2.2.2.2. L'influenza della compressione e dell'atmosfera terrestre sul movimento dei satelliti

2.2.2.3. Modelli balistici del movimento dei satelliti

2.2.4. Condizioni di volo balistiche del veicolo spaziale

2.2.5. Orbite speciali dei satelliti artificiali della Terra

2.2.5.1. Orbite geostazionarie

2.2.5.6. Inclinazione critica e orbite di Molniya

Capitolo 2.3. Voli interorbitali di veicoli spaziali

2.3.1. Il concetto di volo spaziale. Volo con spinta finale, volo d'impulso

2.3.2. Forza reattiva. Formula di Ciolkovskij

2.3.4. Condizioni necessarie per un volo ottimale

2.3.5. Il caso di un campo gravitazionale newtoniano centrale

2.3.6. Alcuni voli d'impulso

2.3.7. Trasferimenti tra orbite circocircolari

2.3.8. Voli ottimali con spinta finale

2.4.1. Controllo dell'orbita geostazionaria

2.4.2. Mantenimento di orbite altamente ellittiche

2.4.3. Mantenimento del profilo altitudinale di volo della Stazione Spaziale Internazionale

2.4.4. Mantenimento della sincronia solare di un'orbita circolare

2.4.5. Mantenimento della stabilità dell'ora locale di passaggio del nodo ascendente della MTR circolare

2.4.6. Bassa altitudine dell'orbita circolare e controllo della traccia

2.4.7. Separazione dei satelliti in orbita circolare

Capitolo 2.5. Sistemi satellitari

2.5.1. Sistemi satellitari e loro progettazione balistica

2.5.2. Sistemi satellitari a copertura continua in orbite circolari

2.5.2.1. Sistemi satellitari basati su bande di copertura continua

2.5.2.2. Sistemi satellitari cinematicamente corretti

2.5.3. Sistemi satellitari di rilevamento periodico dell'area in orbite circolari

2.5.3.1. Prerequisiti per la creazione della moderna teoria della revisione periodica

2.5.3.2. Sistemi satellitari regolari

2.5.3.3. Elementi di teoria delle rotte di ottimizzazione dei sistemi satellitari a revisione periodica

2.5.3.4. Alcuni modelli di soluzioni ottime

2.5.4. Sistemi satellitari a visione locale continua in orbite ellittiche

2.5.5. Controllo di sistemi satellitari in orbite circolari

Capitolo 2.6. Traiettorie lunari e interplanetarie

2.6.1. Traiettorie lunari di veicoli spaziali

2.6.2. Traiettorie di volo verso pianeti, asteroidi, comete

Capitolo 3.1. Tipi (classificazione) delle configurazioni aerodinamiche

3.1.3. Allestimenti multiblocco con suddivisione longitudinale dei palchi

3.1.4. Layout multiblocco con divisione longitudinale dei palchi e carichi utili montati

3.1.5. Elementi strutturali sporgenti e smontabili

3.3.1. Metodi di ricerca sperimentale

3.3.3. Prove analogiche

3.3.4. Metodi numerici per il calcolo delle caratteristiche aerodinamiche dei razzi

3.4.1. Influenza del vento su un razzo durante il lancio e il trasporto. Influenza delle strutture di lancio e delle unità di trasporto

3.4.2. Carichi del vento vicino al suolo

3.4.3. Carichi locali quando si scorre attorno a un flusso stazionario

3.4.4. Carichi aerodinamici distribuiti

3.4.5. Stabilità statica

3.4.6. Caratteristiche aerodinamiche dei dispositivi stabilizzatori

3.4.8. Separazione degli stadi del razzo

3.4.9. Caratteristiche aerodinamiche circolari dei corpi di rotazione

3.4.11. Impatto aerodinamico sul carico utile durante la separazione dei lembi della carenatura

3.4.12. Aerodinamica di palchi staccabili ed elementi strutturali. Zone di caduta (esclusione)

3.5.3. L'influenza dei getti del motore sulle caratteristiche aerodinamiche

3.5.4. Carico aerodinamico di elementi strutturali sporgenti. Metodi di riduzione del carico

3.5.5. Caratteristiche aerodinamiche dei blocchi di razzi multiblocco durante la loro separazione

3.6.4. Drenaggio di elementi strutturali

3.6.5. Trasporto aereo

Capitolo 3.7. Controllo della temperatura dei compartimenti dei razzi durante la preparazione del terreno

3.7.1. Compiti termostatici. Restrizioni. Metodi risolutivi

3.8.2. Classificazione dei lanciatori in base ai loro schemi di progettazione

3.8.4. Caratteristiche dei processi termici all'avvio

Capitolo 3.10. L'atmosfera intrinseca dei veicoli spaziali e la sua influenza sul funzionamento di strumenti e sistemi

3.10.1. Studi sperimentali dell'atmosfera esterna di veicoli spaziali e stazioni

3.10.2. Peculiarità delle variazioni di pressione nei compartimenti non pressurizzati dei satelliti geostazionari

Capitolo 3.11. Contaminazione delle superfici dei veicoli spaziali e metodi per ridurla

Capitolo 3.12. Aerogasdinamica dei veicoli in discesa

3.13.2. Meteoroidi

3.13.3. Detriti spaziali

3.13.4. Calcolo della probabilità di mancata rottura del veicolo spaziale da parte di meteoroidi e particelle artificiali

3.13.5. Impatto di micrometeoroidi e particelle artificiali sulla superficie di un veicolo spaziale

3.14.2. Acustica e pulsazioni di pressione durante il lancio di un razzo

3.14.3. Effetti aeroacustici sui razzi in volo

3.14.4. Impatti acustici sui veicoli spaziali durante la preparazione del terreno e in volo

4.2.1. Scopi della classificazione

4.2.3. Classificazione sistematica

Capitolo 4.3. Creazione di complessi spaziali

4.3.2. Principi di qualità e affidabilità

4.3.3. La procedura per la creazione di complessi spaziali

5.1.1. Fondamenti teorici della progettazione aeronautica

5.2.2. Schema di uno studio multilivello sulla modernizzazione del sistema missilistico. Composizione di problemi e modelli matematici

5.2.4. Il problema dell'ottimizzazione dei parametri delle modifiche degli aeromobili. Modello matematico

5.2.6. Studio sull'efficacia della modernizzazione della Repubblica del Kazakistan

5.2.7. Analisi della modifica di un aeromobile con motore a razzo a propellente solido in presenza di fattori incontrollati

5.3.3. Progettazione del serbatoio del carburante

5.3.4. Gusci cilindrici

Capitolo 5.5. Modelli e metodi per lo studio della stabilità e controllabilità dei missili balistici

