|
|
На уровень выше
НПО Энергомаш РД-107/108 РД-109/119 РД-111 РД-114/115 РД-170/171 РД-180 РД-253/275 РД-270 История разработки Хронология работ Общие сведения Отработка Использованные источники Ресурсы Сайт НПО Энергомаш |
ЖРД РД-270 (8Д420)В 1960-х гг., когда начались проектные разработки мощных ракет, одной из острых проблем стал выбор тяги единичного двигателя и их числа в составе ДУ ступени - прежде всего первой. Так, применение на первой ступени ракеты H-1 30 (по первоначальному проекту - 24) однокамерных 150-тонных двигателей стало компромиссом между обеспечением высокой надежности двигательной установки большой мощности и технологическими возможностями ОКБ-276, не позволявшими изготавливать крупногабаритные детали мощных двигателей. Разработка однокамерных двигателей тягой 300 - 600 т для новых РН оставалась перспективной задачей. С другой стороны, освоенная к тому времени схема ЖРД с дожиганием рабочего тела турбины в камере сгорания ("закрытая" схема) позволила повысить экономичность двигателя, а также сделать его компактным вследствие высокого давления в камере, что особенно важно для однокамерных двигателей большой мощности. Кроме того, оказалось, что в двигателях, выполненных по закрытой схеме, легче обеспечить устойчивость рабочего процесса в камере двигателя по отношению к высокочастотным колебаниям. Указанные факторы делали заманчивым создание мощного однокамерного двигателя замкнутой схемы тягой свыше 500 т., и в 1962 г. в соответствии с Постановлением Правительства от 26 июня в ОКБ-456 начались работы по выбору оптимальной схемы и параметров мощного однокамерного ЖРД, впоследствии получившего индекс РД-270 (8Д420). Для обеспечения приемлемых габаритов мощного двигателя давление в КС должно быть в 1.5-2 раза выше достигнутого на тот момент уровня, что влекло за собой повышение мощности ТНА. Так как в двигателе с одним газогенератором количество рабочего тела ограничено расходом одного из компонентов через камеру, то увеличение мощности можно обеспечить только ростом температуры рабочего тела, которая, в свою очередь, лимитируется жаропрочностью применяемых материалов. Преодолеть это ограничение можно увеличением количества рабочего тела на турбине за счет превращения в высокотемпературный газ всего расхода не одного, а обоих компонентов. Для этого двигатель должен иметь два газогенератора (одного – с избытком окислителя, другого – с избытком горючего), два ТНА с отдельными турбинами, и смесительную головку, обеспечивающая ввод в камеру двух газов (именно поэтому такая схема получила название «газ-газ»). Кроме этого, ожидалось, что лучшее смешение газообразных компонентов повысит полноту сгорания топлива в камере и удельный импульс, а исключение процессов дробления и испарения капель жидкого компонента повысит устойчивость двигателя по отношению к высокочастотным колебаниям. Исходя из указанного, новый мощный двигатель было решено делать по закрытой схеме «газ-газ». В августе 1962 г. в ОКБ-456 были начаты проработки по двигателю на топливе AT-НДМГ тягой ~500 тонн ("пятисоттонник"). Затем к январю 1963 г. постепенно перешли к разработке двигателя тягой ~600 тонн ("шестисоттонника") на топливе АТ+НДМГ. Токсичность принятого топлива могла быть компенсирована накопленным к тому времени опытом безаварийной эксплуатации, уменьшенная по сравнению с кислородными ЖРД экономичность – большей плотностью топлива, а самовоспламеняемость компонентов заметно упрощала задачу обеспечения их безотказного зажигания. Помимо этого, в 1960-х гг. В.П.Глушко считал, что разработка двигателей замкнутой схемы на топливной паре кислород—керосин связано с неприемлемо длительными сроками из-за неизученности рабочего процесса и сложности обеспечения его устойчивости. Во второй половине 1962 года для повышения надежности тяжелой четырехступенчатой ракеты Р-56, разрабатываемой в ОКБ-586 (ныне КБ "Южное") в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР "О создании образцов межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей тяжелых космических объектов", В.