа
Давление в выходном сечении сопла	0.072	МПа
Коэффициент тяги
в вакууме	1.86
на уровне моря	1.71
Угол отклонения камеры	8	градусы

Рис.4. Схема подвода горючего в охлаждающий тракт камеры :

газовод
среднее днище смесительной головки
переднее (огневое) днище смесительной головки
форсунки, образующие антипульсационные перегородки (всего 54 шт.)
основные форсунки
подвод воспламенительной смеси (4 форсунки, питаемые из отдельного коллектора)
коллектор верхнего пояса завесы
коллектор подвода горючего для охлаждения цилиндрической части КС
коллектор среднего 26 и нижнего 27 поясов завесы
главный коллектор подвода горючего к КС
наружная силовая стенка КС
коллектор отвода горючего из тракта охлаждения сопла
внутренняя стенка КС
коллектор подвода горючего для охлаждения выходной части сопла
сопло
горючее движется к срезу сопла по четным (условно) и возвращается по нечетным каналам
подвод горючго для охлаждения выходной части сопла
подвод горючго от насоса
подвод горючго к среднему и нижнесу поясам завесы
перегородка в каналах
цилиндрическая часть КС
смесительная головка
центральная форсунка
газовая полость смесительной головки
перфорированное заднее днище смесительной головки
средний пояс завесы
нижний пояс завесы

Корпус камеры состоит из камеры сгорания и сопла. Корпус камеры включает в себя наружнюю силовую оболочку 11 и внутреннюю огневую стенку 13 с фрезерованными каналами, образующими тракт наружного регенеративного охлаждения камеры, имеющий три входа охладителя. Первый вход сообщен с трактом охлаждения критического сечения сопла, второй вход сообщен с трактом охлаждения выходной части сопла, а третий - с трактом охлаждения камеры сгорания. При этом первый выход сообщен с третьим входом, а первый вход, второй вход и подвод к двум нижним поясам щелевых завес объединены общим патрубком, разветвленным и размещенным снаружи камеры.

Внутреннее охлаждение обеспечивается тремя поясами щелевых завес в докритической части камеры сгорания. Через них на стенку подается около 2% горючего в виде пленок, испаряющихся и защищающих ее от тепловых потоков, которые в критическом сечении сопла достигают величин порядка 50 МВт/м 2 .

Cредства воспламенения выполнены из четырех равнорасположенных по окружности струйных форсунок 6, установленных за передним (огневым) днищем 3 в силовом корпусе камеры 11. Оси расходных отверстий струйных форсунок расположены под острым углом к выходу из силового корпуса и отклонены по кругу в поперечной плоскости от продольной оси силового корпуса в одинаковом направлении, причем ось расходного отверстия каждой струйной форсунки является скрещивающейся по отношению к осям расходных отверстий соседних с ней форсунок. Форсунки гидравлически объединены общим коллектором.

Все форсунки - двухкомпонентные с осевым подводом окислительного газа и тангенциальным подводом горючего. Форсунки, расположенные около огневой (внутренней) стенки камеры, выполнены с увеличенным гидросопротивлением по линии горючего по сравнению с другими форсунками за счет уменьшения диаметров отверстий подвода горючего, т.е. обеспечивающими уменьшенный расход горючего по сравнению с другими форсунками.

Для подавления пульсаций давления начальная зона смесеобразования и горения, в которой, как правило, зарождаются высокочастотные колебания, разделена на семь примерно одинаковых объемов с помощью антипульсационных перегородок, состоящих из выступающих за огневое днище форсунок, которые неплотно прилегают друг к другу по своим цилиндрическим образующим. Благодаря этому резко повышаются собственные частоты колебаний в объемах между перегородками, смещаясь далеко от резонансных частот конструкции камеры сгорания. Кроме того, выступающие форсунки растягивают зону горения, что также уменьшает возможность возникновения высокочастотных явлений. Зазоры между неплотно прилегающими друг к другу выступающими форсунками оказывают дополнительное демпфирующее влияние.

Выступающая за огневое днище часть форсунки охлаждается горючим, проходящим по спиральным каналам (шнековому завихрителю) 6 внутренней втулки.

Остальные форсунки заглублены в огневое днище (их выходные полости 4 выходят в конические расточки 5 в огневом днище 7) и выполнены с различным гидросопротивлением при подводе горючего с разделением по массовому расходу горючего на три группы с возможностью обеспечения разницы расходов горючего между каждой группой от 3% до 10% на номинальном режиме. При этом форсунки (кроме расположенных около огневой стенки камеры) закреплены в огневом днище и среднем днище так, чтобы между собой соседствовали форсунки из различных групп путем циклического последовательного спирального повторения расположения форсунок с первой до последней группы.
Введение форсунок с разным расходом необходимо для того, чтобы снизить эффекты высокочастотных колебаний на рабочих режимах двигателя.

Рис.6.2 Расположение форсунок на смесительной головке (изображения увеличиваются) ,

Каждая из четырех камер снабжена узлом качания. Сила тяги передается от камеры на силовую раму через карданный подвес. Подвод сработавшего на турбине генераторного газа в КС осуществляется через 12-слойный составной сильфон, размещенный внутри карданного подвеса. Сильфон бронирован специальными кольцами и охлаждается небольшим количеством холодного кислорода, протекающего между внутренней поверхностью сильфона и тонкой внутренней стенкой.

Рис.8. Схема узла качания

Узел качания состоит из опорных колец 9 и 10, которые соответственно герметично соединены с камерой сгорания и газоводом (выходом из турбины), в которых находятся расходные элементы наружного проточного охлаждения 11 и 12, показанные также на виде А . Сильфон 13 расположен внутри карданного кольца 14. Карданное кольцо 14 через шарниры 15, образующие две поворотные оси, соединено силовыми кронштейнами 16 и 17 с опорными кольцами 9 и 10.

Внутри сильфона 13 имеются две оболочки 18 и 19, каждая из которых представляет собой тело вращения и консольно прикреплена соответственно к одному из упомянутых опорных колец, причем свободный конец оболочки 18 выполнен в виде ниппеля со сферическим концом 20 и установлен с зазором а в оболочке 19. Центр сферы ниппеля со сферическим концом 20 расположен на оси качания камеры. Величина указанного зазора выбрана такой, чтобы обеспечить расход охлаждающего рабочего тела (окислителя), необходимый для надежного охлаждения сильфона 13.

Сильфон 13 выполнен многослойным и снабжен защитными кольцами 21, вставленными между гофрами 22 сильфона 13. Снаружи защитных колец 21 установлен плотно прилегающий к ним кожух 23, выполненный из слоев цилиндрических спиралей 24, соединенных концами с опорными кольцами 9 и 10 сильфонного узла. Смежные слои спиралей прилегают друг к другу, а их витки навиты в противоположных направлениях.

Установка металлического силового кожуха в виде металлической цилиндрической спирали снаружи защитных колец 21 сильфона 13 повышает его прочностные свойства и в то же время ограничивает самопроизвольный изгиб сильфона 13 при повороте камеры двигателя на сравнительно большие углы (10-12°), тем самым повышая его устойчивость.

Турбонасосный агрегат выполнен по одновальной схеме и состоит из осевой одноступенчатой реактивной турбины, одноступенчатого шнекоцентробежного насоса окислителя и двухступенчатого шнекоцентробежного насоса горючего (вторая ступень используется для подачи части горючего в газогенераторы).

Таблица 3. ТНА

Параметр	Значение		Единицы
	окислитель	горючее
Давление на выходе из насоса	60.2	50.6	МПа
Расход компонента через насос	1792	732	кг/с
Диаметр импеллера	409	405	мм
К.п.д. насоса	0.74	0.74
Мощность на валу	175 600	77 760	л.с.
	129.2	57.2	МВт
Скорость вращения вала	13 850		мин -1
Мощность турбины	257 360		л.с.
	189.3		МВт
Давление на входе в турбину	50.9		МПа
Количество ступеней турбины	1
Степень понижения давления на турбине	1.94
Температура на входе в турбину	772		К
К.п.д. турбины	0.79

На основном валу с турбиной находится насос окислителя, соосно с которым на другом валу расположены две ступени насоса горючего. Валы насосов окислителя и горючего соединены зубчатой рессорой для разгрузки вала от температурных деформаций, возникающих вследствии большой разницы температур рабрчих тел насосов, а также для предотвращения замерзания горючго.

Рис.10. Вал с турбиной, шнекоцентробежным колесом насоса окислителя,
подшипниками и импеллерными уплотнениями

Для защиты радиально-упорных подшипников валов от чрезмерных нагрузок разработаны эффективные авторазгрузочные устройства.

В двигателе замкнутой окислительной схемы особое значение имеет защита агрегатов кислородных трактов ТНА от возгорания при воздействии случайных инициаторов возгорания. Из-за исключительно высокого давления в тракте двигателей 11Д520 и 11Д521, а также высоких механических нагрузок, характерных для мощного двигателя, проблема защиты от вогорания при их создании была особенно острой.

Для предотвращения возгорания из-за поломок элементов конструкции или трения вращающихся деталей о неподвижные (вследствие выборки зазоров от деформаций или наклепа на сопрягаемых поверхностях от вибрации) зазор между лопатками соплового аппарата и ротора сделан относительно большим, а кромок лопаток - относительно толстыми.

Чтобы исключить возгорание и разрушение деталей газового тракта турбины, в конструкции применены никелевые сплавы, включая жаропрочные для горячих газовых магистралей. Статор и выхлопной тракт турбины принудительно охлаждаются холодным кислородом. В местах малых радиальных или торцевых зазоров используются разного рода теплозащитные покрытия (никелевые для лопаток ротора и статора, металлокерамического для ротора), а также серебряные или бронзовые элементы, исключающие возгорание даже при возможном касании вращающихся и неподвижных деталей турбонасосного агрегата.

Для уменьшения размеров и массы посторонних частиц, могущих привести к возгоранию в газовом тракте турбины, на входе в двигатель был поставлен фильтр с ячейкой 0.16х0.16 мм.

Высокое давление жидкого кислорода и, как следствие, повышенная орпсность возгорания обусловили конструктивные особенности насоса окислителя.

Так, вместо плавающих уплотнительных колец на буртах крыльчатки (обычно используемых на менее мощных ТНА) применены неподвижные щелевые уплотнения с серебряной накладкой, поскольку процесс "всплывания" колец сопровождается трением в местах контакта крыльчатки с корпусом и может привести к возгоранию насоса.

Шнек, крыльчатка и торовый отвод нуждаются в особенно тщательном профилировании, а ротор в целом - в особых мерах по обеспечению динамической сбалансированности в процессе работы. В противонм случае вследствие больших пульсаций и вибраций происходят разрушения трубопроводов, возгорания в стыках вследствие взаимного перемещения деталей, трения и наклепа.

Для предотвращения возгорания из-за поломок элементов конструкции (шнека, крыльчатки и лопаток направляющего аппарата) в условиях динамического нагружения с последующим возгоранием из-за затирания обломков использованы такие средства, как повышение конструктивного совершенства и прочности за счет геометрии, материалов и чистоты отработки, а также введение новых технологий: изостатическое прессирования литых заготовок, применение гранульной технологии и другие виды.

