|
|
(КБХА) РД-0120 РД-0124 История разработки Общие сведения Описание конструкции Пневмогидравлическая схема Модификации Использованные источники РД-0203/0204 Ресурсы Сайт КБХА |
ЖРД РД-0124 (14Д23)Черновик!
Двигатель РД-0124 выполнен по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа и включает в себя четыре камеры сгорания, газогенератор, систему подачи компонентов топлива (ТНА и бустерные насосные агрегаты горючего и окислителя), систему запуска и выключения, систему регулирования и управления, систему наддува баков ракеты, систему подачи горючего к рулевым машинам.
Двигатель содержит четыре камеры сгорания 9, газогенератор 6, ТНА 7, бустерный насосный агрегат горючего 12, бустерный насосный агрегат окислителя 14. ТНА однороторный, с разрезным валом с соеденением частей через шлицевую рессору. ТНА включает в себя двухступенчатый насос горючего (на схеме снизу). Бóльшая часть горючего после первой шнеко-центробежной ступени через регулятор СОБ и отсечные клапаны 8 поступает в охлаждающие тракты камер сгорания. Небольшая часть, отбираемая от основного потока, дожимается второй центробежной ступенью и через регулятор тяги 5 и отсечной клапан 2 поступает в газогенератор. Весь окислитель после одноступенчатого шнеко-центробежного насоса через главный клапан окислителя 4 поступает в газогенератор. Горячий окислительный газ, вырабатываемый в газогенераторе, подается на осевую одноступенчатую турбину ТНА, а затем по газоводам поступает в камеры сгорания. Теплообменники 11 и 15, установленные на неохлаждаемых газоводах, обеспечивают подогрев гелия для наддува баков ступени. Бустерный насос горючего приводится гидротурбиной, питаемой горючим, отбираемым после первой ступени насоса. Бустерный насос окислителя приводится гидротурбиной, питаемой окислителем, отбираемым после насоса. Небольшая часть горючего, отбираемая от основного потока после первой ступени насоса (на схеме обозначено как "РМ"), используется для привода рулевых машин. Управление агрегатами автоматики производится пиросредствами. Каждая из камер отклоняется гидравлическими рулевыми машинами в тангенциальной плоскости. Воспламенение компонентов топлива при запуске обеспечивается пусковым горючим, находящимся в ампулах 1 и 3.
Запуск двигателя (???)Отличительной особенностью двигателя является запуск без предварительного захолаживания кислородного тракта, благодаря чему упрощается пневмогидравлическая схема двигателя, отпадает необходимость в теплоизоляции входной магистрали кислорода и насоса ТНА, а также исключается конструктивно сложное стояночное уплотнение, обеспечивающее герметизацию полостей кислородного насоса по отношению к насосу горючего. Запуск двигателя начинается с открытия пускового клапана 13, установленного во входной магистрали кислорода, при первоначально закрытом главном клапане 4. После этой операции кислород по магистрали подводится в полость насоса ТНА. Главный кислородный клапан 4 открывается до подхода к нему кислорода. При открытом главном кислородном клапане в связи с отсутствием противодавления в гидравлических трактах двигателя под воздействием гидростатического напора и давления наддува в баках обеспечивается большой массовый расход кислорода через входную магистраль и насос ТНА. При этом определенная часть кислорода, непосредственно соприкасающаяся с неохлажденной до уровня температуры жидкого кислорода конструкцией входной магистрали, а также насоса, вскипает и переходит в парообразное состояние. При достижении кислородом турбины и при отсутствии противодавления в камерах сгорания начинается раскрутка ТНА. При этом массовое количество газообразного кислорода по отношению к достаточно большому массовому расходу жидкого кислорода не достигает критического значения, при котором происходит кавитационный срыв насоса. Повышению антикавитационной устойчивости насоса в условиях начальной стадии запуска способствует и невысокая частота вращения ротора ТНА. В связи с этим насос обеспечивает прогнозируемую подачу кислорода в газогенератор. С открытием пускового клапана 13, установленного во входной магистрали горючего, под действием гидростатического напора и давления наддува в баках происходит заполнение магистралей и полости насоса горючего, а также охлаждающих трактов камер сгорания до клапанов 8. После открытия клапана 2 под действием гидростатического напора и давления наддува в баках, а также напора, создаваемого раскручиваемым ТНА, происходит прорыв мембран (???) пусковой ампулы 3. Пусковое горючее поступает в газогенератор, где происходит его воспламенение в среде кислорода и горение горючего, поступающее вслед за пусковым горючим. Образующийся в газогенераторе окислительный газ поступает на турбину ТНА, который постепенно выходит на режим. Окислительный газ поступает через смесительные головки в камеры сгорания. С ростом числа оборотов ТНА растет давление на выходе из насоса горючего, а также число оборотов бустерного насоса горючего и создаваемый им напор, за счет чего происходит прорыв мембран (???) пусковой ампулы 1. Пусковое горючее через обратные пусковые клапаны (на схеме не показаны) поступает в смесительные головки камер сгорания, где происходит его воспламенение в окислительной среде и горение горючего, поступающее вслед за пусковым горючим. После открытия клапанов 8 в смесительные головки поступает горючее из охлаждающих трактов камер. После достижения определенного давления обратные пусковые клапаны закрываются. В темпе запуска ЖРД происходит монотонное снижение температуры материальной части входной магистрали и насоса ТНА до температуры жидкого кислорода.Таким образом, начало захолаживания кислородной входной магистрали от входного клапана до насоса ТНА, а также насоса ТНА совмещено с началом огневого процесса в газогенераторе и камере сгорания двигателя. Благодаря этому отсутствуют потери кислорода на захолаживание конструкции двигателя.
В 1998 году КБХА проработало и определило возможность использования двигателя РД-0124 для второй ступени ракетно-космического комплекса «Ангара». Основными отличиями от требований к базовому двигателю являются: изменение времени работы двигателя на главной и конечной ступени тяги, двукратное включение в полете. По результатам работ выпущен технический проект двигателя РД-0124А. По состоянию на конец 2002 года проведено 26 огневых испытаний с суммарной наработкой 2462 с, подтвердивших соответствие основных параметров требованиям ТЗ. РД-0124М - однокамерный вариант двигателя для верхних ступеней РН, развивающий тягу 30 т. Агрегаты ЖРД (турбонасосный агрегат, газогенератор, трубопроводы, автоматика и т.п.) взяты с четырехкамерного РД-0124. Камера является новым изделием, а сопло взято с двигателя межконтинентальной баллистической ракеты, снимаемой с вооружения. Существовали два варианта РД-0124М – с «земным» и высотным соплами.
РД-0154 - двигатель для III ступени РН «Аврора», спроектированный на базе ЖРД РД-0124. Основное отличие от базового двигателя – однокамерный вариант с качанием двигателя в карданном подвесе. С целью повышения экономичности двигателя прорабатывается вариант с выдвижным сопловым насадком. Предположительно, двигатель РД-0154 является развитием проекта РД-0124М. РД-0124Д - четырехкамерный двигатель для III ступени РН «Аврора». Предположительно, основные отличия от базового двигателя аналогичны таковым для двигателя РД-0124А. РД-0124Р - четырехкамерный рулевой ЖРД, развивающий тягу в пустоте 28 т, для использования в составе II ступени (центральный блок) РН «Аврора».
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
