РД-119

← другие значения | +

РД-119

Двигатель РД-119 (Санкт-Петербург, Музей космонавтики и ракетной техники имени В. П. Глушко)
Manufacturer	ОКБ-456
ЖРД
Performance
Thrust	В вакууме: 10,7 тс (105 кН)
Burn time	260 с
Dimensions
Diameter	1020 мм (без учёта рулевых сопел)

РД-119 — советский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) конструкции ОКБ-456, разработан в 1958—1962 годах для второй ступени ракеты-носителя 63С1 семейства «Космос», на основе двигателя РД-109.

Технические характеристики

Схема ЖРД РД-119: 1. камера; 2. рулевые сопла; 3. газораспределитель с электроприводом; 4. отсечный пироклапан окислителя; 5. смеситель; 6. трубопровод горючего камеры; 7. газогенератор; 8. теплообменник-испаритель; 9. турбина; 10., 16. пуско-отсечные клапаны; 11. насос горючего; 12. насос окислителя; 13. пусковой клапан окислителя; 14. азотный редуктор с электроприводом; 15. баллон со сжатым азотом; 17. редуктор давления горючего; 18. трубопровод горючего газогенератора; 19. отсечный клапан горючего камеры; 20. трубопровод горючего завесного охлаждения

РД-119 содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, рулевые сопла, агрегаты управления, раму и другие элементы. В конструкции камеры, газогенератора, газораспределителей, системы газовых трубопроводов широко использованы титановые сплавы.

Камера ЖРД — со связанными оболочками, тракт регенеративного охлаждения образован оребрением огневой стенки в области камеры сгорания и горловины сопла, а также гофрированными проставками между стенками. Внутреннее охлаждение камеры обеспечивается периферийными форсунками смесительной головки и питаемым автономно поясом завесы, установленным перед соплом. Давление в камере сгорания 80,46 кгс/см², на выходе из сопла 0,06 кгс/см².

Турбонасосный агрегат содержит два шнекоцентробежных топливных насоса и осевую двухступенчатую активную турбину с частотой вращения 350 с^-1 и мощностью 566 кВт, расположенные на двух соосных валах, которые связаны с помощью шлицевого соединения через короткий гибкий вал. На одном валу установлены насос горючего и (консольно) турбина, на другом — насос окислителя.

Турбина приводится во вращение газом с температурой 1030 К, который вырабатывается при термическом разложении горючего в газогенераторе; температура, необходимая для начала разложения, обеспечивается сгоранием порохового заряда, размещённого в газогенераторе. Этот же заряд используется для начальной раскрутки турбины при запуске двигателя.

Отработанный газ турбины истекает через три пары неподвижных рулевых сопел, снабжённых газораспределителями с электроприводами, обеспечивая управление полётом ракеты-носителя.

В РД-119 имеются агрегаты, вырабатывающие газ для наддува топливных баков. Бак окислителя наддувается продуктами испарения окислителя в теплообменнике, который встроен в выхлопной патрубок турбины. Бак горючего наддувается газом, образующимся при смешении части генераторного газа с горючим.

Зажигание топлива в камере при включении ЖРД осуществляется от пиротехнического устройства, устанавливаемого через сопло. Тяга регулируется изменением расхода рабочего тела газогенератора.

При команде на включение РД-119 двигатель 1-й ступени (РД-214) ещё работает, и создаваемая им перегрузка обеспечивает поступление начальной порции топлива в двигатель.

Топливо двухкомпонентное с соотношением компонентов 1,5:

• окислитель — жидкий кислород
• горючее — несимметричный диметилгидразин.

Назначение

Вторая ступень ракеты-носителя «Космос».

Источники

Одним из источников, использованных при создании данной статьи, является статья из википроекта «Руниверсалис» («Руни», руни.рф) под названием «РД-119», расположенная по адресу: — «https://руни.рф/index.php/РД-119» Материал указанной статьи полностью или частично использован в Циклопедии по лицензии CC BY-SA. Всем участникам Руниверсалиса предлагается прочитать «Обращение к участникам Руниверсалиса» основателя Циклопедии и «Почему Циклопедия?».