Бустерный насос окислителя состоит из высоконапорного шнека и двухступенчатой газовой турбины, привод которой осуществляется окислительным газом, отбираемом после основной турбины с последующим перепуском его на вход в основной насос.

Рис.11а. Упрощенная схема бустерного насосного агрегата окислителя
(изображение увеличивается).

Составной корпус, состоящий из соединенных фланцевым соединением корпусов 1 и 2, имеет закрепленную на силовых ребрах 3 втулку 4, внутренняя полость которой закрыта обтекателем 5. Внутри втулки 4 размещен шарикоподшипник 6, посаженный на рабочем колесе насоса, выполненным в виде шнека 7. Обтекателем 5 поджат вкладыш 8, установленный во втулке 4. Во вкладыше 8 имеются отверстия 9, сообщающие полость вкладыша 8 с каналом 10 высокого давления.

Корпус 2 содержит обтекатель 11, закрепленный в нем с помощью спрямляющих лопастей 12. В этом обтекателе установлен шарикоподшипник 13, закрепленный с помощью гайки 14 на шнеке 7. Шнек имеет лопасти 15. По этим лопастям шнек вставлен в рабочее колесо турбины 16 (которая фактически состоит из двух ступеней, а не из одной, как изображено на упрощенной схеме) и сварен с ним, т.е. рабочее колесо турбины закреплено на перефирийной части рабочего колеса насоса.

Рабочее колесо турбины имеет профилированные лопатки 17, межлопаточный пространства которых сообщены соплами в сопловом аппарате с входным коллектором. Подвод продуктов сгорания с избытком кислорода производится через входной патрубок 18. Выходная полость турбины, выполненная в корпусе 2 в виде кольцевой цилиндрической полости, сообщается каналами 19 с коническим кольцевым патрубком 20, который отверстиями 21 сообщается с цилиндрическим выходом 22.

При работе БНАО на вход насоса подается жидкий кислород (показано стрелкой), а продукты сгорания с избытком кислорода, отбираемые из газовода после турбины основного ТНА (см. ПГС на рис. 2), подаются на вход турбины (показано стрелкой). Продукты сгорания далее попадают на профилированные лопатки 17 турбины, обеспечивая подачу жидкого кислорода шнеком 7. За турбиной продукты сгорания через отверстия 19 попадают в полость патрубка 20, а затем через отверстия 21 на выход насоса, где происходит их смешивание с жидким кислородом и конденсация. Для решения проблемы возникновения низкочастотных пульсации при конденсации газа применено дроблении потока, сбрасывающего газ.

Разгрузка шнека 7 от действий осевых сил обеспечивается подачей жидкого кислорода высокого давления (см. рис. 2.2) через канал высокого давления 10 в полость высокого давления авторазгрузочного устройства. В месте малого зазора между рабочим колесом и корпусом в полости высокого давления авторазгрузочного устройства используется серебряная накладка, предтаращающая возгорание при возможном касании.

В магистрали подвода продуктов сгорания к турбине БНАО установлен впервые разработанный клапан "горячего газа" (45 на рис.2.1), работающий в условиях кислородного генераторного газа с высокой температурой и при высоком давлении.

Бустерный насос горючего состоит из высоконапорного шнека и одноступенчатой гидравлической турбины, работающей на керосине, отбираемом после основного насоса.

Конструктивно бустерный насос горючего аналогичен бустерному насосу окислителя со следующими отличиями:

одноступенчатая гидротурбина работает на горючем, отбираемым с выхода насоса горючего основного ТНА;
отвод горючего высокого давления для разгрузки шнека от действий осевых производится из входного коллектора гитротурбины БНАГ.

Рис.12. Бустерный насосный агрегат горючего

Рис.13. Газогенератор

Однозонный газогенератор, вырабатывающий газ с избытком окислителя для привода турбины, состоит из корпуса паяно-сварной конструкции со сферообразной внешней оболочкой и жестко связанным с ней выходным патрубоком, цилиндрической огневой камерой диаметром 300 мм и смесительной головки, оснащеной двухкомпонентными и двухкаскадными по окислителю форсунками, конструкция которых выполнена с зоной горения и зоной балластировки газа внутри форсунок. Фактически каждая форсунка образует вместе с каналом толстостенного огневого днища, в котором она расположена, индивидуальный двухзонный газогенератор. В результате обеспечивается равномерность температурного поля по поперечному сечению общего газового потока, формируемого такими форсунками, при высокой расходонапряженности.

Рис.14а. Схема газогенератора ,:
1 - сферообразная силовая оболочка; 2 - выходной патрубок; 3 - крышка; 4 - втулка; 5 - огневое днище; 6 - сквозные камеры в огневом днище; 7 - полость окислителя; 8 - проставка (внешняя стенка огневой камеры); 9 - кольцевая полость; 10 - оболочка (внутренняя стенка) огневой камеры; 11 - огневая камера; 12 - смесительный модуль (форсунка); 13 - корпус смесительного модуля; 14 - канал горючего; 15 - кольцевой канал окислителя; 16 - смесительная камера; 17 - патрубок подвода горючего; 18 - полость горючего; 19 - патрубок подвода окислителя; 20 - окна во втулке 4; 21 - тангенциальные отверстия подвода окислителя; 22 - пазы на наружной поверхности корпуса форсунки; 23 - калиброванные каналы подвода горючего; 25 - тангенциальные отверстия подвода горючего; 26 - конические расточки; 27 - полость охлаждения; 28 - каналы, образующие полость охлаждения; 29 - отверстия подвода окислителя в полость охлаждения; 30 - кольцевая щель выхода окислителя из полости охлаждения.

При работе газогенератора горючее из патрубка 17 заполняет полость 18 и подается через калиброванные каналы 23 и тангенциальные отверстия 25 в каналы 14 и далее в смесительные камеры 16. Окислитель через патрубок 19 подвается в кольцевую полость 9, через окна 20 заполняет полость 7. Часть окислителя через тангенциальные отвертия 21 попадает в смесительную камеру 16, где, смешиваясь с горючим, вызывает его возгорание. Через пазы 22 окислитель также подается в камеру 6, обеспечивая смешивание высокотемпературных продуктов сгорания. Далее в огневой камере 11 происходит охлаждение высокотемпературных продуктов сгорания с одновременным испарением жидкого и нагревом газообразного окислителя. На выходе из газогенератора к продуктам газогенерации подмешивается окислитель, подаваемый через кольцевую щель 30.

Рис.14б. ТНА с газогенераторами

Газогенератор обеспечивает на выходе окислительный газ в широком диапазоне температур (от 190 до 600°С), что позволяет регулировать тягу двигателя от 30 до 105% номинала.

Соединение корпуса и смесительной головки осуществляется при помощи разъемного фланца. Для обеспечения герметичности используется уплотнение с металлическими прокладками.

Для обеспечения приемлемого уровеня температурных напряжений в несущих корпусных деталях, газоводы между газогенераторами, турбиной и камерами охлаждаются кислородом.

Для предотвращения возгорания в газоводах, узлах качания смесительной головки камеры, клапане окислителя установлены повышенные (по сравнению с менее мощными двигателями) требования чистоты газовых трактов и недопущение наличия органических веществ.

Ампула содержит корпус 1 с входным 2 и выходным 3 патрубками мембранных узлов 4 и 5, установленных внутри корпуса 1, и средство для заправки корпуса пусковым горючим 6. Каждый мембранный узел 4, 5 содержит поршень 7, который может быть выполнен за одно целое с мембраной 8 или в котором мембрана 8 герметично соединена с его наружной поверхностью. Поршень 7 установлен в направляющей 9 корпуса по скользящей посадке.

Периферийный участок мембраны 8 герметично заварен с корпусом 1 под направляющей 9. Поршень 7 подсоединен к хвостовику 10, который может быть выполнен цилиндрическим или какой-либо иной формы и размещен во втулке 11. Втулка 11 на кронштейнах 12 прикреплена к корпусу 1 ампулы. Втулка 11 имеет пружинный фиксатор 13, например выполненный в виде пружинящего кольца, а хвостовик 10 выполнен с кольцевой канавкой 14.

При срабатывании мембранного узла пружинный фиксатор 13 ограничивает перемещение хвостовика 10. Хвостовик 10 выполнен с отверстиями 15 для стравливания газа из застойной зоны при заправке ампулы. Мембрана 8 со стороны входа 2 выполнена тонкой в форме кольцевой перемычки 16, разрываемой при взаимодействии с рабочей средой на диаметре D. Размер D несколько меньше диаметра поршня 7. В месте соединения мембраны 8 с поршнем 7 она выполнена с меньшей толщиной для того, чтобы исключить задиры при движении поршня 7 в направляющей 9 корпуса 1.

Рис.16. Схема ампулы с пусковым горючим
(изображение увеличивается).

В конструкцию введено средство для заправки корпуса пусковым горючим 6, которое установлено в перегородке 17 корпуса 1 и состоит из двух заглушек - заправочной заглушки 18 и сливной заглушки 19, которые установлены соответственно в заправочном 20 и сливном 21 каналах. Каждая из заглушек имеет резьбовую пробку 22, герметизирующую пробку 23, уплотнительную прокладку 24 и гайку 25. Резьбовая пробка 22 имеет расходное отверстие 26.

Заправка ампулы пусковым горючим осуществляется следующим образом. На собранной ампуле до установки гаек 25 и герметизирующих пробок 23 не до конца ввертывают резьбовые пробки 22, таким образом, чтобы обеспечивалось открытие проходного сечения заправочного 20 и сливного 21 каналов через отверстие 26. Производят заправку пусковым топливом, подавая его через заправочный канал 20 во внутреннюю полость корпуса 1 между мембранными узлами 4 и 5, а затем через сливной канал на слив. После окончания заправки ампулы ввертывают до упора резьбовые пробки 22, после чего сливают пусковое горючее перед резьбовой пробкой 22 заправочной заглушки 18 и после резьбовой пробки 22 сливной заглушки 19. После этого устанавливают герметизирующие пробки 23, уплотнительные прокладки 24 и гайки 25. После этого ампула готова к установке на ракетный двигатель. Во внутренней полости ампулы в корпусе 1 между мембранами 8 образуется газовая подушка в результате сборки и заправки ампулы. Наличие газовой подушки способствует обеспечению надежности ампулы при хранении и эффективному движению с ускорением поршня 8 при подаче давления среды на вход ампулы.

Устройство работает следующим образом. При воздействии компонента высокого давления со стороны входа на мембранный узел 4 происходит деформация мембраны 8, а потом и разрушение по окружности D. При неравномерном разрушении мембраны 8, с появлением негерметичности, давление перед поршнем 7 не падает, благодаря работе дросселирующей щели, образованной направляющей корпуса 9 и поршнем 7, поршень 7 продолжает двигаться, а после полного разрушения мембраны 8 он разгоняется. Движение поршня 7 с ускорением обеспечивается в связи с наличием усилия от перепада давлений, действующих на площадь поверхности, определяемую диаметром D.

