- РД-270М
-
РД-270 
Ракетный двигатель «РД-270» на демонстрационном стендеТип: ЖРД Топливо: Гептил (НДМГ) Окислитель: N2O4 (AT) Камер сгорания: 1 Страна: Россия (СССР) Использование: Применение: планир. на 1-х ступенях
«УР-700» и «УР-900»Развитие: РД-270М (П9/AT) Производство: Конструктор: ОКБ-456 Время создания: Работы остановлены 31.12.1970 г. Массогабаритные
характеристикиПолная масса: 5 440 кг[1] Сухая масса: 3 370 кг[1] Высота: 4 850 мм[1] Диаметр: 3 300 мм[1] Рабочие характеристики Тяга: Вакуум: 685 тс (6.71 мН)[1]
Ур.моря: 640 тс (6.27 мН)[1]Удельный импульс: Вакуум: 322 c[1]
Ур.моря: 301 c[1]Давление в камере сгорания: 26.1 MPa (257.6 атм.)[1] «РД-270» (Ракетный двигатель 270, 8Д420) - российский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) производства «ОКБ-456». Предназначался для использования на первых ступенях альтернативной лунной ракеты «УР-700». Работы над двигателем были завершены 31 декабря 1970 года вместе с прекращением работ над ракетой-носителем. Разработка была остановлена на стадии доводочных испытаний и существуют только пробные двигатели.
На 2009 год является самым мощным однокамерным ракетным двигателем, который когда-либо разрабатывался в СССР и России. Топливом служат высококипящие токсичные компоненты гептил и ТА (N2O4). Является развитием первого в истории некриогенного ЖРД РД-253 с закрытым циклом, применяемого на РН Протон («УР-500») и использует схему полнопоточного закрытого цикла с дожиганием окислительного и топливного газа. Благодаря давлению камеры сгорания 264.5 атм, - одному из самых больших из применяемых на 2009 год в ЖРД - обладает очень большим показателем эффективности двигателя, удельным импульсом на поверхности Земли, равным 301 c.
Содержание
История
Разработка двигателя РД-270 была начата 26 июня 1962 года под руководством В.П. Глушко и к 1967 году предварительные исследовательские работы были закончены. В период 1967-1969 гг проводились огневые испытания экспериментальных двигателей с укороченным соплом и без регуляторов. Всего было проведено 27 испытаний 22 двигателей. Три двигателя испытывались повторно, а один – трижды. На этом этапе работы над двигателем были закончены из-за сворачивания советской лунной программы и, в частности, работ по семейству РН «УР-700».
В ходе разработки двигателя, модификация РД-270М испытывалась на предмет возможности использования топлив с теоретически высоким удельным импульсом в паре с тем же окислителем, что и у базового двигателя. В качестве топлива был выбран пентаборан, что должно было вызвать локальную экологическую катастрофу в месте испытаний. Тем не менее, было подтверждено увеличение удельного импульса на 42 c по сравнению с РД-270.[2] В рамках работ по другой лунной РН Н-1 существовал проект модификации РД-270К, который должен был быть выполнен по той же схеме, но с использованием компонентов RP-1/LOX (см. РД-170) - данная модификация не могла быть доведена до успешно испытанных изделий по той причине, что в данном случае для работы двигателя с высоким удельным импульсом оказалось достаточно применить схему ЖРД частичного замкнутого цикла с дожиганием окислительного газа.
Конструкция
Кроме основных данных, приведенных в таблице, следует отметить, что двигатель имеет пределы дросселирования тяги 95-105%, возможность управления вектором тяги в пределах ±12° (проект «Р-56») и диапазон ±8° по проекту РН «УР-700». Коэффициент массового соотношения компонентов окислителя к топливу составляет 2.67 и может изменяться на 7%.
Из-за необходимости обеспечения высокого удельного импульса и давления в камере сгорания, РД-270 использует полнопоточный закрытый цикл с полной газификацией компонентов, что достигается применением двух турбин с камерами предварительного сгорания, в одной из которых сжигается переобогащенная топливом смесь, а в другой переобогащенная окислительная смесь. По двум независимым контурам под управлением контроллера двигателя проходит всё потребляемое топливо, переходя в газообразное состояние. После этого окислительный и топливный генераторный газ поступают в камеру сгорания для дожигания. Такая схема также носит название «газ-газ», так как первоначальные топливные компоненты не используются для создания тяги.
В силу необходимости усиленного охлаждения РД-270 во время работы, в конструкции камеры сгорания был введен пояс дополнительного пленочного охлаждения с 4 щелями, а на самых теплонапряженных участках сопла применено покрытие двуокисью циркония.[1]
Смотри также
- Серия «УР» (Универсальная ракета);
- Ракета-носитель «Протон»;
- Ракета-носитель «Н1»;
- ЖРД закрытого цикла;
- ЖРД РД-253;
- ЖРД РД-170 — более мощный четырехкамерный двигатель.
Примечания
Ссылки
Wikimedia Foundation. 2010.