5.5.3. Studio della stabilità delle vibrazioni longitudinali del BR

Sezione 6. MEZZI DI ESTRAZIONE

Capitolo 6.1. Concetto generale

6.2.3 Veicoli di lancio “Cyclone”, “Zenit”, “Zenit 3 SL”

6.3.3. Navetta spaziale MTKS

Capitolo 6.4. Blocchi di accelerazione

6.4.1. Blocchi di accelerazione di tipo DM

6.4.2. Blocchi acceleranti di tipo Brezza

6.4.3. Stadi superiori tipo Fregat

Capitolo 7.1. Motori a razzo liquido

7.1.1. Diagramma schematico del motore a razzo

7.1.3.1. Lancio

7.1.3.2. Funzionamento del motore a razzo in volo

7.1.3.3. Automazione del motore a razzo liquido

7.1.3.4. Garantire operazioni sostenibili

7.1.4. Telecamera

7.1.4.1. Calcolo gasdinamico

7.1.4.2. Profilazione della fotocamera

7.1.4.3. Calcolo termico della camera

7.1.4.4. Costruzione della fotocamera

7.1.4.5. Realizzare una macchina fotografica

7.1.5. Generatore di gas

Capitolo 7.2. Prove al banco di sistemi di propulsione

7.2.1. Compito di sviluppo

7.2.2. Metodologia per la sperimentazione sperimentale di sistemi di propulsione a razzo a propellente liquido

7.2.4. Test completi di sistemi pneumoidraulici e sistemi di propulsione

Capitolo 8.1. Lanciare i sistemi di controllo del veicolo

8.1.1. Scopo e ambito di applicazione del sistema di controllo del veicolo di lancio

8.1.3. Struttura funzionale e strumentazione dei sistemi di controllo dei veicoli di lancio

8.1.4. Complesso informatico di bordo e interazione dei sistemi correlati

8.1.5. Navigazione e guida. Gestione dei terminali

8.1.6. Precisione del controllo del lancio del carico utile

8.1.7. Fasi di sviluppo dei sistemi di controllo del veicolo di lancio

8.1.9. Affidabilità e resistenza dei sistemi di controllo alle interferenze

8.1.10. Organizzazione ed elaborazione dei flussi informativi relativi al funzionamento dei sistemi di controllo

8.1.11. Tendenza allo sviluppo dei sistemi di controllo dei veicoli di lancio

8.2.1. Dotazioni del sistema di controllo di bordo

8.2.2. Software di bordo

8.2.4. Attrezzature del sistema di controllo a terra

Capitolo 8.3. Sistemi di separazione

8.3.1. Requisiti per i sistemi di separazione

8.3.2. Principali tipologie di sistemi di separazione

8.3.3. Elementi esecutivi dei sistemi di separazione

8.3.4. Forze agenti su corpi separati

8.3.5. Calcolo dei sistemi di separazione

8.3.6. Sperimentazione sperimentale di sistemi di separazione

8.3.7. Calcolo dell'affidabilità

8.5.1. Sistema di svuotamento simultaneo del serbatoio

8.5.2. Pressione di sovralimentazione del serbatoio richiesta

Capitolo 8.6. Controllo della propulsione

Capitolo 8.7. Organi esecutivi

Capitolo 8.8. Azionamenti di attuatori di sistemi di controllo

Sezione 7

MOTORI A RAZZA LIQUIDO PER IL LANCIO DI RAZZI

MOTORI A RAZZA LIQUIDO

7.1.1. SCHEMA SCHEMATICO

Lo scopo dei motori a razzo di propulsione è garantire l'accelerazione degli stadi del veicolo di lancio ad una determinata velocità. Questi motori sono superiori agli altri motori a propellente liquido in termini di spinta (da centinaia di kilonewton a decine di meganewton). Di solito sono progettati per l'accensione una tantum (ad eccezione dei motori a razzo a liquido di alcuni stadi superiori del veicolo di lancio) e per il funzionamento per 2...10 minuti. Questi motori (di seguito semplicemente motori a razzo liquidi) utilizzano carburanti liquidi per razzi appartenenti alla classe dei due componenti, costituiti da un ossidante e un carburante, che sono immagazzinati in serbatoi di carburante separati del sistema di propulsione a razzo.

Il primo veicolo di lancio spaziale sovietico era equipaggiato con cinque motori a razzo a propellente liquido (RD 107 e RD 108) con una spinta di lancio totale di 4 MN con carburante: ossigeno liquido-cherosene. I motori in TPU erano azionati da prodotti della decomposizione catalitica del perossido di idrogeno concentrato. Dall'inizio degli anni '60. I LV utilizzano motori a razzo liquidi che utilizzano combustibili altobollenti, entrambi i componenti dei quali sono liquidi in un'ampia gamma di condizioni ambientali. Questi includono ossidanti e materiali infiammabili che si autoinfiammano al contatto con il motore a propellente liquido, il che è un fattore determinante per l'affidabilità

avviare il motore. A metà degli anni '60. V

L'URSS ha creato potenti motori a razzo a propellente liquido a camera singola con postcombustione su componenti altobollenti e negli Stati Uniti - motori a razzo a propellente liquido che utilizzano carburante ossigeno-idrogeno con azionamento THA mediante idrogeno riscaldato nella camicia di raffreddamento della camera. Dal 1981 vengono utilizzati motori a razzo a propellente liquido ossigeno-idrogeno con postcombustione, che operano dal lancio di un veicolo a razzo (space shuttle) alla consegna del carico utile nell'orbita terrestre bassa.

Negli anni '80 In URSS furono creati: il motore a razzo a propellente liquido più potente del mondo RD 170 che utilizza ossigeno con cherosene con una spinta di circa 8 MN e RD 120 che utilizza lo stesso carburante con una spinta di circa 0,9 MN. È

utilizzato sul primo e sul secondo stadio del veicolo di lancio Zenit (programma Sea Launch). All'inizio del secolo, in Russia fu creato un motore a ossigeno-cherosene RD 180 con una spinta di circa 4 MN, utilizzato sui veicoli di lancio Atlas 3 e Atlas 5 (USA).

La spinta del motore a razzo a propellente liquido viene creata nella camera (Fig. 7.1.1), dove l'energia potenziale chimica del carburante viene convertita nell'energia cinetica del getto di gas reattivo. La camera contiene una camera di combustione cilindrica (CC) dotata di una testa di miscelazione, dove la combustione del carburante avviene a una pressione compresa tra 5 e 30 MPa, e un ugello a getto Laval per accelerare il gas ad alta temperatura risultante a velocità supersoniche (fino a a M4); in questo caso la temperatura del gas può diminuire di 2-3 volte e la pressione di migliaia di volte. La densità del flusso di calore nella camera q (la quantità di calore che passa per unità di tempo attraverso un'unità di superficie della camera) è misurata in decine di MW/m2,

Riso. 7.1.1. Camera del motore a razzo liquido e cambiamenti nei parametri del flusso di gas lungo la sua lunghezza:

1 - testa di miscelazione KS; 2 - Area di lavoro KS; 3, 4 - parti subsoniche e supersoniche dell'ugello, rispettivamente

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	Capitolo 7.1. MOTORI A RAZZA LIQUIDO
e per risparmiare	integrità strutturale	I motori a razzo liquido vengono eseguiti secondo due principali
le sue camere sono raffreddate con parte del carburante (solitamente		schemi funzionali: senza postcombustione
ma infiammabile) prima di bruciarlo (rigeneratore		gas generatore in camera e con postcombustione.
schema di raffreddamento attivo). Combustibile		Nel primo caso (Fig. 7.1.2) il gas è attivato
i componenti vengono immessi nella camera da una turbopompa		ut su una turbina ad alto dislivello approssimativamente
unità (TNA), solitamente compreso l'asse		fino a 0,15 MPa, indirizzandolo poi al dipartimento
pompe centrifughe e turbine assiali, a		tubo di scarico, sezione terminale
che viene ruotato dal gas ottenuto nel gas4		camera o in un ugello speciale (in un motore a razzo liquido
nerotor (GG) durante la combustione di parte del liquido		stadi superiori del veicolo di lancio). A causa delle basse temperature
carburante con un grande eccesso di uno dei		parametri dinamici del gas del generatore
componenti.		per il valore dell'impulso specifico Iy per i motori a razzo a propellente liquido

Riso. 7.1.2. Diagramma schematico Motore a razzo liquido RD 252:

1 - 2, 4, 5 - pirovalvole di intercettazione; 3 - GG; 6 - regolatore di trazione a comando elettrico; 7 - stabilizzatore del rapporto dei componenti del carburante; 8 - valvola di ritegno; 9 - valvola di avvio; 10, 11 - valvole di separazione piromembrana; 12 - acceleratore per il sistema di svuotamento del serbatoio (TDS) con azionamento elettrico; 13 - pompa del carburante centrifuga a vite; 14 - pompa ossidatrice centrifuga a vite; 15 - Turbina TNA; 16 - piroavviatore; 17 - valvola di intercettazione del carburante; 18 - tu

Ugello in cotone TNA

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		SCHEMA SCHEMATICO
risulta essere inferiore a quello della fotocamera. Poeta			La trasmissione TNA richiede molto gas (fino all'80%
è consigliabile uno schema mu senza postcombustione fino a			dalla portata attraverso la camera a p fino a 15 MPa),
livello p a 7…10 MPa, quando l'azionamento viene girato			I GG ossidativi sono più spesso utilizzati (eccetto
non sono necessari più di 3 contenitori		popolare	motori a razzo liquidi alimentati a idrogeno
motore a carburante (con		perdite su	ryuchem grazie alla sua elevata termodinamica
Portata dell'unità TNA		Ulteriore	proprietà del cielo). Allo stesso tempo, tutto il
un aumento di p porta a		chilometraggio	massa di ossidante consumata dal motore a razzo a propellente liquido, s
innescare il gas del generatore a bassa quota			gran parte di carburante, rinfusa
riavviare la turbina e poi rodarla			che viene pompato nel tratto di rigenerazione
camera con il resto del carburante, che			raffreddamento efficiente della camera.
elimina le perdite I y. Durata non raffreddata			Schema con postcombustione di ha ossidanti
del percorso della turbina è limitato da			for (Fig. 7.1.3 e 7.1.4) consente di implementare p to
temperatura del generatore	dimensione del gas		ad un livello di circa 30 MPa. Per ulteriori informazioni
850 K con eccesso di ossidante e 1300 K -			è necessario un aumento significativo di p k ha
con carburante in eccesso. Questa circostanza			zificazione di tutto il carburante prima della postcombustione
insieme ad un peso molecolare inferiore			fotocamera, che richiederà l'utilizzo di due GG:
riduzione del gas,		predeterminare	ossidativo e riduttivo (schema
le sue prestazioni ed energia migliorate			"gas - gas") e, di conseguenza, due turbine dentro
vantaggio genetico per i motori a razzo a propellente liquido senza doji			sistema di alimentazione del motore a razzo liquido. A livello moderno
ganiya. Tuttavia, in un motore a razzo a propellente liquido con postcombustione, dove			La tecnologia è il principale strumento di sviluppo

Riso. 7.1.3. Diagramma schematico del motore a razzo a propellente liquido RD 253:

1 - gasdotto; 2 - GG; 3, 4, 14 - pirovalvole di intercettazione; 5 - regolatore di trazione a comando elettrico; 6 - Turbina TNA; 7 - pompa booster a getto; 8, 10 - valvole di separazione piromembrana; 9 - pompa ossidatrice centrifuga a vite; 11, 12 - pompa del carburante a vite centrifuga a due stadi; 13 - Acceleratore SOB con azionamento elettrico; 15 - macchina fotografica. Non sono mostrate la pressurizzazione del serbatoio e l'estrazione del carburante alla scatola dello sterzo (consumo totale: ossidante - 2,13 kg/s, carburante 1,51 kg/s)

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Riso. 7.1.4. Diagramma schematico del motore a razzo a propellente liquido RD 120:

1 - regolatore di trazione a comando elettrico; 2 - pompa del carburante centrifuga a vite (a due stadi); 3 - Acceleratore SOB con azionamento elettrico; 4 - valvola del carburante principale (arresto di avvio); 5 - pompa ossidante centrifuga a coclea; 6 - valvola della cinghia di raffreddamento della tenda della camera; 7 - macchina fotografica; 8 - turbina della pompa principale; 9 - GG; 10 - valvola di intercettazione del carburante; 11 - valvola principale (arresto di avvio) dell'ossidatore; 12 - scambiatore di calore ad elio per pressurizzazione del serbatoio; 13 - TNA booster dell'ossidante; 14 - valvola di ritegno; 15 - pompa del carburante booster. Linee di controllo dell'elio non mostrate

valvole e sistema di avviamento (compreso un contenitore con composizione incendiaria)

Il motore a propellente liquido che influenza la perfezione tecnica del progetto progettato è (per il carburante selezionato) il parametro pk, con un aumento in cui aumenta Iу e si riducono le dimensioni della camera e dell'intero motore a propellente liquido. Tuttavia, ciò è accompagnato da un aumento della potenza della pompa e da difficoltà crescenti

creazione di motori a razzo a propellente liquido.

7.1.2.

Assemblaggio di unità. Il motore a propellente liquido (Fig. 7.1.5– 7.1.8) comprende, oltre alla camera, alla pompa del carburante e al generatore di gas, anche tubazioni del liquido e del gas, dispositivi e sistemi di lancio; unità di automazione con azionamenti elettrici, sistemi pneumatici, pirotecnici e idraulici e dispositivi per

Gestione operativa LRE; unità di sistemi di protezione di emergenza; Sensori per sistemi di misurazione telemetrica; canaline per cavi elettrici per la fornitura di segnali a unità di automazione e la ricezione di segnali da sensori di telemetria; coperture e schermi che garantiscono la corretta temperatura nel vano motore del veicolo di lancio e impediscono il surriscaldamento o il raffreddamento eccessivo dei singoli elementi; gruppi di pressurizzazione serbatoi (scambiatori di calore, miscelatori, ecc.); spesso: pilotare motori a razzo a propellente liquido, camere e ugelli con sistemi che ne garantiscono il funzionamento. I motori a razzo liquido possono essere mono o multicamera, con diverse camere alimentate da una pompa. Nelle prime fasi di un veicolo di lancio, vengono spesso utilizzati motori a propellente liquido a blocchi, costituiti da una serie di blocchi motore identici (moduli) collegati da un comune

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SCHEMA COSTRUTTIVO DI INSTALLAZIONE DELLA LPRE

Riso. 7.1.5. Motore RD 216 con spinta al suolo di 151 tonnellate che utilizza carburante acido nitrico - dimetilidrazina asimmetrica (UDMH)

Riso. 7.1.6. Motore RD 253 con una spinta a terra di 150 tonnellate che utilizza carburante al tetrossido di azoto - dimetilidrazina asimmetrica (UDMH)