П.Глушко предложил М.К.Янгелю рассмотреть вариант, по которому на первой ступени носителя устанавлиались четыре двигателя РД-270 вместо предусмотренных проектом 16-ти двигателей РД-253. В 1963 году был выполнен предэскизный проект РД-270, однако 19 июля 1964 года в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР, принятого на основании заключения межведомственной комиссии, все работы по ракете Р-56 были прекращены. В 1965 г. двигатель РД-270 был предложен для применения на тяжелом носителе УР-700 разработки ОКБ–52 (Главный конструктор В.Н.Челомей). Предложение было представлено в ЦК КПСС в виде аванпроекта и подписано В.Н.Челомеем, В.П.Глушко, В.П.Барминым и В.И.Кузнецовым. ОКБ-1 выступило против этого проекта, направив 29 сентября 1965 г. министру общего машиностроения докладную записку "О нецелесообразности разработки двигателей на АТ+НДМГ тягой 600 т", подписанную С.П. Королевым и его заместителями — руководителями тематических направлений В.П.Мишиным, С.С.Крюковым, К.Д.Бушуевым и М.В.Мельниковым. После получения записки министр поручил НИИ-88 (директор Ю.А.Мозжорин) провести экспертизу целесообразности разработки двигателя тягой 600 т. В заключении НИИ-88 отмечалось, что использование двигателя на тяжелых ракетах Н-1, Р-56 и УР-700 не дает существенных улучшений характеристик, и что двигатель может найти применение только в будущем через 10-15 лет. Также было указано на недостаток финансовых ресурсов и производственных мощностей для создания двух носителей — Н1 и УР-700. Несмотря на негативное отношение ОКБ-1 и отрицательное заключение НИИ-88, 20 октября 1965 года вышел приказ министра общего машиностроения о разработке нового тяжелого носителя УР-700, на первой ступени которого предполагалась установка 6 двигателей РД-270, на второй – трех таких двигателей. В 1966 г. было выполнено дополнение к предэскизному проекту двигателя. 17 ноября 1967 года вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о разработке эскизного проекта ракетно-космического комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270 и проведении экспериментальных работ по двигателю для подтверждения основных технических решений эскизного проекта. В 1968 г. был выполнен эскизный проект двигателя РД-270. В 1969 г. разработка ЖРД РД-270 была приостановлена из-за отсутствия решения о дальнейших работах по РН УР-700. 31 декабря 1970 года в связи с успешной высадкой американских астронавтов все работы по ракете УР-700, включая разработку ЖРД РД-270, были окончательно прекращены.
26 июня 1962 г. - принято Постановление Правительства о проведении ОКБ-456 поисковых работ по выбору оптимальных схем и параметров ЖРД с тягой до 1000 т в одной камере сгорания
18 июля 1962 г. - выпуск приказа ГКОТ о проведении поисковых работ по выбору оптимальных схем и параметров ЖРД с тягой до 1000 т в одной камере сгорания.
1962 г. - разрабатываемый двигатель предложен для использования на первой ступени тяжелой четырехступенчатой ракеты Р-56, разрабатываемой в ОКБ-586.
1963 г. - выполнен предэскизный проект двигателя РД-270.
19 июля 1964 г. - в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР все работы по ракете Р-56 были прекращены.
Конец 1964 г. - выпущена и передана в опытное производство ОКБ-456 основная конструкторская документация.
1965 г. - аванпроект тяжелого носителя УР-700 на основе двигателя РД-270 представлен в ЦК КПСС.
1965 г. - приостановление работ по двигателю в связи с задержкой выхода в свет подготовленного
проекта Постановления.
22 октября 1965 г. - решение министерства общего машиностроения о выполнении в ОКБ-456 эскизного проекта РД-270 для тяжелого носителя УР-700 на основе технического задания ЦКБМ.
Май 1966 г. - изготовлены первые узлы основных агрегатов для экспериментальных работ.
1966 г. - выполнено дополнение к предэскизному проекту двигателя.
