Отличие двигателя РД–108 от РД–107

В предыдущих разделах уже были приведены некоторые различия в компоновке и параметрах этих ДУ в целом. Рассмотрим различия в ПГС и основных агрегатах двигателей РД–107 и РД–108.

В отличие от двигателя РД–107 запуск двигателя РД–108 производится с предварительной ступени непосредственно на режим главной ступени тяги. Соотношение компонентов топлива в двигателе РД–108 регулируется с помощью дросселя окислителя. За несколько секунд до выключения двигателя РД–108 переводится на конечную ступень тяги, на которой работают только рулевые КС, и притом – на пониженном режиме.

Большая часть агрегатов двигателя РД–108 унифицирована с агрегатами двигателя РД–107, что позволило уменьшить затраты на разработку и доводку двигателя. Отличие определяется в основном пониженным режимом работы на главной ступени тяги.

Основные КС отличаются лишь уменьшенным расходом горючего в периферийные форсунки; ТНА – лишь наружными диаметрами крыльчаток насосов.

Агрегаты автоматики в ДУ РД–108 и РД–107 в основном одинаковые. Исключение составляют клапаны горючего и окислителя, представляющие собой блоки из двух клапанов: один клапан управляет работой основных КС, другой – рулевых.

 
5.  Модернизации РД–107

 

К настоящему времени были созданы 18 модификаций базовых двигателей РД-107 и РД-108.

Модификации двигателей, разработанных в период с 1960 по 1969 гг. (двигатели 11Д511, 11Д512 и др.) были направлены на увеличение времени работы двигателя и увеличение тяги двигателей путем форсирования по давлению в КС. Конструктивные отличия заключались в доработке системы регулирования двигателя – был расширен диапазон работоспособности редуктора точной настройки.

В 1979 г. была проведена отработка двигателя 11Д511ПФ, модернизация которого проводилась с целью повышения энергетических характеристик за счет использования более эффективного горючего синтин вместо керосина Т-1. Синтин (С₁₀Н₁₆) – синтетическое углеродное горючее, обладающее более высокими энергетическими характеристиками, по сравнению с керосином, при меньшей вязкости и высокой плотности.

Применение синтина в качестве горючего привело к увеличению давления в КС двигателя до 5,39 МПа, поэтому для интенсификации теплоотдачи стенок камеры было введено спиральное оребрение трактов охлаждения.

Двигатель 11Д511ПФ изготавливался серийно в составе РН «Союз-У2», однако в ходе работы двигателя была выявлена высокая склонность к высокочастотным колебаниям, вызванным низким уровнем технологии изготовления форсунок. В 1996 г. в условиях острой нехватки финансов было принято решение о прекращении эксплуатации ракеты «Союз-У2». Дополнительным фактором в пользу такого решения стала высокая стоимость производства синтина и его высокая токсичность.

Следующим этапом технического усовершенствования конструкции двигателя (двигатели 14Д22 (РД-107А), 14Д21 (РД-108А)) стало повышение устойчивости двигателя за счет улучшения смесеобразования в камере. Была спроектирована новая форсуночная головка, в которой использованы однокомпонентные центробежные форсунки горючего и окислителя, часть из которых выдвинута в огневое пространство на 30 мм и образует антипульсационные перегородки в виде замкнутого четырехугольного контура в центре смесительной головки с расходящимися к периферии восемью лучами. Таким образом, начальная зона горения в камере разделяется на девять участков, что препятствует развитию радиальных и тангенциальных поперечных колебаний давления и обеспечивает устойчивость процесса горения.

Для улучшения условий охлаждения камеры с разработанной смесительной головкой было принято решение каналы тракта охлаждения в ней от критической части сопла до входа в смесительную головку выполнить не прямыми, а спиральными с углом наклона спирали к оси камеры 15 градусов.

В дальнейшем, пиротехническая система зажигания была заменена на химическую. Это обусловлено тем, что достаточно надежная пиротехническая система зажигания в применении одновременно к нескольким камерам двигателя зависима от качества работ, проводимых боевым расчетом на стартовой позиции. Возможные повреждения и дефекты электрокабелей, возникающие в процессе установки пирозажигающих устройств, могли привести к нарушению условий воспламенения в одной или нескольких камерах вплоть до задержки воспламенения от собственного пиропатрона и воспламенения от факела рядом стоящей камеры.

Система химического зажигания представляет собой герметичный трубопровод, ограниченный мембранами свободного прорыва, между которыми находится самовоспламеняющееся с кислородом пусковое горючее, в пусковой бачок из которого азотом вытесняется основное горючее, давлением которого, в свою очередь, прорываются мембраны и пусковое горючее вытесняется в камеры, соответствующие агрегаты автоматики и трубопроводы.

Подача пускового горючего в основную камеру двигателей осуществляется через четыре специальных штифта (Рис. 27), впаянных вместо штатных штифтов в силовое кольцо огневого днища на периферии смесительной головки.