Длина "А", на которой поршень двигается с ускорением и зазор между поршнем 7 и направляющей 9 выбраны такими, чтобы обеспечить гарантированное срезание мембраны 8 по всему периметру, требуемую задержку раскрытия проходного сечения магистрали после среза мембраны 8, разгон поршня 7, необходимый для срабатывания пружинного фиксатора 13. Размеры перемычек мембран 8 определяется исхода из заданного давления, обеспечивающего разрушение перемычки.

Далее, перемещающийся хвостовик 10 вдоль по потоку фиксируется с помощью пружинного фиксатора 13, при этом гидравлические характеристики открытого мембранного узла 4 воспроизводятся с высокой точностью, так как в потоке компонента отсутствуют элементы конструкции с неопределенным положением.

После открытия мембранного узла 4 за счет возросшего давления пускового горючего аналогичным образом открывается мембранный узел 5.

В двигателях РД-170 и РД-171 применены разные варианты качания камер и органов управления отклонением ими.

Камеры двигателя РД-170 в составе блока А ракеты "Энергия" качаются в двух плоскостях: в радиальной плоскости, проходящей через продольную ось двигателя и ось камеры, и в перпендикулярной к ней тангенциальной плоскости. Такая схема управления более эффективна в структуре пакета ракеты "Энергия", но требует более мощных рулевых машин, которые преодолевают нагрузку, создаваемую набегающим аэродинамическим потоком на выступающую часть сопла камеры сгорания за параметр внешнего обвода блока при ее отклонении в радиальном направлении.

Камеры сгорания двигателя РД-171 первой ступени "Зенита" отклоняются при управлении только в тангенциальной плоскости качения. Сопла камер не выходят в обтекающий ступень аэродинамический поток и не испытывают его нагрузки. Рулевые машины существенно менее мощны. Эффективность управления такого варианта достаточна для ракеты "Зенит".

Остальные системы двигателей унифицированы.

На завершающем этапе отработки двигателей В.П. Глушко инициировал разработку более совершенной конструкции двигателя, которая по сравнению с двигателем РД-170 (РД-171) обеспечивала более высокую тягу (форсирование на 5 %) и в которой должны быть реализованы мероприятия по снижению динамической напряженности работы агрегатов подачи. Соответствующая конструкторская документация была разработана и двигатель, в конечном итоге, получил название РД-173.

До 1996 г. было изготовлено 28 двигателей, которые прошли разноплановую отработку. В двигателях РД-173 используется более совершенная конструкция агрегатов подачи, в первую очередь основного ТНА. Серьезной переделке подверглась система регулирования двигателя РД-170. В процессе отработки РД-173 было подтверждено, что запуск двигателя, его работа на всех предусматриваемых режимах характеризуется устойчивой работой всех агрегатов и систем с обеспечением требуемых характера запуска и точности поддержания параметров без задействования дросселей окислителя. Исключение из состава двигателя дросселей окислителя и соответственно двух приводов упростило его конструкцию, повысило надежность и снизило массу двигателя. Была внедрена конструкция сильфонов узла качания из никелевого сплава, что также повысило надежность двигателя.

Накопленный опыт настройки системы управления двигателем в процессе контрольно-технологических испытаний с использованием внешних обратных связей позволил в процессе отработки двигателя РД-173 перейти к существенно более простой системе управления, состоящей из двух цифровых приводов, управляющих непосредственно регулятором тяги и дросселем СОБ. Упрощение системы регулирования увеличило надежность двигателя, снизило его массу.

В двигателе РД-173 с учетом большой положительной статистики работы газогенераторов смесительные головки выполнены приварными в отличие от фланцевого соединения в двигателях РД-170 (РД-171), где предусматривалась возможность оперативной замены головки после контрольно-технологического испытания. Это, а также другие решения, полученные при отработке двигателя РД-173, были использованы при разработке двигателя РД-180.

Заказы на изготовление двигателей РД-171 прекратились в 1995 г. Вместе с тем НПО Энергомаш продолжало изготавливать более совершенную модификацию двигателей РД-170 (РД-171) - двигатель РД-173. С 1995 г. НПО Энергомаш поставляло двигатели РД-171 для программы «Морской старт», которые дорабатывались из двигателей РД-170, ранее изготовленных для первых ступеней РН «Энергия». Данные двигатели создали задел для реализации программы до 2004 г. Для дальнейшего развития программы необходимым стало возобновление производства двигателей в НПО Энергомаш. Учитывая накопленный опыт отработки двигателей РД-173 и РД-180, в которых внедрены решения, направленные на повышение надежности и обеспечение форсирования на 5%, НПО Энергомаш предложило изготавливать двигатели РД-173 для программы «Морской старт». Данное предложение было поддержано головным разработчиком РН «Зенит» ГКБ «Южное» и одобрено заказчиком РН. Двигатель получил обозначение РД-171М. Сертификация двигателя РД-171М завершена 5 июля 2004 г. На сертификационном двигателе проведено 8 испытаний продолжительностью 1093,6 сек, причем последнее испытание (сверх плана) – на режиме 105%. Первый товарный двигатель РД-171М поставлен в Украину 25 марта 2004г после проведения КТИ продолжительностью 140 сек.

В 2006 г. двигатель РД-171М сертифицирован для применения в составе РН "Зенит-М" при реализации государственных программ РФ.

Система технической диагностики разрабатывалась параллельно с созданием двигателя как средство оценки техническою состояния двигателя и прогноза его работоспособности. Кроме того, она использовалась для анализа отказов и дефектов, поскольку давала возможность более глубоко исследовать взаимоувязку параметров, их статистические характеристики.

Система представляет собой совокупность технических средств, методов диагностирования и объекта диагностирования, а также организационно-технических мероприятий для сбора, преобразования, хранения, анализа информации и принятия решения о состоянии двигателя. Система должна обеспечивать установление места и причин возникновения неисправностей.

Система технической диагностики имеет следующие подсистемы:

информационно-измерительная;
фукционного диагностирования;
тестового диагностирования как неразрушающего метода контроля состояния.

В ходе разработки системы диагностирования созданы:

методика контроля стабильности характеристик запуска, основного режима и режима конечной ступени. Методика предназначалась для оценки значений медленно меняющихся параметров и их скоростей, полученных при огневых испытаниях с учетом поля допустимых границ;
методика допускового контроля параметров на основном режиме и режиме конечной ступени; предназначалась она для оценки соответствия параметров двигателя, измеренных при огневых испытаниях, расчетным значениям, полученным с использованием математических моделей и модельных характеристик агрегатов по их автономным испытаниям, что определяется нахождением параметров в поле допусков;
методика контурной увязки медленно меняющихся параметров; предназначалась для оценки функционирования двигателя в целом и его контуров на стационарных режимах путем сравнения измеренных и расчетных значений медленно меняющихся параметров в характерных точках;
методика оценки устойчивости и определения виброакустических характеристик; предназначалась для контроля уровня пульсации и вибраций на соответствие статистическим допускам и оценки устойчивости камеры сгорания и газогенератора, с анализом физической природы спектров и определением декрементов затухания колебаний;
методика оценки величины выработанного ресурса сборочных единиц; основана она на теории многоцикловой усталости материалов и учитывает динамические нагрузки, вызываемые пульсациями и вибрациями; оценивалось интегральное значение усталостной повреждаемости при контрольно-технологических испытаниях, прогнозировалось ее значение при эксплуатации и их сумма сравнивалась с предельным значением, определяемым по результатам многоресурсовых испытаний;
методика параметрического контроля - использовалась при диагностировании на стационарных режимах в целях локализации неисправностей; анализ основан на оценках функциональных характеристик агрегатов;
комплекс неразрушающих методов контроля.

В серийном производстве каждый двигатель после изготовления и полного цикла контроля проходит автономные контрольные технологические испытания, которые проводятся на огневом стенде завода-изготовителя с запуском двигателя по полной полетной программе или несколько ускоренной. После огневых стендовых испытаний двигатель может претерпевать переборку. Это значит, что для того, чтобы убедиться в сохранении качества конструкции после огневых испытаний, производится частичная разборка отдельных агрегатов.

Губанов Б.И. Триумф и трагедия "Энергии"
George P. Sutton. Rocket Propulsion Elements, 7 th edition
Каторгин Б. И. Перспективы создания мощных жидкостных ракетных двигателей
George P. Sutton "History of Liquid Propellant Rocket Engines"
Проспект НПО "Энергомаш"
Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159351. Газогенератор (US Patent 6244040).
Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159349. Модуль-газогенератор (US Patent 6212878).
Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2158841. Камера ЖРД и ее корпус (US Patent 6244041).
Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: МГТУ, 2005.
Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159352. Узел качания Камеры ЖРД с дожиганием.
Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2158839. ЖРД с дожиганием турбогаза (US Patent 6226980
НПО «Энергомаш» имени академика В.П.Глушко. Путь в ракетной технике. Под ред. Б.И.Каторгина. М., Машиностроение-Полет, 2004.

Одна из самых важных частей двигателя - турбонасосный агрегат для подачи в камеру сгорания кислорода и керосина.

Вал с турбиной, шнекоцентробежным колесом насоса окислителя, подшипниками и импеллерными уплотнениями.
Подробнее http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm

В 50-х годах советские и американские специалисты практически независимо друг от друга нашли выход из тупика. (Кстати, именно после этого наступила эра космических ракет.) Оболочку сопла изготовили из двух слоев, между которыми протекала охлаждающая жидкость: внутренняя тонкая стенка хорошо передавала ей тепло раскаленных газов, внешняя толстая - воспринимала силовые нагрузки. За кажущейся простотой стояла титаническая работа технологов, не так-то просто соединить три компонента в единое целое...

РД-170 на стенде.

К нашему времени изготовление двухслойных корпусов было доведено до совершенства, и чтобы увеличить мощность двигателя, требовалось принципиально новое. Оно-то и воплотилось в РД-170. В нем искусственно создаются условия, при которых область максимальных температур находится по оси камеры сгорания, а на ее периферии - гораздо «прохладней». Достигается же последнее за счет изменения оптимального соотношения горючего (керосина) и окислителя (кислорода).

Избыточный керосин впрыскивают в периферийную область через дополнительные форсунки. Кроме того, часть керосина, который играл роль охлаждающей жидкости, просачивается по капиллярным отверстиям на внутренней стороне сопла. То есть пожар, бушующий вблизи стенок, частично тушится... горючим! Это и позволило повысить температуру в сердцевине камеры, а следовательно, и мощность двигателя.

Наращивается она благодаря и еще одной особенности. Дело в том, что не так-то просто добиться полного сгорания всей топливной смеси внутри камеры; часть ее, хоть и небольшая, обычно выносится из сопла. Потому «коктейль» из горючего и окислителя надо готовить очень быстро и качественно. Конструкторы перепробовали всевозможные типы смесителей и форсунок: струйные, щелевые, решетчатые, вихревые, центробежные... А в 60-х годах в РД-253 (он выводит в космос «Протоны») применили такое, от чего вздрогнул бы любой специалист по пожарной безопасности: самовоспламеняющиеся компоненты смешивались прямо в трубопроводе, до камеры сгорания! Конечно, пришлось учесть массу тонкостей, но главное - двигатель успешно работал. Впрочем, на протяжении почти 30 лет повторять подобную схему никто не решался. До появления РД-170.