23 октября 1967 г. - 24 июль 1969 г. - проведение огневых испытаний экспериментальных двигателей с укороченным соплом и без регуляторов. Всего было проведено 27 испытаний 22 двигателей. Три двигателя испытывались повторно, а один – трижды.
17 ноября 1967 г. - принято Постановление Правительства о разработке эскизного проекта ракетно-космического комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270 и проведении экспериментальных работ по двигателю для подтверждения основных технических решений эскизного проекта.
1968 г. - выполнен эскизный проект на двигатели 1 и 2 ступеней для ракеты УР-700 на основе технического задания ЦКБМ.
август 1969 г. - по указанию Министерства общего машиностроения работы по двигателю РД-270 были приостановлены вследствие отсутствия решения о дальнейших работах по РН УР-700.
31 декабря 1970 г. - прекращение всех работ по ракете УР-700, включая разработку ЖРД РД-270.
Основными особенностями двигателя является достижение тяги 640 тонн в одной камере сгорания с применением схемы “газ-газ” с предварительной газификацией практически всего суммарного расхода компонентов топлива в двух газогенераторах, один из которых работает с избытков окислителя, а другой – с избытком горючего. Каждый из газогенераторов производит окислительный и восстановительный газы, которые идут на турбину соответствующего ТНА, в свою очередь, приводящую во вращение насосы. Это обуславливает отсутствие потерь удельной тяги на привод ТНА и возможность работы при высоком давлении в камере.
Двигатель состоит из системы подачи окислителя, системы подачи горючего, системы регулирования тяги и соотношения компонентов топлива в камере, системы запуска и останова двигателя, системы продувки, системы наддува топливных баков, системы управления клапанами двигателя. В конструкции камеры сгорания был введен пояс дополнительного пленочного охлаждения с 4 щелями, а на самых теплонапряженных участках сопла применено покрытие двуокисью циркония. Оба газогенератора были выполнены по 2-х зонной схеме. Они состояли из плоской форсуночной головки с однокомпонентными форсунками и пояса разбавления для подачи горючего или окислителя. Газовод восстановительного газа был сделан охлаждаемым. Оба ТНА – одновальные. Валы разрезные, отдельные части связаны рессорами. ТНА-О – с одноступенчатым насосом, подающий почти весь расход окислителя в окислительный газогенератор (ГГО), за исключением менее 1% расхода, предназначавшегося для обеспечения работы восстановительного газогенератора (ГГВ). ТНА-Г – трехступенчатый: первая ступень обеспечивала подачу жидкости в систему охлаждения камеры, вторая ступень обеспечивала увеличение напора горючего после прохождения им межрубашечной полости камеры до уровня, необходимого для подачи НДМГ в ГГВ, третья ступень дополнительно поднимала напор части расхода горючего для последующей подачи его в ГГО. Турбины обоих ТНА компоновались на валу консольно. Преднасосы монтировались на входах в насосы, привод их осуществлялся от гидротурбин на компонентах, отбиравшихся из напорных магистралей. На входе в преднасосы каждого компонента устанавливались узлы подвода, включавшие гибкие элементы - компенсаторы. Регулирование обеспечивалось по двум контурам от бортовой ЭВМ. При изменении одного из регулируемых параметров неизменность второго поддерживалась по внешнему контуру. Двигатель был также снабжен системой программного запуска и останова (СПЗО). Было разработано два варианта СПЗО: с электрическими программными приводами дросселей – электрическая СПЗО и гидравлическая СПЗО – с перекладкой дросселей с помощью управляемых гидроприводов. На входных патрубках преднасосов устанавливались одноразовые пиромембранные клапаны. Вся остальная автоматика была многоразового действия, с пневмоуправлением, и работала на газообразном азоте высокого давления. Это позволяло ускорить доводочные испытания путем проведения многократных огневых испытаний без демонтажа двигателя со стенда. Управление вектором тяги двигателя осуществлялось за счет качания двигателя в карданном подвесе водной плоскости на угол ±8°. Узел качания был расположен над головкой камеры. Запуск двигателя производился следующим образом. По команде пуск происходит прорыв пиромембранных клапанов, компоненты топлива поступают в окислительный газогенератор (ГГО) и восстановительный газогенератор (ГГВ) и воспламеняются. Газы идут на основные турбины окислителя (ТНА-О) и горючего (ТНА-Г). Включаются стартеры пусковых турбин, входящих в состав как ТНА-О, так и ТНА-Г. С ростом оборотов ТНА растут обороты гидротурбин преднасосов О и Г, что повышает давление на входе основных насосов О и Г. Газы из ГГО и ГГВ через основные турбины и клапаны идут в камеру сгорания. Двигатель выходит на номинальный режим. В процессе отработки выяснилось, что запуск двигателя может производиться без пусковых турбин. Открытием клапанов управляет система программного запуска и останова (СПЗО), обеспечивающая строго регламентированные времена выведения двигателя на номинальный режим.