Riso. 7.1.7. Motore RD 120 con spinta a depressione	Riso. 7.1.8. Motore RD 170 con spinta a terra
90 tonnellate di ossigeno combustibile - cherosene	740 tonnellate di ossigeno combustibile - cherosene	in modo insignificante,		grazie a	perché rotativo
motore a razzo liquido leniya.		le fotocamere sono diventate ampiamente utilizzate, no
	In genere, i motori a propellente liquido forniscono energia	nonostante la necessità di deflettori
un telaio per trasmettere la spinta al veicolo di lancio. Voi		azionamenti idraulici e motori a razzo meccanici che complicano
riempito sotto forma di uno spazio saldato		nic compensatori variabili reciproci
capriate, il telaio è fissato ad un'estremità alla pietra		sostituzione di parti		progetta Compensatore
re, e l'altro è collegato al telaio LV.		contiene	relativamente		acciaio
Inquadra insieme all'immagine della/e telecamera/e		o soffietti in nichel,
hanno una struttura di potere su cui costruire		che può ospitare il cardano,
Il motore a razzo si blocca. Nella struttura di potenza di un motore a razzo a propellente liquido con		ricevere forze assiali dall'interno
la postcombustione comprende anche l'alloggiamento della turbina		pressione e consentendo movimenti angolari
ny con GG e gasdotto, combinato con kame		nodo niya. Per scaricare il giunto di dilatazione
sciamare in un monoblocco saldato. Quando usato		durante i movimenti assiali e angolari
ricerca di motori a razzo a propellente liquido ai fini del controllo del volo tra		stral	cornice del soffietto (Fig. 7.1.9).
la fotocamera e la cornice sono aggiuntive		camera idraulica formata ulteriormente
ny unità - una sospensione incernierata, che		soffietto filettato. Grumo di soffietto
Solitamente attaccato alla testa della telecamera. Motore		Il pensatore compensa deformazioni angolari fino a
Questa cornice potrebbe non essere inclusa nella composizione		/ 8 con temperature del fluido di lavoro fino a 1020 K
Motore a razzo liquido - basato sul suo fissaggio al telaio		e pressione fino a 30 MPa, grazie all'installazione di de
utu LV prima di installare il motore a razzo.		flector fornisce una guida minima
	Il gimbal fornisce da	Resistenza relativa. Insieme a Kame
inclinazione della fotocamera entro un massimo di / 10 da ma		lo sciame può essere deviato e altre unità
posizione min. Allo stesso tempo, la lunghezza		Motori a razzo liquidi rigidamente collegati alla camera. Questo
Questa componente del vettore di spinta diminuisce		semplifica la progettazione dei motori a razzo a propellente liquido, ma la complica

Riso. 7.1.9. Il compensatore a soffietto compensa deformazioni angolari fino a 8 con una temperatura del fluido di lavoro fino a 1020 K e una pressione fino a 30 MPa

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SCHEMA COSTRUTTIVO DI INSTALLAZIONE DELLA LPRE

affronta il compito di creare unità potenti e ad alta velocità di dimensioni e peso accettabili (le unità sono sviluppate da organizzazioni specializzate e solitamente vengono installate durante l'assemblaggio del veicolo di lancio).

L'obiettivo principale quando si assembla un motore a razzo a propellente liquido è quello di raggiungere dimensioni e peso minimi del motore a razzo a propellente liquido garantendo allo stesso tempo un'elevata producibilità del progetto, facilità di assemblaggio in produzione, capacità di elaborare cavità di lavoro dopo il controllo e test tecnologici, ecc. Questo obiettivo viene raggiunto, innanzitutto, mediante il posizionamento denso di unità. I moderni motori a razzo contengono ugelli a getto grandi dimensioni(spesso determinando le dimensioni dell'intero motore), ed è consigliabile sfruttare lo spazio libero attorno alla camera per ospitare varie unità. La pompa del carburante si trova nella zona della camera di combustione, solitamente lungo il suo asse o (per un motore a propellente liquido multicamera) nello spazio tra le camere. L'LRE in un motore a razzo a propellente liquido con postcombustione è installato con la turbina rivolta verso l'alto per accorciare la linea del gas per fornire gas di scarico alla testa di miscelazione della camera: la conseguente riduzione della massa e della resistenza idraulica della linea del gas notevolmente influisce sul peso del motore a razzo a propellente liquido e sulla pressione della pompa richiesta. Il GG è collegato all'ingresso della turbina tramite un tubo corto. Gli ingressi della pompa sono dotati di flange di montaggio, che li avvicinano ai serbatoi dei corrispondenti componenti del carburante.

Assemblare il motore a razzo. Quando si assembla un motore a razzo a propellente liquido, vengono presi in considerazione vari aspetti del processo di assemblaggio tecnologico. Per accelerarlo e ridurre i costi, il progetto di un motore a razzo a propellente liquido ad alta spinta è diviso in grandi blocchi separati, assemblati in parallelo in diverse officine e combinati in un'officina di assemblaggio generale. Ad esempio, RD 170 ha sette blocchi. Il condotto del gas con il telaio del motore e le traverse delle sospensioni incernierate delle camere formano un blocco di base ad alta resistenza, elevata rigidità e superfici di montaggio precise a cui sono uniti i restanti blocchi. La saldatura è ampiamente utilizzata nella progettazione di motori a propellente liquido, il che consente anche di ridurre notevolmente il peso del motore. Elementi individuali possono essere combinati in blocchi saldati (sottoassiemi) - pur mantenendo la possibilità di paratie dopo le prove al banco antincendio dei motori a propellente liquido (necessarie per testare un nuovo progetto

dimensioni e sono previste per il controllo qualità dei motori forniti).

Una delle condizioni per un'elevata affidabilità dei motori a propellente liquido è garantire la tenuta dei collegamenti staccabili. Per sigillarli nelle linee dei componenti del carburante altobollente, vengono utilizzate principalmente guarnizioni elastomeriche relativamente economiche, realizzate con gomme e materie plastiche speciali. La tenuta delle linee dei componenti criogenici e dei gas caldi è assicurata da guarnizioni metalliche elastiche di varie configurazioni di compressione assiale e radiale. Di solito operano nella regione elastoplastica, il che riduce le dimensioni e il peso della connessione.

Per connessioni di grandi dimensioni e altamente caricate con flange leggere di rigidità relativamente bassa, sono state sviluppate speciali guarnizioni metalliche elastiche (Fig. 7.1.10), che utilizzano l'effetto autosigillante, che aumenta all'aumentare della pressione del mezzo di lavoro. Inoltre la tenuta è assicurata anche quando le flange divergono nella zona di tenuta, a condizione che venga mantenuta la densità del giunto nella zona di fissaggio. Il serraggio di tali collegamenti richiede uno sforzo notevolmente inferiore rispetto ai collegamenti con guarnizioni plasticamente deformabili. Inoltre, le guarnizioni elastiche rimangono operative anche sotto carichi ad alto numero di cicli senza dover essere serrate nuovamente, il che aumenta significativamente l'affidabilità del motore a razzo a propellente liquido. Guarnizioni sviluppate per la gamma pro

x diametri 30...700 mm, temperature di esercizio da 253 a 800 C e pressioni fino a MPa. Queste guarnizioni, realizzate con acciai e leghe ad alta resistenza, utilizzano rivestimenti sigillanti (rame, argento, fluoroplastico e metallo fluoroplastico) che garantiscono anche resistenza alla corrosione

sicurezza ossea e antincendio.

Nei collegamenti particolarmente critici vengono utilizzate guarnizioni a doppia barriera più complesse e costose (Fig. 7.1.11). Si distinguono per una maggiore affidabilità, ottenuta duplicando le superfici di tenuta in combinazione con la possibilità di diagnostica separata delle barriere di tenuta (con e senza pressione sulla cavità di lavoro). Ciò consente di controllare la tenuta delle connessioni durante l'intero periodo di stoccaggio e funzionamento del motore a razzo. In molti casi è consigliabile effettuare dei collegamenti

Adzhyan A.P., Akim E.L., Alifanov O.M., Andreev A.N. Tecnologia missilistica e spaziale. Industria meccanica. Enciclopedia. T. IV-22 In due libri. Prenota uno

Riso. 7.1.10. Sezioni di sigilli metallici elastici:

per collegamenti piatti; b - per sferico

connessioni (ad alto carico, di grandi dimensioni) con superfici di accoppiamento sferiche che formano un giunto sferico “statico”, che fornisce compensazione per gli avviamenti durante la produzione e riduzione delle sollecitazioni di montaggio nelle tubazioni durante l'assemblaggio. Ciò, oltre ad aumentare l'affidabilità, consente di utilizzare meno compensatori complessi e massicci. L'inserimento di guarnizioni a doppia barriera tra le superfici sferiche, in cui la seconda barriera funge anche da anello separatore, previene danni alle superfici di tenuta e garantisce la possibilità di riutilizzo ripetuto delle unità senza modifica delle flange.

