У 1960-1961 рр. в ОКБ-456 для першого ступеня ракети H1 почалися опрацювання двигуна замкнутої схеми тягою 100-150 тонн і тиском до 15 МПа на різних компонентах палива: азотна кислота - НДМГ (РД-220, РД-222), рідкий кисень - НДМГ (РД 114, РД-115; початок робіт в 1960 р), і АТ - НДМГ ( РД-253 , РД-254). При цьому створення двигуна замкнутої схеми зазначеної розмірності на паливної парі кисень - гас, на думку В.П. Глушко, було пов'язано з неприйнятно тривалими термінами (до тих пір в ОКБ-456 не було досвіду створення двигунів замкнутої схеми). Однак ОКБ-1 (розробник ракети) наполягало на застосуванні гасу і рідкого кисню. В результаті розробка двигунів для ракети Н1 була доручена ОКБ-276 Н.Д. Кузнєцова.
Всі роботи по двигунах РД-114 і РД-115 були припинені в 1961 році.
Загальні відомості
Двигун виконаний за замкнутою схемою з дожиганием окисного генераторного газу після турбіни.
Компоненти палива: окислювач - рідкий кисень, пальне - несиметричний диметилгидразин (НДМГ).
Двигун містить камеру згоряння, турбонасосний агрегат (ТНА) з турбіною і насосами окислювача і пального, газогенератор, струменеві преднасоси окислювача і пального, агрегати автоматики і інші елементи.
Таблиця 1. Технічні параметри двигунів РД-114 і РД-115 [ 1 ]
РД-114РД-115
Тяга у землі 152 - тонн в порожнечі 168.6 176 тонн Питома імпульс тяги у Землі 307 - з в порожнечі 341 357 с Тиск в камері згоряння 150 150 ата Тиск на зрізі сопла 0.69 0.16 ата Секундний витрата окислювача 316 316 кг / с пального 178.5 178.5 кг / с сумарний 494.5 494.5 кг / с Коефіцієнт співвідношення компонентів 1.77 1.77 m (ок) / m (г) Тривалість роботи 120 130 з Число оборотів ТНА 15000 15000 хв-1 Потужність турбіни 33500 33500 к.с. Тиск в газогенераторе 293 293 ата Коефіцієнт співвідношення компонентів в газогенераторе 31 31 m (ок) / m (г) Температура на виході з газогенератора 823 823 К тиск на вході в струменеві преднасоси окислювача 3.5 3.5 ата пального 1.8 1.8 ата Маса двигуна сухого 990 1250 кг залитого 1110 1410 кг Габарити висота 2600 5000 мм діаметр тисячу чотиреста шістьдесят два 3265 мм
опис конструкції
пневмогідравлічні схема
Рис.1. Пневмогідравлічні схема РД-114 [ 1 ]
(Зображення збільшується)
- камера згоряння
- піро-клапан скидання
- зворотний клапан продувки
- привід дроселя
- дросель пального
- пускова турбіна
- пороховий стартер
- насос пального другого ступеня
- насос пального
- мембрана
- регулятор витрати
- насос окислювача
- турбіна
- реле температури
- пирозажигательного пристрій
- піро-клапан
- газогенератор
- зворотний клапан продувки
- жиклер
- видаткова шайба
- привід регулятора
- клапан окислювача
- клапан пального
- датчик тиску
Всі операції, що забезпечують запуск двигуна, здійснюються автоматично.
За окочаніі наддуву баків ракети перед запуском включається короткочасна інтенсивна продувка магістралей пального стисненим азотом. За командою "Пуск" подається напруга на пирозажигательного пристрій 15 газогенератора. Займання пиропатронов пристрою контролюється сигналізатором займання, при перегорання якого подається напруга на електрозапалом порохового стартера 7. Гази, що утворюються при запаленні пороховий шашки, розкручують пускову турбіну 6. При збільшенні числа обертів насосів ТНА тиском компонентів в певному порядку прориваються мембрани клапанів окислювача 22 і пального 23 і мембрана 10. Компоненти палива через що відкрилися на попередню щабель клапани з випередженням окислювача надходять в газогенератор. Відпрацьовані гази з газогенератора подаються на лопатки основний турбіни, збільшуючи сумарну потужність і швидкість розгону насосів ТНА. Після турбіни гарячі гази з надлишком окислювача надходять в камеру згоряння.
При подальшому збільшенні оборотів насосів ТНА тиском компонентів проривається на виході з регулятора витрати 11 і повністю відкриваються клапани 22 і 23; двигун виходить на номінальний режим.
Регулювання тяги двигуна здійснюється за допомогою регулятора витрати 11, керованого приводом 21. При збільшенні кількості пального, що подається в газогенератор, підвищується температура газів, що надходять на турбіну. Потужність турбіни зростає, що призводить до зростання тиску компонентів палива за насосами і в камері згоряння і в підсумку до збільшення тяги. Дроселювання двигуна відбувається в зворотному порядку. Датчик тиску 24 газів в камері згоряння 1 здійснює зворотний зв'язок в системі управління тягою двигуна. Одночасне спорожнення баків ракети забезпечується шляхом переналаштування дроселя пального 5.
При виключенні двигуна одночасно подається напруга на Піропатрони клапанів окислювача 22, пального 23, пироклапана 16 і чотирьох піроклапанов скидання 2. Клапани спрацьовують, припиняючи доступ компонентів в камеру згоряння і газогенератор і відкриваючи дренаж пального з зарубашечного простору камери згоряння. Двигун вимикається.
ПГС РД-115 за своєю побудовою і принципом дії не відрізняється від схеми двигуна РД-114.
Використані джерела інформації
- Альбом конструкцій РРД, частина третя. М., Воениздат, СРСР, 1969 р