РД-270
«РД-270» (Ракетный двигатель 270, 8Д420) — советский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) производства ОКБ-456. Является развитием первого в истории некриогенного ЖРД РД-253 с закрытым циклом, применяемого на РН «Протон» («УР-500»). Топливом служат высококипящее горючее несимметричный диметилгидразин и окислитель тетраоксид диазота. 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.
| РД-270 | |
|---|---|
| Тип | ЖРД |
| Топливо | НДМГ |
| Окислитель | N2O4 |
| Камер сгорания | 1 |
| Страна | 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 характеристики |
|
| Полная масса | 5440 кг[1] |
| Сухая масса | 3370 кг |
| Высота | 4850 мм |
| Диаметр | 3300 мм |
| Рабочие характеристики | |
| Тяга |
Вакуум: 685 тс (6,71 МН) Ур.моря: 640 тс (6,27 МН) |
| Удельный импульс |
Вакуум: 322 c Ур. моря: 301 c |
| Давление в камере сгорания | 26,1 МПа (257,6 атм.) |
| Тяговооружённость | 189,91 |
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.
Конструкция править
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 замкнутую схему 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 носит название «газ-газ», так как оба жидких топливных компонента газифицируются перед подачей в камеру сгорания.
Из-за наличия двух газогенераторов (камер предварительного сгорания) и 2 ТНА которые шли в одну камеру и работали параллельно, наблюдались низкочастотные пульсации в газогенераторе и камере. Основная проблема в синхронизации совместной работы двух ТНА. ТНА пытались пересилить друг друга, стабилизировать их без помощи БЦВМ не удалось. Данную проблему смогли решить только через 10 лет в двигателе RS-25 используя БЦВМ.
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 диоксидом циркония[1].
История править
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 годов 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. Было подтверждено увеличение удельного импульса на 42 с по сравнению с РД-270[2].
В рамках работ по другой лунной ракете, Н-1, существовал проект модификации РД-270К, который должен был быть выполнен по той же схеме, но с использованием компонентов РГ-1/кислород (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.[прояснить]
См. также править
- Серия «УР» (Универсальная ракета)
- Ракета-носитель «Н1»
- РД-253
- РД-264
- РД-170 — более мощный четырехкамерный двигатель на керосине
Ссылки править
- К истории разработки жидкостного ракетного двигателя рд-270 для ракеты-носителя УР-700
- RD-270 // Astronautix.com - Encyclopedia Astronautica (англ.)
Примечания править
- ↑ 1 2 «РД-270 (8Д420)». Дата обращения: 4 мая 2009. Архивировано 19 мая 2009 года.
- ↑ RD-270 Архивная копия от 22 февраля 2020 на Wayback Machine // Astronautix (англ.).