Nelle tubazioni di piccolo diametro è consigliabile utilizzare collegamenti di raccordo senza guarnizione con cerniera “statica” contenente un elemento elastico

mento. Collegamenti così semplici possono sopportare carichi a cicli elevati senza serrare nuovamente le filettature.

Durante il processo di assemblaggio dei motori a propellente liquido, sono inevitabili errori nella posizione relativa delle unità di accoppiamento e pertanto nella progettazione sono previsti compensatori dimensionali meccanici. Per compensare le deformazioni angolari e lineari durante distorsioni e disallineamenti delle tubazioni, sono ampiamente utilizzati i tubi flessibili. Con un diametro fino a 25 mm possono essere realizzati in fluoroplastica e con un diametro fino a 60 mm possono essere costituiti da tubi di gomma racchiusi in una treccia metallica singola o multistrato. Nei tubi ad alta pressione di diametro maggiore, al posto dei tubi indicati, sono installati soffietti metallici (monostrato e multistrato, senza saldatura e saldati) con ondulazioni anulari, rinforzati all'esterno con metallo intermedio

"

Tra le conquiste tecniche dell'umanità, i motori a razzo occupano un posto speciale. I dispositivi creati dalla mente umana e dalle sue mani non sono solo l'apice del progresso scientifico e tecnologico. Grazie a queste macchine estremamente complesse, l'umanità è riuscita a sfuggire all'abbraccio del nostro pianeta ed entrare nella vastità dello spazio.

Oggi le persone hanno a disposizione i motori a razzo più potenti del mondo, in grado di sviluppare una spinta di centinaia di tonnellate di forza. La corsa ai razzi ebbe inizio migliaia di anni fa, quando... antica Cina gli artigiani riuscirono a creare le prime cariche di polvere da sparo per i fuochi d'artificio. Passerà un enorme periodo di tempo prima che venga creato il primo motore a reazione nel vero senso della parola.

Dopo aver messo da parte la polvere da sparo e ottenuto la propulsione a reazione utilizzando carburante liquido, l'uomo è passato alla costruzione di aerei a reazione e ha avuto l'opportunità di creare modelli più potenti di tecnologia missilistica.

I primi passi dell'uomo nel mondo della tecnologia missilistica

L’umanità conosce la propulsione a reazione da molto tempo. Anche gli antichi greci cercavano di utilizzare dispositivi meccanici azionati da aria compressa. Successivamente iniziarono ad apparire dispositivi e meccanismi che volavano a causa della combustione di una carica di polvere. I primi missili primitivi creati in Cina e poi apparsi in Europa occidentale erano tutt’altro che perfetti. Tuttavia, già in quei primi anni cominciò a prendere forma la teoria di un motore a razzo. Inventori e scienziati hanno cercato di trovare una spiegazione per i processi che si sono verificati durante la combustione della polvere da sparo, garantendo il rapido volo del corpo fisico e materiale. La propulsione a reazione interessava sempre di più le persone, aprendo nuovi orizzonti nello sviluppo della tecnologia.

La storia dell'invenzione della polvere da sparo ha dato nuovo impulso allo sviluppo della tecnologia missilistica. Le prime idee su cosa sia la spinta del motore a reazione si sono formate nel processo di esperimenti ed esperimenti a lungo termine. Il lavoro e la ricerca sono stati condotti utilizzando polvere nera. Si è scoperto che il processo di combustione della polvere da sparo provoca gran numero gas che hanno un enorme potenziale di lavoro. Le armi da fuoco hanno dato agli scienziati l'idea di utilizzare l'energia dei gas in polvere in modo più efficiente.

Non era possibile utilizzare altro carburante per creare la propulsione a reazione a causa dell'imperfezione della base tecnica. È stato il motore a razzo a polvere a diventare il primo dispositivo a propellente solido, il prototipo dei moderni motori a razzo al servizio delle persone.

Fino all’inizio del XX secolo, la tecnologia missilistica era in uno stato primitivo, basata sulle idee più primitive sulla propulsione a reazione. Solo alla fine del XIX secolo furono fatti i primi tentativi di spiegare da un punto di vista scientifico i processi che contribuiscono alla nascita della propulsione a reazione. Si è scoperto che all'aumentare della carica aumentava la forza di trazione, che era il fattore principale nel funzionamento del motore. Questa relazione spiegava come funzionava un motore a razzo e in quale direzione andare per ottenere una maggiore efficienza dal dispositivo lanciato.

Il campionato in quest'area appartiene agli scienziati russi. Nikolai Tikhomirov già nel 1894 cercò di spiegare matematicamente la teoria della propulsione a reazione e di creare un modello matematico di un motore a razzo (reattore). L'eccezionale scienziato del 20 ° secolo, Konstantin Tsiolkovsky, ha dato un enorme contributo allo sviluppo della tecnologia missilistica. Il risultato del suo lavoro furono le basi della teoria dei motori a razzo, che furono successivamente utilizzate da qualsiasi progettista di motori a razzo. Tutti gli sviluppi successivi e la creazione della tecnologia missilistica sono stati effettuati utilizzando la parte teorica creata dagli scienziati russi.

Tsiolkovsky, assorbito dalla teoria del volo spaziale, per primo espresse l'idea di utilizzare componenti liquidi - idrogeno e ossigeno - invece di combustibili solidi. Con il suo contributo apparve il motore a getto liquido, che oggi è il tipo di motore più efficiente ed efficiente. Tutti gli sviluppi successivi dei principali modelli di motori a razzo utilizzati durante il lancio di razzi funzionavano principalmente con carburante liquido, dove l'ossigeno poteva essere l'agente ossidante, altri venivano utilizzati elementi chimici.

Tipi di motori a razzo: progettazione, diagramma e dispositivo

Osservando il diagramma del motore a razzo e i prodotti finiti industriali, è difficile definirlo l'apice del genio tecnico. Anche un dispositivo perfetto come il motore a razzo russo RD-180 a prima vista sembra piuttosto prosaico. Tuttavia, la cosa principale in questo dispositivo è la tecnologia utilizzata e i parametri di cui dispone questo miracolo della tecnologia. L'essenza di un motore a razzo è un motore a reazione convenzionale, in cui, a causa della combustione del carburante, viene creato un fluido di lavoro che fornisce la forza di trazione necessaria. L'unica differenza è il tipo di carburante e le condizioni in cui il carburante viene bruciato e si forma il fluido di lavoro. Affinché il motore possa sviluppare la massima spinta nei primi secondi di funzionamento, è necessario molto carburante.

Nei motori a reazione, la combustione dei componenti del carburante viene effettuata con la partecipazione dell'aria atmosferica. Il motore ramjet è il principale cavallo di battaglia di oggi, dove il cherosene dell'aviazione nella camera di combustione brucia insieme all'ossigeno, formando un potente getto di gas all'uscita. Un motore a razzo è completamente sistema autonomo, dove la spinta del getto viene creata dalla combustione di combustibile solido o liquido senza la partecipazione dell'ossigeno atmosferico. Ad esempio, un motore a razzo liquido funziona con carburante, dove l'agente ossidante è uno degli elementi chimici forniti alla camera di combustione. I razzi a propellente solido funzionano con combustibili solidi contenuti in un contenitore. Quando bruciano, viene rilasciata un'enorme quantità di energia, che esce dalla camera di combustione ad alta pressione.

Prima di iniziare il lavoro, la massa del carburante rappresenta il 90% della massa del motore a razzo. Man mano che il carburante viene consumato, il suo peso iniziale diminuisce. Di conseguenza, la spinta del motore a razzo aumenta, garantendo che venga svolto un lavoro utile nel trasferimento del carico.