На рисунке видно - уже в турбонасосном агрегате смешиваются весь поступающий в него кислород и часть керосина. Конструкторы сделали пожар в трубопроводе расчетным режимом двигателя - за счет переизбытка кислорода температура смеси (и здесь ее состав не оптимален для горения) поднимается всего до 400° С. Однако что такое горячая смесь с переизбытком кислорода? Очень агрессивная среда, гибельная для любого металла. Стенки трубопровода, конечно, можно изготовить весьма толстыми, но на пути разъедающего потока - тонкий и гибкий сильфонный патрубок. Другим его не сделаешь - при управлении ракетой двигатель должен поворачиваться в двух плоскостях на 6 - 8 градусов. Тут уже постарались химики и создали для патрубка уникальный никелевый сплав (состав которого, естественно, засекречен), способный выдерживать агрессивную смесь с давлением в 270 - 300 атм.

В камере сгорания она соединяется с разогретым, прошедшим рубашку охлаждения керосином, и теперь уж пламя бушует вовсю: давление хоть и падает до 250 атм, но температура достигает 3500°С! При этом на стенках (мы уже знаем почему) она примерно на 2800°С ниже. Газ вырывается из сопла с удельным импульсом 330 с и создает тягу 800 т/с (при массе двигателя - около 11 т).

Многое в РД-170 вызвало восхищение у американских специалистов Но для НПО «Энергомаш» это уже пройденный этап. На столе генерального директора, доктора технических наук Бориса Каторгина уже лежат чертежи первого в мире трехкомпонентного (кислород, водород, керосин) ЖРД. Пока его назвали РД-701. Масса двигателя составит 1,8 т, а максимальную тягу он разовьет 200 т/с. Работать будет в двух режимах, потребляя после старта 6% водорода, 12,6% керосина и 81,4% кислорода, а при дальнейшем разгоне - вообще без керосина. Определено уже и применение нового двигателя - космические челноки, взлетающие с самолетов типа «Мрии».
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/tm/1993/6/rd-170.html
Ключевым моментом в международной деятельности НПО Энергомаш следует считать 1992 г., когда 26 октября было подписано «Соглашение по совместному маркетингу и лицензированию технологий» с компанией Пратт энд Уитни корпорации Юнайтед Текнолоджис Корпорейшен, в котором НПО Энергомаш назначил Юнайтед Текнолоджис Корпорейшен своим исключительным представителем по маркетингу в отношении производства, использования или продажи двигательных установок и лицензируемых технологий в США.

В соответствии с подписанным соглашением НПО Энергомаш и Пратт энд Уитни проводили активную и успешную маркетинговую деятельность. В январе 1994 г. в опубликованном отчете штаб-квартиры НАСА «Доступ в космос» впервые было официально упомянуто о возможности использования двигателей разработки НПО Энергомаш в качестве основных маршевых двигателей американских космических ракет-носителей. Таким двигателем мог стать двигатель РД-180, двухкамерная производная двигателя РД-170, используемого на первых ступенях ракет-носителей «Зенит» и «Энергия».

Кроме того, в рамках одного из контрактов 11-25 октября 1995 г. в Вест-Палм-Бич, штат Флорида на огневом стенде компании Пратт энд Уитни были успешно проведены три стендовых запуска ракетного двигателя РД-120 разработки НПО Энергомаш. В короткие сроки в США был выполнен большой комплекс работ по подготовке американской испытательной базы к огневым испытаниям российского серийного ЖРД. Успех этой программы послужил весомым доказательством реальной осуществимости плодотворного сотрудничества российских и американских специалистов.

В том же 1995 г. фирма Локхид Мартин объявила конкурс на двигатель для своей новой ракеты-носителя «Атлас IIAR». За право представлять новый двигатель РД-180 разработки НПО Энергомаш для «Атлас IIAR» на первом этапе конкурировали две американские фирмы - Пратт энд Уитни и Рокетдайн. В августе 1995 г. был сделан выбор в пользу Пратт энд Уитни. Непосредственно в конкурсе помимо проекта двигателя РД-180 участвовали двигатель НК-33 российского предприятия «Труд» им. Н.Д. Кузнецова из Самары и вариант двигателя МА-5 фирмы Рокетдайн. 12 января 1996 г. в Денвере, штат Колорадо, фирма Локхид Мартин объявила о выборе жидкостного ракетного двигателя РД-180 в качестве двигателя первой ступени РН «Атлас IIAR».

В очень короткие сроки в НПО Энергомаш был проведен большой объем работ по разработке двигателя, включая огневые испытания на стенде НПО Энергомаш. В 1998 г. в США были проведены четыре успешных демонстрационных огневых испытания двигателя РД-180 № 4А. В результате был разработан новый ракетный двигатель РД-180, который в марте 1999 г. был сертифицирован для использования в РН «Атлас III».

Большая работа была проделана службой ВЭД для получения государственной поддержки российско-американского проекта по разработке и продаже двигателя РД-180. Большую помощь в этом оказывало Министерство обороны РФ и Российское космическое агентство. При тесном взаимодействии с этими организациями в 1997 г. был подготовлен и подписан указ Президента РФ, разрешающий НПО Энергомаш продажу двигателя РД-180 на американском рынке и организацию параллельного производства этого двигателя в США в рамках совместного американо-российского предприятия.

27 января 1997 г. НПО Энергомаш и Пратт энд Уитни подписали Договор о создании общества с ограниченной ответственностью РД AM РОСС, ЛЛС. Совместное предприятие было создано для маркетинга, реализации и организации производственной базы в США для параллельного выпуска двигателей РД-180 и их модификаций.

16 мая 1997 г. было подписано пятистороннее Соглашение об использовании двигателей РД-180 производства НПО Энергомаш и о поддержке параллельного производства РД-180 в США, в котором Российское космическое агентство, НПО Энергомаш, Локхид Мартин, РД АМРОСС и Пратт энд Уитни оговорили взаимные обязательства в случае, если Локхид Мартин Астронаутикс победит на окончательном этапе конкурса EELV. В этом документе Локхид Мартин гарантировала закупку 101 коммерческого двигателя РД-180.

Особенность российско-американского проекта, в котором участвует НПО Энергомаш, состоит в том, что головной подрядчик - американская компания Локхид Мартин практически одновременно разработала две новых ракеты-носителя, одна из которых («Атлас III») предназначалась прежде всего для выведения на орбиту коммерческих полезных нагрузок, а другая («Атлас V») разрабатывалась по программе EELV (усовершенствованная одноразовая ракета-носитель) и должна стать основой целого семейства ракет-носителей среднего и тяжелого класса, используемых в космических запусках в интересах как правительства США, так и коммерческих заказчиков.

В настоящее время двигатель РД-180 сертифицирован и для использования в ракетах-носителях «Атлас V» (EELV) как среднего, так и тяжелого класса.

28 марта 1997 г. был подписан контракт на поставку ракетных двигателей РД-180 в США между НПО Энергомаш и РД АМРОСС, ЛЛС.

Первый товарный двигатель РД-180 был поставлен в США 2 января 1999 г. На начало сентября 2011 г. в США поставлено уже 55 товарных двигателя. Проведено шесть пусков РН «Атлас III» с двигателями РД-180 (первый - 24 мая 2000 г.). Все пуски прошли без замечаний к работе двигателей.

Среди основных полетов, осуществленных по заказу НАСА – запуски орбитального аппарата для исследования лунной поверхности и аппарата для исследования лунных кратеров (LRO/LCROSS), космического аппарата для исследования поверхности Марса, космического аппарата для разведки Плутона и его спутника Харона в рамках программы «Полет к Плутону – новые горизонты», «Обсерватории солнечной динамики» для получения качественно новых научных данных по исследованию Солнца. До конца 2011 года на РН «Атлас 5» планируется запуск «Марсианской научной лаборатории».

Все основные изобретения, используемые при разработке и производстве двигателя РД-180, защищены международными патентами. Получено 20 патентов США и 13 патентов Европейского патентного ведомства.

В начале 1996г проект двигателя РД-180 НПО Энергомаш был признан победителем конкурса на разработку и поставку двигателя первой ступени для модернизированной РН "Атлас" американской компании Локхид Мартин. Это двухкамерный двигатель с дожиганием окислительного генераторного газа, с управлением вектором тяги благодаря качания каждой камеры в двух плоскостях, с возможностью обеспечения глубокого дросселирования тяги двигателя в полете. Данная конструкция базируется на хорошо проверенных конструкциях узлов и элементов двигателей РД-170/171 . Создание мощного двигателя первой ступени осуществлено в сжатые сроки, а отработка – на малом количестве материальной части. Подписав контракт на разработку двигателя летом 1996 г., уже в ноябре 1996 г. было проведено первое огневое испытание двигателя-прототипа, а в апреле 1997 г. – огневое испытание штатного двигателя. В 1997-1998 гг успешно проведена серия огневых испытаний двигателя в составе ступени РН в США. Весной 1999 г. завершена сертификация двигателя для использования в составе РН "Атлас 3". Летом 2001г была завершена сертификация двигателя для использования в составе РН "Атлас 5".

Двигатель состоит из двух камер, турбонасосного агрегата (ТНА), бустерного насосного агрегата горючего (БНАГ), бустерного насосного агрегата окислителя (БНАО), газогенератора, блока управления автоматикой, блока баллонов, системы приводов автоматики (СПА), системы рулевых приводов (СРП), регулятора расхода горючего в газогенераторе, дросселя окислителя, дросселя горючего, пуско-отсечных клапанов окислителя и горючего, двух ампул с пусковым горючим, пускового бачка, рамы двигателя, донного экрана, датчиков системы аварийной защиты, теплообменника для подогрева гелия на наддув бака окислителя.

При создании двигателя РД-180 в связи с уменьшением вдвое расхода компонентов топлива по сравнению с прототипом РД-170 необходимо было перепроектировать ТHA и ряд агрегатов автоматики. По первоначальной оценке унификация двигателей РД-180 и РД-170 составляла 70…75 %. Однако в процессе отработки двигателя РД-180 по техническому заданию "Локхид Мартин" были найдены более совершенные, нежели примененные в двигателе РД-170 , конструкторские решения по ряду агрегатов, в том числе изменена конструкция направляющего аппарата насосов, улучшены условия работы подшипников ТНА, увеличен к.п.д. агрегатов подачи, разработан новый подбаковый разделительный клапан. Кроме того, фланцевая конструкция газогенератора заменена сварной, а схема двигателя упрощена. В связи с этими работами степень унификации двигателей РД-180 и РД-170 существенно снизилась. По существу, двигатель РД-180 является новой разработкой с использованием в качестве базового варианта двигателя РД-170 .