В ОКБ-456 традиционно широко использовалась отработка агрегатов нового двигателя в составе экспериментальных ЖРД, создававшихся на базе ранее разработанных. Для доводки агрегатов двигателя РД-270 такая схема оказалась неприемлемой как из-за принципиально новой схемы, так и из-за размерности агрегатов. Из-за высоких давлений и больших расходов для проведения автономных испытаний в условиях, близких к натурным, были необходимы уникальные стенды, на проектирование и строительство которых потребовалось очень много времени и средств. В итоге объем проверочных испытаний агрегатов двигателей был существенно меньше того, что имело место при доводке других двигателей разработки предприятия. Даже в планах отсутствовали автономная отработка камеры, двух газогенераторов и ТНА на режимах, близких к натурным, Отработка этих агрегатов предусматривалась уже в составе двигателя. Этим объясняется сравнительно малый темп и низкая успешность первых испытаний двигателя.
Отработка восстановительного газогенератора началась непосредственно на двигателях РД-270 без предварительных экспериментальных работ. Во время огневых испытаний двигателя отмечались высокочастотные колебания в восстановительном газогенераторе. ГГВ прошел некоторый объем отработки на моделях, но он оказался недостаточным для выбора перспективного варианта конструкции. В натурном варианте доводку ГГВ завершить не удалось. Характеристики турбин и насосов обоих ТНА были доведены до требуемых уровней на модельных установках. В частности, для насосов был создан уникальный стенд с расчетной мощностью 50 МВт, на нем возможно было проводить снятие характеристик на 50 %-м режиме. Однако работоспособность ТНА можно было проверить и обеспечить только при испытаниях в составе двигателя. Заключительным итогом первого этапа работ явилось изготовление экспериментального двигателя и проведение 23 октября 1967 г. первого доводочного огневого испытания. Второй этап работ проводился после выхода постановления Правительства от 17 ноября 1967 г. о разработке эскизного проекта ракетно-космического комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270 и проведении экспериментальных работ по двигателю для подтверждения основных технических решений эскизного проекта. До конца 1967 было проведено еще 3 огневых испытания, которые показали, что возможен запуск двигателя без порохового стартера. Все испытания имели аварийный исход. Самым удачным был пуск двигателя № УД004, при котором удалось выйти на режим рк ~ 200 атм с продолжительностью работы на этом режиме 2 с. Всего с 23 октября 1967 г. по 24 июля 1969 г. было проведено 27 огневых испытаний 22 доводочных двигателей. Три двигателя испытывались повторно, а один – трижды. Все испытания были кратковременные, при давлении в камере сгорания до 255 атм. При девяти испытаниях двигатель нормально выходил на основной режим и работал на этом режиме по заданной программе. Все экспериментальные двигатели включали камеру сгорания с укороченным соплом, оба ТНА и оба ГГ. Регуляторы с целью ускорения начала стендовой отработки отсутствовали. Испытания проводились на стенде № 2, который был специально реконструирован для доводки этого двигателя. Доводку двигателя предполагалось в основном завершить в 1972 году. Должно было быть проведено 550 огневых испытаний на 200 двигателях, в том числе для летной сертификации (ЛКИ) планировалось испытать 45 двигателей.
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