I processi di combustione che si verificano all'interno della camera di combustione di un motore a razzo senza la partecipazione dell'aria rendono l'uso dei motori a razzo dispositivi ideali per i voli ad alta quota e nello spazio. Tra tutti i motori a razzo con cui funziona la moderna missilistica, si dovrebbero distinguere i seguenti tipi:

• motori a razzo a propellente solido (TRE);
• liquido (LPRE);
• motori a razzo chimici (CRE);
• motore a razzo ionico;
• motore a razzo elettrico;
• motore a razzo ibrido (HRE).

Un tipo separato include il motore a razzo a detonazione (a impulsi), installato principalmente su veicoli spaziali che viaggiano nello spazio.

A seconda del funzionamento e delle capacità tecniche, i dispositivi sono suddivisi in motori a razzo di lancio e motori di sterzo. Il primo tipo comprende i motori a razzo più potenti, che hanno una spinta enorme e sono in grado di superare la forza di gravità. I rappresentanti più famosi di questo tipo sono il motore liquido sovietico RD-170/171, che sviluppa 700 tf di spinta durante il lancio del razzo. La pressione creata nella camera di combustione ha un valore colossale di 250 kgf/cm2. Questo tipo di motore è stato creato per il veicolo di lancio Energia. Come combustibile per il funzionamento dell'impianto viene utilizzata una miscela di cherosene e ossigeno.

La tecnologia sovietica si rivelò più potente del famoso dispositivo americano F-1, che garantiva il volo dei razzi del programma lunare americano Apollo.

Come sistemi di propulsione per il primo e il secondo stadio è possibile utilizzare motori a razzo o motori di propulsione. Forniscono la velocità specificata e il volo stabile del razzo lungo una determinata traiettoria e possono essere rappresentati da tutti i tipi di motori a razzo esistenti oggi. L'ultimo tipo, i motori sterzanti, viene utilizzato per manovrare la tecnologia missilistica sia durante un volo di crociera nell'atmosfera che durante la regolazione del veicolo spaziale nello spazio.

Oggi, solo pochi stati hanno le capacità tecniche per produrre motori a razzo sostenitori alta potenza, in grado di lanciare grandi volumi di merci nello spazio. Tali dispositivi sono prodotti in Russia, Stati Uniti, Ucraina e nei paesi dell'Unione Europea. Il motore a razzo russo RD-180, i motori ucraini LRE 120 e LRE 170 sono oggi i principali sistemi di propulsione per la tecnologia missilistica utilizzata per lo sviluppo di programmi spaziali. Oggi i veicoli di lancio americani Saturn e Antares sono equipaggiati con motori a razzo russi.

I motori più comuni con cui opera la tecnologia moderna oggi sono i motori a propellente solido e a razzo liquido. Il primo tipo è il più semplice da usare. Il secondo tipo: i motori a razzo liquido sono dispositivi potenti e complessi a ciclo chiuso in cui i principali componenti del carburante sono elementi chimici. Questi due tipi di sistemi di propulsione includono motori a razzo chimici, che differiscono solo nello stato aggregato dei componenti del carburante. Tuttavia, il funzionamento di questo tipo di apparecchiatura avviene in condizioni estreme, nel rispetto delle elevate misure di sicurezza. Il carburante principale per questo tipo di motore è l'idrogeno e il carbonio, che interagiscono con l'ossigeno, che agisce come ossidante.

I motori a reazione chimici utilizzano cherosene, alcol e altre sostanze infiammabili come componenti del carburante. L'agente ossidante per tale miscela è fluoro, cloro o ossigeno. La massa di carburante per il funzionamento dei motori chimici è molto tossica e pericolosa per l'uomo.

A differenza dei loro omologhi a combustibile solido, il cui ciclo di funzionamento è troppo veloce e incontrollabile, i motori a combustibile liquido consentono di regolarne il funzionamento. L'ossidante si trova in un contenitore separato e viene fornito alla camera di combustione in quantità limitate, dove, insieme ad altri componenti, si forma un fluido di lavoro che esce dall'ugello creando spinta. Questa caratteristica dei sistemi di propulsione consente non solo di regolare la spinta del motore, ma anche di monitorare di conseguenza la velocità di volo del razzo. Il miglior motore a razzo utilizzato oggi per il lancio di razzi spaziali è il russo RD-180. Questo dispositivo ha elevate caratteristiche tecniche ed è economico, rendendo il suo funzionamento economicamente vantaggioso.

Entrambi i tipi di motori presentano vantaggi e svantaggi, che sono compensati dalla portata del loro utilizzo e dalle sfide tecniche che devono affrontare i creatori della tecnologia missilistica. L’ultimo di una serie di motori chimici è il motore a razzo criogenico a metano SpaceX Raptor, creato per un razzo in grado di viaggiare interplanetari.

Tipi moderni di motori a razzo

La principale caratteristica operativa dei motori a razzo è l'impulso specifico. Questo valore è determinato dal rapporto tra la spinta generata e la quantità di carburante consumato per unità di tempo. È da questo parametro che oggi vengono determinate l'efficacia della tecnologia missilistica e la sua fattibilità economica. Le moderne tecnologie mirano a raggiungere valori elevati di questo parametro al fine di ottenere un impulso specifico elevato. Può darsi che per ottenere un movimento rapido e infinito del veicolo spaziale sarà necessario utilizzare altri tipi di carburante.

I motori a razzo chimici, sia a propellente solido che a propellente liquido, hanno raggiunto l'apice del loro sviluppo. Nonostante questi tipi di motori siano i principali per i razzi balistici e spaziali, il loro successivo miglioramento è problematico. Oggi si sta lavorando per utilizzare altre fonti energetiche.

Tra gli ambiti prioritari se ne possono individuare due:

• motori a razzo nucleari (ionici);
• motori a razzo elettrici (a impulsi).

Entrambi i tipi sembrano essere prioritari nel campo della costruzione di veicoli spaziali. Nonostante i difetti che presentano oggi i primi prototipi di questi sistemi di propulsione, lanciarli nello spazio sarà molto più economico ed efficiente.

A differenza dei motori chimici con cui l'umanità è entrata nell'era spaziale, i motori nucleari forniscono l'impulso necessario non attraverso la combustione di liquidi o combustibile solido. Il fluido di lavoro è idrogeno o ammoniaca riscaldato allo stato gassoso. I gas riscaldati dal contatto con il combustibile nucleare escono dalla camera di combustione ad alta pressione. L'impulso specifico di questi tipi di motori è piuttosto elevato. Tali installazioni sono anche chiamate nucleari e isotopiche. Il loro potere è valutato piuttosto bene. Il funzionamento di un motore di propulsione nucleare dal lancio sulla Terra è considerato impossibile a causa dell'alto rischio di contaminazione radioattiva dell'area personale di servizio complesso di lancio. Tali motori possono essere utilizzati solo durante un volo di crociera nello spazio.

Si ritiene che il potenziale dei motori a razzo nucleare sia piuttosto elevato, ma la mancanza di modi efficaci per controllare la reazione termonucleare rende il loro utilizzo nelle condizioni attuali piuttosto problematico e pericoloso.

Il tipo successivo è motori elettrici I motori a propulsione elettrica sono sperimentali dall’inizio alla fine. Vengono considerati contemporaneamente quattro tipi di questo sistema di propulsione: elettromagnetico, elettrostatico, elettrotermico e pulsato. Di grande interesse in questo gruppo sono i dispositivi elettrostatici, comunemente chiamati anche ionici o colloidali. In questa installazione, il fluido di lavoro (solitamente un gas inerte) viene riscaldato da un campo elettrico allo stato di plasma. I motori a razzo ionici hanno l'impulso specifico più alto tra tutti gli altri, ma è troppo presto per parlare dell'attuazione pratica del progetto.