Таблица 1. Технические параметры двигателя

Параметр	Значение		Единицы
Тяга
у Земли	390.2		т
	3828		кН
в пустоте	423.4		т
	4152		кН
Пределы дросселирования тяги	100-47		%
Удельный импульс тяги
в вакууме	337.8		с
на уровне моря	311.3		с
Давление в камере сгорания	26.67	МПа
Коэффициент соотношение компонентов	2.72		m(ок)/m(г)
Масса двигателя
сухого	5330		кг
залитого	5850		кг
Габариты
высота	3580		мм
диаметр в плоскости среза сопел	3200		мм

Рис.1. Двигатель РД-180 (изображение увеличивается)

Двигатель содержит содержит две камеры сгорания 1, турбонасосный агрегат 2, состоящий из турбины 3, двухступенчатого насоса горючего 4 и одноступенчатого насоса окислителя 5, газогенератор 6, бустерный насос горючего 7, приводом которого является гидравлическая турбина 8, и бустерный насос окислителя 9, приводом которого является газовая турбина 10.

Вторая ступень 17 насоса горючего 4 (через который проходит 20% от общего расхода горючего) через трубопровод 30 соединена с основным входом 31 регулятора тяги 32, управляемого электроприводом 33 и имеющим на входе обратный клапан 34. Выход 35 регулятора тяги 32 соединен с 36, заполненной пусковым горючим триэтилалюминием Аl(С 2 Н 5) з. Выходы из этих ампул через пускоотсечные клапаны 37 соединены с полостью горючего 38 смесительной головки 39 газогенератора 6. Выход газогенераторов 40 соединен с турбиной 3, выход которой через трубопроводы 41 соединен с полостью 42 смесительных головок 29 камер сгорания 1.

Пневмогидравлическая схема ЖРД содержит также систему запуска, которая включает 47 с разделительной мембраной 48, патрубок 49 подвода газа высокого давления и выходной патрубок 50. Выходной патрубок 50 пускового бачка 47 через заправочный клапан 51 соединен с трубопроводом 15 подвода горючего от бустерного насоса горючего 7. Кроме того, выходной патрубок 50 с одной стороны через трубопровод 52, в котором установлен обратный клапан 53, соединен со вторым входом 54 регулятора тяги 32, через который осуществляется запуск двигателя, а с другой стороны - через обратный клапан 55 - соединен с 56, заполненной пусковым горючим триэтилалюминием Аl(С 2 Н 5) з, выход которой через клапан 57 соединен с магистралью 58 подвода пускового горючего к форсункам зажигания 59 камеры сгорания. В магистрали 58 установлен жиклер 60, обеспечивающий дозированную подачу пускового горючего к форсункам зажигания.

Пневмоклапаны приводятся в действие гелием от блока баллонов высокого давления с помощью электроклапанов.

Работа двигателя

Запуск двигателя происходит по схеме "самозапуска". Предварительно приводы 20 и 33 устанавливаются в положения, обеспечивающие начальную установку регулятора тяги 32 и дросселя 19. Затем открывают подбаковые клапаны ракеты (на схеме не показаны) и под воздействием гидростатического напора и давления наддува компоненты топлива заполняют полости насосов окислителя и горючего до пускоотсечных клапанов 12 и 25 и обратного клапана 34 регулятора тяги 32 соответственно. Заполнение полостей двигателя горючим производится до пусковых ампул 36 и 56 через заправочной клапан 51, обратные клапаны 53 и 55. 47 также заполняется основным горючим. Такое состояние считается исходным для запуска двигателя.

При запуске двигателя производится наддув 47 и вытеснение из него горючего, давление которого прорывает мембраны (не показаны) пусковых ампул 36 и 56. Одновременно производится открытие пускоотсечных клапанов 12 и 37 и 25 соответственно. В результате пусковое горючее из 36 и 56 под действием давления, создаваемого пусковым бачком, поступает в газогенератор (через открытый клапан 37) и камеры (через обратные клапаны 57). Пусковое горючее, поступающее в газогенератор, воспламеняется с кислородом, также поступающим в газогенератор за счет предпускового наддува баков ракеты и гидростатического напора в них. Горючее, пройдя по охлаждаемому тракту камер сгорания, через фиксированное время поступает в смесительные головки камер сгорания 1. В течение этого времени задержки, в газогенераторе успевает начаться процесс горения и вырабатываемый генераторный газ раскручивает турбину 3 ТНА 2. После турбины окислительный газ поступает по двум охлаждаемым газоводам 41 в смесительные головки 29 двух камер сгорания, где воспламеняется с пусковым горючим, поступающим из форсунок зажигания 59 и впоследствии дожигается с поступающим в камеры горючим. Время поступления обоих компонентов в камеры сгорания подобрано так, что ТНА 2 успевает выйти на рабочий режим, пока в камерах 1 еще не установилось противодавление.

По мере роста давления за насосом горючего 17 пусковой бачок 47 автоматически выключается из работы посредством закрытия обратных клапанов 53 и 55, а питание горючим газогенератора 6 переключается на насос 17 за счет программного открытия дросселя регулятора тяги 32.

Таким образом осуществляется плавный запуск двигателя с выходом на основной режим через 3 секунды.

Перед выключением двигатели переводятся на режим конечной ступени, составляющий 50% от номинального.

Рис.2.3. Упрощенная циклограмма работы двигателя РД-180 в составе РН "Атлас 3" и "Атлас 5"
(см. также ; изображение увеличивается)

Таблица 2. Технические параметры камеры

Рис.4. Схема подвода горючего в охлаждающий тракт камеры :

газовод
среднее днище смесительной головки
переднее (огневое) днище смесительной головки
форсунки, образующие антипульсационные перегородки
основные форсунки
подвод воспламенительной смеси (4 форсунки, питаемые из отдельного коллектора)
коллектор верхнего пояса завесы
коллектор подвода горючего для охлаждения цилиндрической части КС
коллектор среднего 26 и нижнего 27 поясов завесы
главный коллектор подвода горючего к КС
наружная силовая стенка КС
коллектор отвода горючего из тракта охлаждения сопла
внутренняя стенка КС
коллектор подвода горючего для охлаждения выходной части сопла
сопло
горючее движется к срезу сопла по четным (условно) и возвращается по нечетным каналам
подвод горючго для охлаждения выходной части сопла
подвод горючго от насоса
подвод горючго к среднему и нижнесу поясам завесы
перегородка в каналах
цилиндрическая часть КС
смесительная головка
центральная форсунка
газовая полость смесительной головки
перфорированное заднее днище смесительной головки
средний пояс завесы
нижний пояс завесы

Рис.6.2 Расположение форсунок на смесительной головке (изображения увеличиваются) ,

Каждая из двух камер снабжена узлом качания. Сила тяги передается от камеры на силовую раму через карданный подвес. Подвод сработавшего на турбине генераторного газа в КС осуществляется через 12-слойный составной сильфон, размещенный внутри карданного подвеса. Сильфон бронирован специальными кольцами и охлаждается небольшим количеством холодного кислорода, протекающего между внутренней поверхностью сильфона и тонкой внутренней стенкой.

Рис.7. Внешний вид узла качания

Рис.8. Схема узла качания

Рис.10.2. Конфигурация ротора ТНА

Рис.10.3. Схема ротора ТНА в разрезе

Для защиты радиально-упорных подшипников валов от чрезмерных нагрузок применены эффективные авторазгрузочные устройства.

Турбина - осевая одноступенчатая реактивная.

Для уменьшения размеров и массы посторонних частиц, могущих привести к возгоранию в газовом тракте турбины, на входе в двигатель установлен фильтр с ячейкой 0.16х0.16 мм.

Рис.11. Крыльчатка насоса окислителя, выполненная из гранул
никелевого сплава ЭП741НП с механически необрабатываемым
гидродинамическим трактом.

Рис.12. Упрощенная схема бустерного насосного агрегата окислителя
(изображение увеличивается).

В магистрали подвода продуктов сгорания к турбине БНАО установлен клапан "горячего газа" (45 на рис.2.1), работающий в условиях кислородного генераторного газа с высокой температурой и при высоком давлении.

Конструктивно бустерный насос горючего аналогичен бустерному насосу окислителя со следующими отличиями:

одноступенчатая гидротурбина работает на горючем, отбираемым с выхода насоса горючего основного ТНА;
отвод горючего высокого давления для разгрузки шнека от действий осевых производится из входного коллектора гитротурбины БНАГ.

Рис.13. Схема газогенератора , (изображение увеличивается):
1 - сферообразная силовая оболочка; 2 - выходной патрубок; 3 - крышка; 4 - втулка; 5 - огневое днище; 6 - сквозные камеры в огневом днище; 7 - полость окислителя; 8 - проставка (внешняя стенка огневой камеры); 9 - кольцевая полость; 10 - оболочка (внутренняя стенка) огневой камеры; 11 - огневая камера; 12 - смесительный модуль (форсунка); 13 - корпус смесительного модуля; 14 - канал горючего; 15 - кольцевой канал окислителя; 16 - смесительная камера; 17 - патрубок подвода горючего; 18 - полость горючего; 19 - патрубок подвода окислителя; 20 - окна во втулке 4; 21 - тангенциальные отверстия подвода окислителя; 22 - пазы на наружной поверхности корпуса форсунки; 23 - калиброванные каналы подвода горючего; 25 - тангенциальные отверстия подвода горючего; 26 - конические расточки; 27 - полость охлаждения; 28 - каналы, образующие полость охлаждения; 29 - отверстия подвода окислителя в полость охлаждения; 30 - кольцевая щель выхода окислителя из полости охлаждения.

Газогенератор обеспечивает на выходе окислительный газ в широком диапазоне температур (от 190 до 600°С), что позволяет регулировать тягу двигателя от 40 до 105% номинала.

В отличие от прототипа (РД-170), в котором соединение корпуса и смесительной головки осуществляется при помощи разъемного фланца, в РД-180 применено сварное соединения корпуса и смесительной головки. Однако на этапе отработки широко применялись серийные агрегаты от РД-171, что можно увидеть на некоторых опубликованных фотографиях .

Рис.14. Схема ампулы с пусковым горючим
(изображение увеличивается).

Пусковой бачок предназначен для создания давления, требуемого для прорыва мембран ампул с пусковым горючим.

Рис.15. Схема пускового бачка

Пусковой бачок содержит силовую оболочку 1, выполненную в форме полусферы, и трубчатый фланец 2, сопряженный на своем торце с торцом силовой оболочки 1. Трубчатый фланец 2 расположен вдоль продольной оси упомянутой полусферы силовой оболочки 1 и на его внутренней поверхности выполнена кольцевая канавка 3. Штуцер 4 для заправки и выдачи жидкости установлен в силовой оболочке 1. Прижимное кольцо 5 расположено соосно продольной оси силовой оболочки 1. Эластичная диафрагма 6 закреплена между трубчатым фланцем 2 и прижимным кольцом 5 и выполнена в форме полусферы, сопряженной с цилиндром, на наружной поверхности в основании которого выполнен концевой выступ 7, размещенный в кольцевой канавке 3 трубчатого фланца 2. Наружная поверхность прижимного кольца 5 и внутренняя поверхность трубчатого фланца 2 в месте размещения концевого выступа 7 в кольцевой канавке 3 выполнены цилиндрическими. Устройство имеет днище 8, выполненное в форме части сферы, с возможностью воздействия его торца на торец прижимного кольца 5 и герметичного соединения с трубчатым фланцем 2 силовой оболочки 1. Штуцер 9 для подвода управляющего газа установлен в днище 8. В конструкцию введено тонкостенное кольцо 10, на котором выполнен бурт 11 и которое установлено между прижимным кольцом 5 и эластичной диафрагмой 6 в месте расположения ее кольцевого выступа 7.

