ЖРД РД-114 (11Д31) и РД-115 (11Д32)
(проект)

В 1960-1961 гг. в ОКБ-456 для первой ступени ракеты H1 начались проработки двигателя замкнутой схемы тягой 100-150 тонн и давлением до 15 МПа на различных компонентах топлива: азотная кислота — НДМГ (РД-220, РД-222), жидкий кислород — НДМГ (РД-114, РД-115; начало работ в 1960 г.), и АТ — НДМГ (РД-253, РД-254). При этом создание двигателя замкнутой схемы указанной размерности на топливной паре кислород — керосин, по мнению В.П. Глушко, было связано с неприемлемо длительными сроками (до тех пор в ОКБ-456 не было опыта создания двигателей замкнутой схемы). Однако ОКБ-1 (разработчик ракеты) настаивало на применении керосина и жидкого кислорода. В результате разработка двигателей для ракеты Н1 была поручена ОКБ-276 Н.Д. Кузнецова.

Все работы по двигателям РД-114 и РД-115 были прекращены в 1961 году.

Общие сведения

Двигатель выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины.
Компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - несимметричный диметилгидразин (НДМГ).

Двигатель содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат (ТНА) с турбиной и насосами окислителя и горючего, газогенератор, струйные преднасосы окислителя и горючего, агрегаты автоматики и другие элементы.

Таблица 1. Технические параметры двигателей РД-114 и РД-115 [1]

Параметр	Значение		Единицы
	РД-114	РД-115
Тяга
у земли	152	-	тонн
в пустоте	168.6	176	тонн
Удельный импульс тяги
у Земли	307	-	с
в пустоте	341	357	с
Давление в камере сгорания	150	150	ата
Давление на срезе сопла	0.69	0.16	ата
Секундный расход
окислителя	316	316	кг/с
горючего	178.5	178.5	кг/с
суммарный	494.5	494.5	кг/с
Коэффициент соотношения компонентов	1.77	1.77	m(ок)/m(г)
Продолжительность работы	120	130	с
Число оборотов ТНА	15000	15000	мин-1
Мощность турбины	33500	33500	лс
Давление в газогенераторе	293	293	ата
Коэффициент соотношения компонентов в газогенераторе	31	31	m(ок)/m(г)
Температура на выходе из газогенератора	823	823	К
Давление на входе в струйные преднасосы
окислителя	3.5	3.5	ата
горючего	1.8	1.8	ата
Масса двигателя
сухого	990	1250	кг
залитого	1110	1410	кг
Габариты
высота	2600	5000	мм
диаметр	1462	3265	мм

Описание конструкции

Пневмогидравлическая схема

Рис.1. Пневмогидравлическая схема РД-114 [1]
(изображение увеличивается)

1. камера сгорания
2. пироклапан сброса
3. обратный клапан продувки
4. привод дросселя
5. дроссель горючего
6. пусковая турбина
7. пороховой стартер
8. насос горючего второй ступени
9. насос горючего
10. мембрана
11. регулятор расхода
12. насос окислителя
13. турбина
14. реле температуры
15. пирозажигательное устройство
16. пироклапан
17. газогенератор
18. обратный клапан продувки
19. жиклер
20. расходная шайба
21. привод регулятора
22. клапан окислителя
23. клапан горючего
24. датчик давления

Все операции, обеспечивающие запуск двигателя, осуществляются автоматически.

По окочании наддува баков ракеты перед запуском включается кратковременная интенсивная продувка магистралей горючего сжатым азотом. По команде "Пуск" подается напряжение на пирозажигательное устройство 15 газогенератора. Воспламенение пиропатронов устройства контролируется сигнализатором воспламенения, при перегорании которого подается напряжение на электрозапалы порохового стартера 7. Газы, образующиеся при воспламенении пороховой шашки, раскручивают пусковую турбину 6. При увеличении числа оборотов насосов ТНА давлением компонентов в определенном порядке прорываются мембраны клапанов окислителя 22 и горючего 23 и мембрана 10. Компоненты топлива через открывшиеся на предварительную ступень клапаны с опережением окислителя поступают в газогенератор. Продукты сгорания из газогенератора подаются на лопатки основной турбины, увеличивая суммарную мощность и скорость разгона насосов ТНА. После турбины горячие газы с избытком окислителя поступают в камеру сгорания.

При дальнейшем увеличении оборотов насосов ТНА давлением компонентов прорывается на выходе из регулятора расхода 11 и полностью открываются клапаны 22 и 23; двигатель выходит на номинальный режим.

Регулирование тяги двигателя осуществляется с помощью регулятора расхода 11, управляемого приводом 21. При увеличении количества горючего, подаваемого в газогенератор, повышается температура газов, поступающих на турбину. Мощность турбины растет, что приводит к росту давлений компонентов топлива за насосами и в камере сгорания и в итоге к увеличению тяги. Дросселирование двигателя происходит в обратном порядке. Датчик давления 24 газов в камере сгорания 1 осуществляет обратную связь в системе управления тягой двигателя. Одновременное опорожнение баков ракеты обеспечивается путем перенастройки дросселя горючего 5.

При выключении двигателя одновременно подается напряжение на пиропатроны клапанов окислителя 22, горючего 23, пироклапана 16 и четырех пироклапанов сброса 2. Клапаны срабатывают, прекращая доступ компонентов в камеру сгорания и газогенератор и открывая дренаж горючего из зарубашечного пространства камеры сгорания. Двигатель выключается.

ПГС РД-115 по своему построению и принципу действия не отличается от схемы двигателя РД-114.

Использованные источники информации

1. Альбом конструкций ЖРД, часть третья. М., Воениздат, СССР, 1969 г.