Nonostante gli indicatori di forte slancio, questo sviluppo presenta notevoli inconvenienti. Il motore richiede fonti costanti di elettricità per funzionare, in grado di fornire una fornitura ininterrotta di elettricità in grandi volumi. Di conseguenza, un tale motore non può avere una spinta elevata, il che riduce gli sforzi dei progettisti per creare veicoli spaziali efficienti ed economici a scarsi risultati.

Il motore a razzo di cui dispone oggi l'umanità ha fornito all'umanità l'accesso allo spazio e ha permesso di condurre l'esplorazione spaziale su lunghe distanze. Tuttavia, i limiti tecnici raggiunti dai dispositivi utilizzati creano i presupposti per intensificare il lavoro in altre direzioni. Forse nel prossimo futuro le navi dotate di centrali nucleari vagheranno nello spazio, oppure ci immergeremo nel mondo dei motori a razzo al plasma che volano a velocità prossime a quella della luce.

Un motore a razzo liquido è un motore il cui carburante è gas liquefatti e liquidi chimici. A seconda del numero di componenti, i motori a razzo liquido sono suddivisi in motori a uno, due e tre componenti.

Breve storia dello sviluppo

Per la prima volta, l'uso dell'idrogeno liquefatto e dell'ossigeno come combustibile per i razzi fu proposto da K.E. Ciolkovskij nel 1903. Il primo prototipo di motore a razzo a propellente liquido fu creato dall'americano Robert Howard nel 1926. Successivamente, sviluppi simili furono realizzati in URSS, USA e Germania. I maggiori successi furono ottenuti dagli scienziati tedeschi: Thiel, Walter, von Braun. Durante la seconda guerra mondiale venne creata un'intera linea di motori a razzo per scopi militari. C'è un'opinione secondo cui se il Reich avesse creato prima il V-2, avrebbe vinto la guerra. Successivamente, la Guerra Fredda e la corsa agli armamenti divennero un catalizzatore per accelerare lo sviluppo di motori a razzo a propellente liquido da utilizzare nel programma spaziale. Con l'aiuto dell'RD-108 furono lanciati in orbita i primi satelliti artificiali della Terra.

Oggi i motori a razzo a propellente liquido vengono utilizzati nei programmi spaziali e nelle armi missilistiche pesanti.

Ambito di applicazione

Come accennato in precedenza, i motori a razzo a propellente liquido sono utilizzati principalmente come motori per veicoli spaziali e veicoli di lancio. I principali vantaggi dei motori a propellente liquido sono:

• impulso specifico più alto della classe;
• la capacità di eseguire un arresto completo e di riavviare, abbinata al controllo della trazione, offre una maggiore manovrabilità;
• peso significativamente inferiore del vano carburante rispetto ai motori a combustibile solido.

Tra gli svantaggi dei motori a razzo liquido:

• dispositivo più complesso e costo elevato;
• maggiori requisiti per un trasporto sicuro;
• In uno stato di assenza di gravità, è necessario utilizzare motori aggiuntivi per depositare il carburante.

Tuttavia, il principale svantaggio dei motori a propellente liquido è il limite delle capacità energetiche del carburante, che limita l'esplorazione spaziale con il loro aiuto alla distanza di Venere e Marte.

Dispositivo e principio di funzionamento

Il principio di funzionamento di un motore a razzo a propellente liquido è lo stesso, ma si ottiene utilizzando circuiti del dispositivo diversi. Utilizzando pompe, carburante e ossidante vengono forniti da diversi serbatoi alla testa dell'ugello, pompati nella camera di combustione e miscelati. Dopo la combustione sotto pressione, l'energia interna del carburante si trasforma in energia cinetica e fuoriesce attraverso l'ugello, creando la spinta del getto.

Il sistema di alimentazione è costituito da serbatoi di carburante, tubazioni e pompe con una turbina per pompare il carburante dal serbatoio nella tubazione e una valvola di controllo.

Il pompaggio dell'alimentazione del carburante crea un'alta pressione nella camera e, di conseguenza, una maggiore espansione del fluido di lavoro, grazie alla quale viene raggiunto il valore massimo dell'impulso specifico.

Testa dell'iniettore: un blocco di iniettori per iniettare componenti del carburante nella camera di combustione. Il requisito principale per un iniettore è la miscelazione di alta qualità e la velocità di alimentazione del carburante nella camera di combustione.

Sistema di raffreddamento

Sebbene la percentuale di trasferimento di calore dalla struttura durante il processo di combustione sia insignificante, il problema del raffreddamento è rilevante a causa dell’elevata temperatura di combustione (>3000 K) e minaccia la distruzione termica del motore. Esistono diversi tipi di raffreddamento delle pareti della camera:

Il raffreddamento rigenerativo si basa sulla creazione di una cavità nelle pareti della camera attraverso la quale passa il carburante senza ossidante, raffreddando la parete della camera e il calore, insieme al refrigerante (carburante), viene restituito alla camera.

Lo strato di parete è uno strato di gas creato dai vapori di carburante vicino alle pareti della camera. Questo effetto si ottiene installando ugelli attorno alla periferia della testa che forniscono solo carburante. Pertanto, la miscela combustibile è priva di ossidante e la combustione sulla parete non avviene così intensamente come al centro della camera. La temperatura dello strato di parete isola le alte temperature al centro della camera dalle pareti della camera di combustione.

Il metodo ablativo di raffreddamento di un motore a razzo liquido viene effettuato applicando uno speciale rivestimento termoprotettivo alle pareti della camera e agli ugelli. Copertura a alte temperature passa dallo stato solido a quello gassoso, assorbendo gran parte del calore. Questo metodo di raffreddamento di un motore a razzo liquido è stato utilizzato nel programma lunare Apollo.

Il lancio di un motore a razzo a propellente liquido è un'operazione molto importante in termini di rischio di esplosione in caso di guasti nella sua implementazione. Esistono componenti ad autoaccensione con i quali non ci sono difficoltà, ma quando si utilizza un iniziatore esterno per l'accensione è necessario un perfetto coordinamento della sua alimentazione con i componenti del carburante. L'accumulo di carburante incombusto nella camera ha una forza esplosiva distruttiva e promette gravi conseguenze.

Il lancio dei grandi motori a razzo a propellente liquido avviene in più fasi, seguite dal raggiungimento della potenza massima, mentre i piccoli motori vengono lanciati con accesso immediato alla potenza al cento per cento.

Il sistema di controllo automatico per motori a razzo a propellente liquido è caratterizzato dall'avvio sicuro del motore e dall'ingresso nella modalità principale, controllo del funzionamento stabile, regolazione della spinta in base al piano di volo, regolazione dei materiali di consumo e spegnimento al raggiungimento di un determinato traiettoria. A causa di fattori non calcolabili, il motore a razzo a propellente liquido è dotato di una fornitura garantita di carburante in modo che il razzo possa entrare in una determinata orbita in caso di deviazioni dal programma.

I componenti del propellente e la loro selezione durante il processo di progettazione sono fondamentali per la progettazione di un motore a razzo a propellente liquido. Sulla base di ciò, vengono determinate le condizioni di stoccaggio, trasporto e tecnologia di produzione. L'indicatore più importante della combinazione di componenti è l'impulso specifico, da cui dipende la distribuzione della percentuale di carburante e massa del carico. Le dimensioni e la massa del razzo sono calcolate utilizzando la formula Tsiolkovsky. Oltre all'impulso specifico, la densità influisce sulle dimensioni dei serbatoi con componenti di carburante, il punto di ebollizione può limitare le condizioni operative dei razzi, l'aggressività chimica è caratteristica di tutti gli ossidanti e, se i serbatoi non vengono utilizzati secondo le regole, può provocare un incendio nel serbatoio, la tossicità di alcuni composti del carburante può causare gravi danni all'atmosfera e all'ambiente. Pertanto, sebbene il fluoro sia un agente ossidante migliore dell'ossigeno, non viene utilizzato a causa della sua tossicità.