Рассекатель 16 выполнен в виде пластины, перфорированной отверстиями 21, края которой прикреплены к внутренней поверхности днища 8 в полости 14, соединенной со штуцером 9 для подвода управляющего газа. Рассекатель 16 с отверстиями 21 служит для равномерного воздействия потока газа на эластичную диафрагму 6.

Работает устройство следующим образом (см. также раздел ). Через штуцер 4 происходит заполнение бачка основным горючим, при этом происходит перекладка эластичной диафрагмы 6 на днище 8. Затем подается управляющий газ через штуцер 9, под действием которого диафрагма 6 перекладывается в исходное положение, вытесняя основное горючее через штуцер 4.

Благодаря принятой конструкции узла крепления концевого участка эластичной диафрагмы при высоком давлении обеспечивается герметичность при многоразовых перекладках (более 450), и обеспечивается возможность перегиба эластичной оболочки практически без ее растяжения.

		Контейнер предназначен для транспортирования двигателя, при этом контейнер включает раму, закрепленную на ней поперечную силовую стойку и установленные на ней узлы крепления с транспортируемым ракетным двигателем, который в контейнере закреплен консольно на поперечной силовой стойке. Поперечная силовая стойка выполнена в виде транспортировочного кольца, причем контейнер снабжен средством установки и фиксации этого кольца на раме в вертикальном или отклоненном от вертикали на угол не более 10° положении, а закрепление этого кольца на раме осуществлено с помощью талрепов, причем рама и транспортировочное кольцо снабжены элементами крепления к концевым участкам талрепов. Габаритные размеры контейнера 4.6 х 3.67 х 3.0 м, вес с двигателем около 9 тонн.

Рис.16. Транспортировочный контейнер (изображение увеличивается).

Каторгин Б. И. Перспективы создания мощных жидкостных ракетных двигателей
George P. Sutton "History of Liquid Propellant Rocket Engines"
Проспект НПО "Энергомаш"
Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159351. Газогенератор (US Patent 6244040 . Видеофильм (размер 46 Мб, длительность 6 мин. 52 с.)
Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2106534. Бустерный турбонасосный агрегат.
Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2159353. Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД.
Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2158699. Бак для хранения и вытеснения жидкости.

Российские ракетные двигатели РД-180 явились «яблоком раздора» между двумя United Launch Alliance (ULA) и конкурирующей Orbital Sciences. Первая не дает возможности второй закупать двигатели для своих ракет Antares.

Битва титанов

Всему виной стало участие Orbital Sciences в государственных тендерных закупках. ULA незаконно мешает конкурентам закупать двигатели РД-180 у двух компаний. Это подрядчик RD Amross - СПНПО «Энергомаш» - и американский посредник Pratt & Whitney Rocketdyne. Первый производит необходимый жидкостный ракетный двигатель РД-180. Другой же поставляет комплектующие на территорию США.

Единственный жидкостный двигатель РД-180 оптимально подходит под объявленные американским правительством тендерные закупки. По оценкам экспертов, характеристики этих комплектующих идеально подходят под тяжелые ракетоносители и потребности NASA.

Что представляет собой ракетный двигатель РД-180

РД-180 - двухкамерная производная от четырехкамерного РД-170, используемого на "Зените". Жидкостные ракетные двигатели РД-180 закрытого цикла с дожиганием заключили в себе высокую производительность, удобство и возможности повторного использования РД-170 в габаритах, чтобы соответствовать требованиям моторов для Atlas V Evolved Expendable Launch Vehicle.

РД-180 - гидравлический двигатель для приведения в действие регулирующего клапана и вектора тяги отклонения в карданном подвесе, с пневматикой для приведения в действие клапана и системы продувки: упорная рама для распределения нагрузки самодостаточна как часть двигателя. Мотор на старте использует LOX свинец, с дожиганием генераторного газа и LOX, богатых газотурбинным приводом. Таким образом, установил увеличение производительности на 10 процентов по сравнению с оперативным разгоном двигателей США и при условии чистой, многоразовой операции.
Только в основной сборке турбо-насос и бустерный насос потребовали разработки к масштабу от РД-120 и РД-170. Все остальные компоненты были взяты непосредственно из РД-170.

РД-180 был разработан за 42 месяца за небольшую долю от стоимости типичного проектирования нового двигателя для США. Мотор работает на промежуточном Atlas III и стандартном ракетоносителе Atlas V.

РД-180 оснащен двумя парами камер сгорания и сопел. Движок разработан и производится российским научно-производственным объединением «Энергомаш». В качестве топлива используется керосин, окислителем является жидкий кислород. Стоимость ракетного двигателя РД-180 на 2010 год составляла 9 млн долларов.

Описание конструкции

LOX/Керосин
Две упорных камеры (карданные +8 градусов).
Один богатый кислородом блок перед горелкой.
ТНА сборка высокого давления.
Двухступенчатый топливный насос.
Одноступенчатый насос кислорода.
Одноместная турбина.
Самовоспламеняющееся зажигание.
Автономные (клапаны, ТВЦ) с питанием керосина из топливного насоса.
Мониторинг состояния здоровья и система прогнозирования жизни.
Автоматизированная подготовка полета (после установки на транспортном средстве все операции автоматизированы посредством запуска).
Минимизация интерфейса со стартовой площадки и транспортных средств (пневматические и гидравлические системы, автономные, электрические объединенные панели, упорная рама для упрощения механического интерфейса).
Экологически чистые операции с обогащенным окислителем, запускающим возгорание предварительной горелки, а также запуск окислителя и режимов остановки, которые устраняют коксующийся и не сгоревший потенциально загрязненный керосин.
50-100% непрерывного дросселирования при условии потенциальной проверки в реальном времени согласования траектории и двигателя на площадке перед запуском фиксации.
80% RD-170 частей.
Барокамера: 256,6 бар.
Коэффициент площади: 36,4.
Тяговооружённость: 77,26.
Соотношение окислитель-топливо: 2,72.

Двигатель РД-180. Характеристики

Удельная масса: 5480 кг (12080 фунтов).
Высота: 3,6 м (11,67 футов).
Диаметр: 3,2 м (10,33 футов).
Удельный импульс: 337,8 с.
на уровне моря: 311,3 с.
Время записи: 270 с.
Первый запуск: 2000 г.

История

В ноябре 1996 года в производственном объединении «Энергомаш» провели первое испытание РД-180. Двигатель был признан победителем в тендерах для установки его в РН «Атлас» американской Corporation. Нужно это было для вывода перспективных пилотируемых кораблей. Именно с этих пор двигатели РД-180 стали наиболее востребованными.

Двигатель имеет возможность многоразового использования. Продуманный менеджмент обеспечил НПО «Энергомаш» практически легендарными надежными сделками с США. В декабре 2012 года был поставлен контракт, обеспечивающий компанию гарантией на производство движков до 2019 года. Все производство сосредоточено в России.

Создание замены РД-180 в США

Украинские события повлекли за собой санкции, ограничивающие возможность применять российские ракетные двигатели для США. РД-180 необходимо заменить аналогом американского производства. В декабре 2014 года палатой была принята поправка. Она запрещала использование русских РД-180. Двигатель продолжат закупать по уже имеющемуся договору поставок до 2019 года между «Энергомаш» и ULA.

Несмотря на продолжение сотрудничества и поставок РД-180 по имеющимся договорам, министр обороны США отдал приказ о прекращении сотрудничества с Россией и переходе на американские комплектующие. Америка обязана избавиться от российской зависимости в военно-политических сферах.

На это Фрэнк Кендалл (министр обороны по закупкам) ответил, что российские двигатели РД-180 Пентагону нечем заменить. Как альтернативу сложившейся ситуации, Америка объявила тендер на производство собственных аналогичных по характеристикам двигателей на своей территории.

Вице-премьер России Дмитрий Рогозин заявил, что готов остановить поставку ракетных двигателей РД-180 и К-33 в Америку.

Сколько стоит ракетный двигатель РД-180 для США

Поговорим о ценах. SpaceNews сообщило, что необходимо заменить двигатель РД-180. США подобная прихоть обойдется в 1,5 миллиарда долларов. Немаленькая сумма.

Сколько стоит двигатель РД-180? Весь проект по внедрению прототипа будет продолжаться не менее шести лет. По мнению экспертов, у США нет возможности полностью отказаться от применения двигателей РД-180. В короткие сроки возникшую проблему решить невозможно, так как моторы будут готовы только в 2022 году.
Несмотря на заверения американских ВВС о том, что РД-180 имеются на складах в необходимом количестве, нехватка все же присутствует. Поэтому многие запуски нужно будет отложить. Расходы в этой сфере могут увеличиться до 5 миллиардов долларов.
Пока США конкурирует и применяет санкции, Китай уже занимает очередь на производство РД-180.

Перспектива

Пентагон выделил по меньшей мере $ 162 млн Aerojet Rocketdyne и United Launch Alliance для работы в области развития ракетных двигателей AR1 и BE-4, кандидатов для замены двигателя российского производства, на котором в настоящее время летает ракетоноситель Atlas V.

ВВС США завершают первоначальные инвестиции в новые ракетные двигатели, так как военные стремятся отойти от своей зависимости от российского двигателя РД-180, используемого на Atlas V, который запускает большинство спутников правительства США для защищенных систем связи, навигации и сбора разведывательной информации.
ВВС входит в государственно-частное партнерство с Aerojet Rocketdyne и ULA, выделяя корпоративные средства на софинансирование разработки двигателя.

Президент и главный исполнительный директор ULA продолжают встречаться для достижения цели предоставления для США самых надежных пусковых систем по наиболее доступной цене, при разработке нового двигателя, который позволит внедрить совершенно новые возможности для использования космического пространства.

Соглашение с Aerojet Rocketdyne охватывает разработку и испытания ракетного двигателя AR1. Это силовой агрегат, который сжигает керосиновую смесь и жидкий кислород. Это те же компоненты ракетного топлива, что и в двигателе РД-180 для Atlas V.

Aerojet Rocketdyne стремится создать двигатель, получивший сертификат летной годности к 2019 году, но первый запуск ожидается только в 2020 году.
ВВС выделяет как минимум $ 115,3 млн на программу развития AR1, в то время как Aerojet Rocketdyne и ULA совместно инвестируют средства в размере $ 57,7 миллионов долларов - говорится в заявлении Aerojet Rocketdyne.

До испытаний правительственное решение о продолжении поддержки программы создания двигателя AR1 имеет максимальное значение в размере $ 804 млн - с $ 536 миллионов от ВВС и $ 236 млн от Aerojet Rocketdyne и ULA.