Рис.27. Штуцер подвода пускового горючего в основную камеру

 

Штифты имеют сквозной канал с калиброванным отверстием, через который пусковое горючее подается в камеру сгорания под углом 45 градусов к плоскости огневого днища. Над штифтами к силовому кольцу приварены четыре штуцера, к которым присоединяются магистрали пускового горючего для подачи его в камеру сгорания.

Разработанная система химического зажигания компонентов топлива при всех испытаниях обеспечила надежное воспламенение компонентов топлива с плавным нарастанием давления в камере.

Запуск, работа двигателей на режимах предварительной, промежуточной и главной ступеней осуществлялись без замечаний с обеспечение динамических характеристик, лежащих в статистических диапазонах двигателей с пиротехнической системой зажигания.

В 1970 г. были проведены работы по определению возможности перевода двигателей типа 11Д511, 11Д512 с горючего Т-1 на горючее РГ-1. Возможность перехода к использованию горючего РГ-1 рассматривалась как в плане унификации горючих на различных двигателях, так и в плане увеличения удельного импульса тяги двигателей. Сравнительные испытания показали, что при переводе двигателей на РГ-1 не наблюдается увеличения удельных импульсов тяг камер сгорания. Дальнейшие работы по переходу на горючее РГ-1 были прекращены.

В связи с вероятным прекращением выработки горючего Т-1 в 1988 г. предложил аналог этого горючего, получаемый путем смешения горючих Авиакеросин и РТ, именуемый в дальнейшем смесевым горючим Т-1С. Работы по проверке возможности замены на Т-1С проводились без изменения конструкции двигателей. Испытания показали, что при использовании горючего Т-1С двигатели типа 11Д511 и 11Д512 соответствуют требованиям по основным характеристикам.

Двигатели РД-107А, РД-108А (Табл. 8) и в настоящее время обеспечивают  успешные пуски ракет-носителей семейства «Союз», для выведения транспортных пилотируемых космических кораблей.

Таблица 8.

Сравнение характеристик двигателей РД-107, РД-108 с современными модификациями

Параметр	Название двигателя
	РД-107А	РД-107	РД-108А	РД–108
Тяга, кН
у Земли	83,9	82	79,2	73
в пустоте	102	100	92,1	92
Удельный импульс, с
у Земли	2638	2509	2629	2430
в пустоте	3267	3067	3271	3087
Давление в КС, МПа	6	5,85	5,44	5,10
Масса сухая, кг	1190	1190	1075	1279
Габариты, мм
высота	2578	2860	2865	2860
диаметр	1850	2580	1950	1950

Контрольные вопросы

 

1. Назначение двигателей РД–107 (РД–108).

2. Состав двигателя РД–107.

3. Схема компоновки камер двигателя на ракете.

4. Основные параметры двигателей.

5. Характеристики систем управления двигателей.

6. Экологические характеристики двигателей.

7. Работа агрегатов двигателя при запуске.

8. Работа агрегатов двигателя на номинальном режиме.

9. Работа агрегатов ПГС при отсечке.

10. Камера сгорания, конструкция форсуночной головки.

11. Конструкция охлаждения КС и сопло.

12. Основные параметры КС.

13. Турбонасосный агрегат. Состав, характеристики.

14. Уплотнения ТНА.

15. Смазка и охлаждение подшипников ТНА.

16. Материалы, применяемые в ТНА.

17. Основные параметры ТНА.

18. Газогенератор. Назначение устройства.

19. Основные характеристики газогенератора.

20. Редуктор точной настройки. Назначение. Принципиальная схема. Работа.

21. Редуктор грубой настройки. Назначение, устройство, работа.

22. Дроссель горючего. Назначение, устройство, работа.

23. Регулятор перекиси водорода. Назначение, устройство, работа.

24. Главный клапан кислорода. Назначение, устройство, работа, материалы.

25. Главный клапан горючего. Назначение, устройство, работа.

26. Отсечной пироклапан окислителя рулевых КС. Назначение, устройство, работа, материалы.

27. Перекрывной клапан перекиси водорода. Назначение, устройство, работа.

28. Клапан жидкого азота. Устройство, работа.

29. Электропневмоклапаны. Устройство, работа.

30. Обратные клапаны.

31. Рулевые агрегаты и камеры. Назначение, устройство, работа, параметры.

32. Основные модификации двигателя.

Библиографический список

1)Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: учебник для вузов / М. В. Добровольский; ред. Д. А. Ягодников. – 3–е изд., доп. – М. : Изд–во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2016. – 460 с.

2) Гахун Г.Г., Баулин В.И., Володин В.А. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей; учебник для вузов / Под общ. ред. Г. Г. Гахуна, М.: Машиностроение, 1989. – 424 с.

3) Альбом конструкций ЖРД (часть III) (п/р Глушко В.П. ). Военное издательство МО СССР, М.,1969.