«AR1 вернет США на первые позиции по производству керосиновых ядерных ракетных двигателей, - сказал Дрейк в пресс-релизе. - Мы внедряем последние достижения в области современного производства, в то время как, спекулируя на наших богатых знаниях по производству нового поколения ракетных двигателей, делается все для внедрения моторов, которые положат конец нашей зависимости от иностранного поставщика для запуска активов национальной безопасности нашей страны".

Двигатель AR1 будет включать в себя 3D-печатные части и работать с обогащенным кислородом с дожиганием генераторного газа. Это более эффективный цикл работы двигателя, чем в настоящее время на других жидких углеводородах в ракетных двигателях США.

Двигатель BE-4 находится в центре внимания ВВС. Для его внедрения выделяются денежные вливания. ВВС обязуется выплатить по меньшей мере 46,6 миллионов долларов United Launch Alliance для следующего поколения ракеты Vulcan. Компания ULA также согласилась добавить 40,8 миллионов долларов по условиям правительственной награды.

Львиная доля первоначального финансирования - $ 45800000 - пойдет на развитие проекта по созданию двигателя BE-4, который будет генерировать 550000 фунтов тяги и потреблять криогенное сочетание сжиженного природного газа и жидкого кислорода.

Два двигателя ВЕ-4 будут форсировать первый этап ракеты Vulcan. Чиновники говорят, что BE-4 полностью финансируется компанией с помощью United Launch Alliance. Финансирование военно-воздушных сил будет способствовать прогрессу компании интеграции двигателя BE-4 с ракето-носителем Vulcan.

Aerojet Rocketdyne рекламирует AR1 как наиболее простую замену для РД-180 из-за его пороховой смеси и размера. Два двигателя AR1 необходимы для удовлетворения производительности одного двойного сопла двигателя РД-180 на Atlas V.

Руководители ULA говорят, что двигатель BE-4 от Blue Origin, предпринимательской космической фирмы, основанной компанией Amazon.com, будет готов быстрее и будет в конечном итоге легче восстанавливаться для повторного использования.

В то время как двигатель РД-180 имел преимущество более чем в 60 успешных запусках, пришло время для американских инвестиций во внутреннее производство аналогичных моторов.

ВЕ-4 должен завершить свою аттестацию в 2017 году, а ULA нацелена на первый полет ракеты Vulcan до конца 2019 года.

Также ВВС финансирует строительство в космическом пространстве для обитания космонавтов при исследовании дальнего космоса и спутникового обслуживания.

ULA продолжает работать как с Blue Origin, так и с Aerojet Rocketdyne. Она сопровождает два варианта следующего поколения американских двигателей, именно поэтому компания объединяется с двумя ведущими мировыми фирмами по космическим достижениям.

ULA держит двигатель AR1 от Aerojet Rocketdyne в качестве резервного варианта. Окончательный выбор ожидается в конце 2016 года.

Финансовые обязательства ВВС к Aerojet Rocketdyne и ULA открыты после 29 февраля 2016 года после того, как пришли аналогичные соглашения с SpaceX и Orbital АТК.
Новый проект твердотопливных ракетных ускорителей, сделанных Orbital ATK для ракеты ULA’s Vulcan и для собственной пусковой установки, также получит финансирование Orbital ATK.

Тень в космосе от земных «облаков»

Российские двигатели РД-180 в Штатах не имеют альтернативы. Вице-президент компании Aerojet Rocketdyne Джим Мейзер считает, что США уделяют недостаточно внимания развитию собственных кислородно-керосиновых прототипов.

Он сказал, что Америка определенно отстает от русских и китайцев в создании таких двигательных систем. Также он упомянул, что в США уже разработан кислородно-керосиновый двигатель, который находится в эксплуатации Merlin 1D. Его производит компания SpaceX. Только вот по своим характеристикам очень уж он не дотягивает до РД-180.

Разумеется, это полный нонсенс, ведь земные облака не могут отбрасывать в космос никакой тени. Но в политическом смысле - увы, отбрасывают.

США: промышленники спокойны, политики встревожены

Высокопоставленный чиновник американских воздушных сил заявил, что прекратит запуск национальных спутников безопасности на борту Atlas V ракеты United Launch Alliance, если Министерство финансов считает, что импорт российского двигателя не нарушает санкции США.

Ранее сенатор Джон Маккейн попросил ВВС доказать, что недавняя реорганизация в России ее ракетно-космической отрасли не ставит покупку двигателей РД-180 под нарушение санкций США, которые ввели против российских чиновников в 2014.

Государственные учреждения США, во главе с Министерством финансов, принимают свежий взгляд на поставки РД-180. И готовы не придерживаться санкций. Заземление Atlas V создаст более серьезное препятствие для Пентагона, чем ведение боевых действий.

Маккейн провел слушания военного космодрома, где он призвал ВВС получить свежее юридическое заключение о том, что импорт РД-18O нарушает санкции США, наложенные на российских чиновников вслед за аннексией Крымского полуострова Украины.

Маккейн выделил двух высокопоставленных российских чиновников: вице-премьера России Дмитрий Рогозина и Сергея Чемезова, советника президента России Владимира Путина. Они до недавнего времени были наблюдателями в космическом секторе. Хоть они не имеют финансовой выгоды от продаж РД-180, на них были возложены санкции.

28 декабря по приказу Путина реорганизуется космический сектор России. Эта перестройка вносит коррективы в российскую космическую промышленность и космическое агентство "Роскосмос" в рамках новой государственной корпорации, также под названием "Роскосмос".

Маккейн отметил, что эту организацию в настоящее время возглавляет Рогозин; Чемезов также имеет к этому отношение. Рогозин и Чемезов были в числе первых российских чиновников, получивших санкции во время украинского кризиса. Ни один, ни другой не могут въехать в США. Активы, которыми они владеют, были заморожены.

Ко второй половине 1950–х годов по специальному заданию руководителя ОКБ–456 В.П.Глушко Государственный институт прикладной химии (ГИПХ) разработал процесс промышленного синтеза несимметричного диметилгидразина (НДМГ), относящегося к группе гидразиновых горючих. Гидразин по своей природе ближе всего стоит к аммиаку, а его производные, такие, как гидразин–гидрат, широко применялись в ракетной технике еще со времен Второй мировой войны. НДМГ имел определенные преимущества перед традиционными спиртами или природными углеводородами: он самовоспламенялся при контакте с азотнокислотными окислителями и перекисью водорода. Топливо на его основе имело несколько более высокий удельный импульс, чем керосин. Кроме того, в отдельных случаях при применении катализаторов НДМГ мог служить однокомпонентным топливом (монотопливом) наподобие перекиси водорода, превосходя при этом её по энергетическим характеристикам. В.П.Глушко предвидел, что благодаря своим положительным качествам НДМГ постепенно вытеснит остальные горючие во всех видах ракетной техники.

Двигатель РД-109

НДМГ представляет собой бесцветную гигроскопичную жидкость с аммиачным запахом. По плотности и температуре плавления примерно соответствует керосинам, при обычной температуре и в отсутствии воздуха стабилен, но при температурах выше 350°С разлагается с выделением теплоты и образованием горючих газообразных продуктов; при перегревах в замкнутом пространстве взрывается. Он более стабилен и менее взрывоопасен, чем остальные гидразиновые горючие, устойчив при хранении в герметично закрытых емкостях. Хорошо растворяется в воде, спиртах, углеводородах, аминах и эфирах. Коррозионно малоактивен по отношению ко многим конструкционным материалам. Из отрицательных свойств НДМГ можно назвать, прежде всего, высокую стоимость получения, достаточно низкую температуру кипения (63°С) и чрезвычайно высокую токсичность. Полагая начать разработку большого семейства ЖРД на новом горючем, В.П.Глушко понимал, что для широкомасштабного развертывания работ нужна солидная поддержка. Её он надеялся получить от С.П.Королёва, для которого предлагал создать двигатель на топливе «жидкий кислород - НДМГ» для третьей ступени РН, предназначенной для запуска космических аппаратов к Луне и для вывода на орбиту вокруг Земли тяжелого корабля–спутника (первые две ступени - модифицированная Р–7). В.П.Глушко ориентировал заказчика на неслыханно большую величину удельного импульса своего ЖРД - 350 единиц! Ракетчиков, оперирующих к тому времени гораздо меньшими величинами, не могло не вдохновить это число. Согласно баллистическим расчетам, ракета с оптимальной ступенью с новым ЖРД, позволяла запустить к Луне аппарат массой в два с лишним раза больше, чем носитель с соответствующей кислородно–керосиновой ступенью. (Первоначально С.П.Королёв предлагал создать кислородно–керосиновый ЖРД для третьей ступени носителя на базе рулевой камеры двигателей первых ступеней «семёрки».) При сравнении с предлагаемым кислородно–керосиновым ЖРД расчетные преимущества двигателя на новом топливе выглядели весьма и весьма рельефно. С.П.Королёв поверил в новое горючее. Этот вариант становился основным, но не единственным: предпочитая свести к минимуму риск, связанный с созданием изделия на малоизученном компоненте топлива, Главный конструктор ОКБ–1 поручил сотрудникам своего двигательного отдела подготовить проект альтернативного кислородно–керосинового ЖРД. 10.02.1958 г. он встретился с руководителем воронежского ОКБ–254 (ныне КБ Химической автоматики) С.А.Косбергом и поручил ему создать резервный двигатель для своего носителя на основе этого проекта с использованием рулевой камеры сгорания «семёрки» конструкции М.В.Мельникова и нового ТНА, разработанного в Воронеже. В начале 1958 г. в Подлипках началась разработка РН, которая должна была осенью–зимой того же года обеспечить пуски аппаратов к Луне. Работа над проектом носителя была подкреплена соответствующим Постановлением ЦК и Совмина от 20.03.1958 г. Эскизный проект подписан С.П.Королёвым 1.07.1958 г.

РН «Восток» со спутником «Фотон», созданных на базе ИСЗ-фоторазведчика «Зенит-2»

Рассматривая оба двигателя, проектанты ОКБ–1 поняли, что с разрабатываемая ракета будет иметь большие перспективы как носитель. В частности, масса тяжелого спутника, который первоначально задумывался как фоторазведчик, становилась достаточной для проектирования на его базе пилотируемого космического корабля (КК). Исходя из планируемых характеристик ЖРД третьей ступени выбирались параметры КК и РН для выведения его на орбиту. По их расчетам получалось, что ЖРД на новом синтетическом горючем по сравнению с двигателем на керосине позволял на 23% увеличить массу корабля. Двигатель В.П.Глушко, имевший «фирменное» обозначение РД–109, представлял собой однокамерный ЖРД для верхних ступеней космических ракет. Небывалого значения удельного импульса предполагалось достичь не только применив новое высокоэнергетическое горючее, но и благодаря большому давлению в камере сгорания (свыше 75 ата) и высотному соплу с большой степенью расширения (давление на срезе - 0,1 ата). Компоненты топлива подавались в камеру при помощи ТНА; после отработки на его турбине газ отводился в рулевые сопла, служащие для управления ракетой в полете. ЖРД состоял из охлаждаемой горючим камеры сгорания с плоской форсуночной головкой и профилированным соплом, ТНА двухвальной схемы с газогенератором, агрегатов автоматики и узлов общей сборки. Для привода турбины ТНА применили газогенератор (ГГ), работающий не на парогазе, как в двигателях прежних конструкций, а на продуктах сгорания основного топлива при большом избытке горючего («сладкий» газ). Однако при предварительных испытаниях из–за чрезмерно малого расхода окислителя выявились серьезные затруднения с надежным запуском, поэтому дальнейшие работы с двухкомпонентным ГГ прекратили. Началась ускоренная разработка и доводка однокомпонентного газогенератора, работающего на принципе термокаталитического разложения НДМГ.

Схема двигателя РД-109

Камера сгорания с высотным соплом являлась первым изделием подобного типа разработки ОКБ–456. Одновременно проверялась возможность ее охлаждения диметилгидразином и исследовались его эксплуатационные свойства. Эти результаты предполагалось впоследствии использовать для разработки мощных двигателей на новом топливе. Сгорание топлива в РД–109 происходило при более высоких температурах и давлениях, чем в прежних ЖРД, и его камера работала в более тяжелых термодинамических условиях. Положение усугублялось тем, что эффективность системы охлаждения камеры оказалась ниже расчетной. Известие о трудностях, вставших перед создателями РД–109, С.П.Королёв встретил с пониманием. Он ясно представлял, что В.П.Глушко создает образец ЖРД совершенно нового типа. В середине 1958 г. отношение В.П.Глушко к своему двигателю заметно изменилось. Из–за больших сложностей в отработке камеры сгорания и газогенератора Валентин Петрович предпочел отступить и переждать. К этому моменту ОКБ–456 начало создание ЖРД для новых ракет - Р–14 и Р–16, работающих на компонентах «азотная кислота - НДМГ». Это топливо оказалось гораздо проще в доводке - оно не содержало криогенных компонентов и сгорало при меньших температурах, чем кислород–НДМГ, благодаря чему камеры новых двигателей работали в менее напряженных условиях. Кроме того, компоненты топлива самовоспламенялись в контакте друг с другом, что значительно упрощало систему запуска. Всё это приводило к тому, что, несмотря на большую размерность новых двигателей, прогресс с ними был гораздо более очевиден, чем с РД–109. Ссылаясь на большую занятость работами по новым ЖРД, В.П.Глушко не уделял должного внимания своему первенцу. Активная работа над ним замедлилась. Стало очевидно, что надежды на создание ЖРД к осени 1958 г. и его участие в первых пусках аппаратов к Луне беспочвенны… Оставалось уповать на то, что новый ЖРД будет готов к четвертому кварталу 1959 г. с тем, чтобы с его помощью начать пуски тяжелых кораблей–спутников. Отработка элементов и систем РД–109 продолжалась, но уже совсем в другом темпе. Был проведен большой объем испытаний газогенератора, в ходе которых выявилось, что при температуре ниже 100°С процесс разложения НДМГ прекращается, а при нагреве стенки выше 250°С происходят взрывы в тракте охлаждения ГГ. Стендовые огневые испытания РД–109 в полной комплектации начались только в январе 1959 г. Они подтвердили возможность создания ЖРД с высокой удельной тягой, работающих на НДМГ. Отработка запуска велась на стенде, оснащенном барокамерой объемом 90м3, обеспечивающей работу двигателя при давлении окружающей среды около 1 мм рт. ст. При огневых испытаниях выбиралась последовательность подачи команд на запуск ЖРД, определялся расход топлива на предварительной ступени, отрабатывались режимы продувок, а также проверялась работоспособность пирозажигательного устройства. В процессе испытаний было установлено, что зона устойчивой работы двигателя лежит выше предполагавшегося ранее значения, что дало возможность повысить номинальное давление в камере сгорания с 76 до 79 ата. В результате упорной работы был создан высокооборотный работоспособный ТНА с охлаждаемым редуктором. Доводка агрегата проводилась в условиях, близких к реальным. При стендовых испытаниях первых экземпляров турбины оказалось, что развиваемая ею мощность несколько ниже потребной. Это потребовало проведения специальных мер по ее повышению. В процессе доводочных испытаний в течение 1959 г. отработали запуск двигателя и проверили совместная работа всех его агрегатов и узлов, причем некоторые из них пришлось значительно доработать. Так, по заданию КБ - заказчика создали и отработали оригинальную конструкцию смесителя для наддува бака горючего. К сожалению, в процессе доводки так и не удалось избавиться от трещин в сварных соединениях лопаток с диском турбины. Был применен более сложный и тяжелый вариант крепления лопаток с помощью замка ёлочного типа. Тем не менее, ресурсные испытания показали, что двигатель РД–109 работоспособен в течение заданного времени.

Турбонасосный агрегат двигателя РД-109

Все бы хорошо, но главные результаты вдохновляли ракетчиков: удельный импульс оказался гораздо ниже заданного значения и едва доходил до 334 единиц. Между тем, даже первые образцы созданного в рекордно короткий срок - всего за девять месяцев! - резервного кислородно–керосинового двигателя РД–0105, получившего в Воронеже «фирменное» название РО–5, имели удельный импульс свыше 316 единиц. Его разработчики не видели особых сложностей на пути повышения в ближайшем будущем этого показателя еще на 10–15 единиц. Естественно, что столь малая разница в удельном импульсе двух конкурирующих двигателей сводила на нет преимущества РД–109 для трехступенчатого носителя: максимальная расчетная масса ПГ (автоматического лунного аппарата) «основного» варианта РН падала до 424 кг, а «дублирующего» варианта возрастала до 373 кг. Дублер становился номером первым - привлекательным и перспективным, а основной вариант рисковал совсем сойти со сцены. Вообще–то достигнутый удельный импульс не был неожиданностью для сотрудников ОКБ–456. Дело в том, что влияние большого числа неизвестных факторов при проектировании понизило эффективность, надежность и работоспособность камеры сгорания и ТНА по сравнению с расчетными. Требовалось провести дополнительные работы по усовершенствованию уже созданного двигателя. В.П.Глушко стремился доказать всем, что путем незначительных изменений имеющейся конструкции, предварительные значения проектных параметров могут быть даже превзойдены. Взвесив все «за» и «против», С.П.Королёв отказался от использования ЖРД на кислороде–НДМГ для носителя пилотируемого космического корабля, однако обещал В.П.Глушко, что «после получения окончательных характеристик двигателя ОКБ–1 проработает вопрос об использовании этого двигателя на вновь разрабатываемых изделиях и результаты согласует с ОКБ–456». ЖРД на кислороде–НДМГ с оговоренными в проекте трехступенчатой ракеты параметрами не появился ни в 1958, ни в 1959 году. В начале 1960 г. работы по РД–109 прекратили в связи с началом разработки более совершенного двигателя РД–119.

Двигатель РД-119

Новый ЖРД отличался от РД–109 существенно повышенной удельной тягой, (высотность сопла увеличена более чем в полтора раза, процесс смесеобразования в камере улучшен), а также значительно меньшей массой и большей надежностью. В конструкцию камеры РД–119 внесли ряд кардинальных изменений, направленных на улучшение ее энергомассовых характеристик, улучшили охлаждение внутренней стенки камеры, создав двухщелевой пояс дополнительного завесного охлаждения; отработана новая форсуночная головка, повысившая устойчивость рабочего процесса и обеспечившая большую полноту сгорания компонентов топлива. Эти мероприятия позволили получить наивысший для своего времени удельный импульс тяги в пустоте (352 единицы). При этом вследствие выбора рационального профиля сверхзвуковой части сопла, а также благодаря широкому использованию в конструкции камеры титановых сплавов удалось, несмотря на значительное увеличение выходного диаметра сопла, несколько уменьшить массу камеры сгорания.

Камера сгорания двигателя РД-119

ТНА двигателя РД–119 был выполнен по одновальной схеме. Благодаря упрощению агрегата и улучшению его характеристик удалось существенно снизить расход газа на привод турбины и массу ТНА. Газогенератор двигателя имел неохлаждаемый корпус. Для повышения эффективности системы управления полетом в первые секунды работы РД–119, также, как и РД–109, предусматривался перепуск газа из газогенератора в рулевые сопла, минуя турбину. Значительное повышение надежности двигателя достигалось благодаря форсуночной головке, обеспечившей устойчивый рабочий процесс в камере сгорания, а также за счет введения сварных соединений в турбине и газогенераторе вместо фланцевых и отработкой технологического процесса изготовления узлов и агрегатов. Для контроля качества каждый двигатель РД–119 испытывался на стенде по новой методике: путем контрольного прожига продолжительностью 150 сек и выборочного партионного испытания на ресурс продолжительностью 260 сек. Новый ЖРД разрабатывался в период 1960–1963 гг., в 1963 г. прошел чистовые доводочные испытания и был принят в серийное производство. Однако еще до этого момента, в 1962 г. началась его летная судьба. Как можно понять, в этот момент начался новый этап в жизни «химкинского мотора». Однако, она уже не была связана с ОКБ С.П.Королёва. РД–119 только–только шел на стенд, а воронежский РО–5 уже успешно испытывался в полете на трехступенчатом варианте «семёрки» при запуске первых «лунников». Следующий шаг этого носителя - ракета для пилотируемого корабля–спутника. Двигатель РД–119 уже соответствовал требованиям, поставленным в проекте носителя для корабля, однако все же оказался не у дел. Как ни доказывал В.П.Глушко его преимущества перед кислородно–керосиновым собратом, С.П.Королёв оставался непреклонен. Возможно, он думал: «Зачем нам новый, пусть перспективный двигатель? Это же кот в мешке. У нас уже есть надежный мотор, который хорошо проявил себя. Да к тому же еще не известно, как поведет себя новый компонент в эксплуатации. А с керосином у нас давняя дружба. Да и готовый стартовый комплекс модернизировать практически не надо...» Однако, главное, представляется, не в этом: двигатель РД–0109 (РО–7) разработки С.А.Косберга (усовершенствованный вариант РО–5) уже имел удельный импульс 326 единиц. Преимущества же РД–119 были незначительными. А такие недостатки, как высокая токсичность НДМГ и его паров, большая стоимость горючего, а также низкая температура его кипения, перевешивали.

Кислородно-керосиновый двигатель РД-0109

Так, должно быть, думал С.П.Королёв, принимая решение отказаться от НДМГ в пользу керосина на своей ракете для полета человека в космос. Правильный ли он сделал вывод? С высот сегодняшних совершенно очевидно, что да. За исключением возможности создания однокомпонентного газогенератора, ЖРД на топливе кислород–НДМГ практически не имеет преимуществ перед аналогичным по конструктивным параметрам (при одинаковых давлении в камере сгорания и степени расширения сопла) двигателем на кислороде–керосине. Недостатки же его очевидны. После отказа С.П.Королёва от химкинского двигателя В.П.Глушко, конечно же, не пришел в отчаяние: не все разрабатываемые ЖРД шли в серийное производство. Однако, слишком много сил и времени ушло на его создание. На одном из совместных совещаний по отрасли Валентин Петрович предложил М.К.Янгелю РД–119. Михаил Кузьмич обещал подумать.