I motori a razzo liquido monocomponente utilizzano un liquido come combustibile che, interagendo con un catalizzatore, si disintegra con il rilascio di gas caldo. Il vantaggio principale dei motori a razzo monopropellente è la semplicità del loro design e, sebbene l'impulso specifico di tali motori sia piccolo, sono ideali come motori a bassa spinta per l'orientamento e la stabilizzazione dei veicoli spaziali. Questi motori utilizzano un sistema di alimentazione del carburante a dislocamento e, a causa della bassa temperatura di processo, non richiedono un sistema di raffreddamento. I motori monocomponente includono anche motori a getto di gas, che vengono utilizzati in condizioni in cui le emissioni termiche e chimiche sono inammissibili.

All'inizio degli anni '70, gli Stati Uniti e l'URSS stavano sviluppando motori a razzo liquidi a tre componenti che avrebbero utilizzato idrogeno e idrocarburi come combustibile. In questo modo il motore funzionerebbe con cherosene e ossigeno all'avvio e passerebbe all'idrogeno liquido e all'ossigeno in alta quota. Un esempio di motore a propellente liquido a tre componenti in Russia è l'RD-701.

Il controllo del razzo è stato utilizzato per la prima volta nei razzi V-2 utilizzando timoni gasdinamici in grafite, ma questo ha ridotto la spinta del motore e i razzi moderni utilizzano telecamere rotanti fissate al corpo con cerniere, creando manovrabilità su uno o due piani. Oltre alle telecamere rotanti, vengono utilizzati anche motori di controllo, che sono fissati con ugelli nella direzione opposta e vengono accesi quando è necessario controllare il dispositivo nello spazio.

Un motore a razzo a propellente liquido a ciclo chiuso è un motore in cui uno dei componenti viene gassificato quando bruciato a bassa temperatura con una piccola parte dell'altro componente, il gas risultante funge da fluido di lavoro della turbina, e viene quindi gassificato immesso nella camera di combustione, dove brucia con il resto dei componenti del carburante e crea una spinta a getto. Lo svantaggio principale di questo schema è la complessità del design, ma allo stesso tempo aumenta l'impulso specifico.

La prospettiva di aumentare la potenza dei motori a razzo liquido

Nella scuola russa di creatori di motori a razzo a propellente liquido, il cui leader è stato per lungo tempo l'accademico Glushko, si sforzano di sfruttare al massimo l'energia del carburante e, di conseguenza, il massimo impulso specifico possibile. Poiché l'impulso specifico massimo può essere ottenuto solo aumentando l'espansione dei prodotti della combustione nell'ugello, tutti gli sviluppi vengono effettuati alla ricerca di una miscela di carburante ideale.

1) Studio dello schema e del principio di funzionamento di un motore a razzo a propellente liquido (LPRE).

2) Determinazione delle variazioni dei parametri del fluido di lavoro lungo il percorso della camera del motore a razzo a propellente liquido.

1. INFORMAZIONI GENERALI SU LPRE

2.1. Composizione del motore a razzo

Un motore a reazione è un dispositivo tecnico che crea spinta a seguito del deflusso di un fluido di lavoro da esso. I motori a reazione forniscono accelerazione per veicoli in movimento di vario tipo.

Un motore a razzo è un motore a reazione che utilizza solo sostanze e fonti di energia disponibili a bordo di un veicolo in movimento.

Un motore a razzo liquido (LPRE) è un motore a razzo che utilizza il carburante (la fonte primaria di energia e fluido di lavoro) in uno stato aggregato liquido per il funzionamento.

LRE dentro caso generaleè costituito da:

2- gruppi turbopompa (TNA);

3- generatori di gas;

4- condutture;

5- unità di automazione;

6- dispositivi ausiliari

Uno o più motori a propellente liquido, insieme ad un sistema pneumatico-idraulico (PGS) per la fornitura di carburante alle camere del motore e alle unità ausiliarie dello stadio a razzo, costituiscono un sistema di propulsione a razzo a propellente liquido (LPRE).

Il carburante liquido per missili (LRF) è una sostanza o più sostanze (ossidante, carburante) che sono in grado di formare prodotti di combustione (decomposizione) ad alta temperatura a seguito di reazioni chimiche esotermiche. Questi prodotti sono il fluido di lavoro del motore.

Ciascuna camera LRE è costituita da una camera di combustione e da un ugello. Nella camera del motore a propellente liquido, l'energia chimica primaria del combustibile liquido viene convertita nell'energia cinetica finale del fluido di lavoro gassoso, a seguito della quale viene creata la forza reattiva della camera.

Un'unità turbopompa separata di un motore a razzo a propellente liquido è costituita da pompe e da una turbina che le aziona. Il TNA garantisce la fornitura di componenti di combustibile liquido alle camere e ai generatori di gas del motore a razzo a propellente liquido.

Un generatore di gas per motore a razzo a propellente liquido è un'unità in cui il combustibile principale o ausiliario viene convertito in prodotti per la generazione di gas utilizzati come fluido di lavoro della turbina e fluidi di lavoro del sistema di pressurizzazione per serbatoi con componenti di motori a razzo liquidi.

Il sistema di automazione LRE è un insieme di dispositivi (valvole, regolatori, sensori, ecc.) di vario tipo: elettrici, meccanici, idraulici, pneumatici, pirotecnici, ecc. Le unità di automazione provvedono all'avvio, al controllo, alla regolazione e allo spegnimento dell'LRE.

parametri LRE

I principali parametri di trazione del motore a razzo sono:

La forza reattiva di un motore a razzo - R - è la risultante delle forze del gas e idrodinamiche che agiscono sulle superfici interne del motore a razzo quando la materia ne fuoriesce;

Spinta del motore a razzo - R - la risultante della forza reattiva del motore a razzo (R) e di tutte le forze di pressione ambiente, che agiscono sulle superfici esterne del motore ad eccezione delle forze di resistenza aerodinamica esterna;

Impulso di spinta dell'LRE - I - integrale della spinta dell'LRE nel suo tempo di funzionamento;

Impulso di spinta specifico di un motore a razzo a propellente liquido - I y - il rapporto tra spinta (P) e consumo di carburante di massa () di un motore a razzo a propellente liquido.

I principali parametri che caratterizzano i processi che si verificano nella camera del motore a razzo liquido sono la pressione (p), la temperatura (T) e la portata (W) dei prodotti di combustione (decomposizione) del carburante liquido per missili. In questo caso, sono particolarmente evidenziati i valori dei parametri all'ingresso dell'ugello (indice di sezione “c”), nonché nelle sezioni critica (“*”) e uscita (“a”) dell'ugello .

Il calcolo dei valori dei parametri in varie sezioni del percorso dell'ugello del motore a razzo a propellente liquido e la determinazione dei parametri di trazione del motore vengono effettuati utilizzando le corrispondenti equazioni della termogasdinamica. Un metodo approssimativo di tale calcolo è discusso nella sezione 4 di questo manuale.

1. SCHEMA E PRINCIPIO DI FUNZIONAMENTO DELL'RD-214 LPRE

3.1. Caratteristiche generali del motore a razzo liquido RD-214

Il motore a razzo liquido RD-214 è stato utilizzato nella pratica domestica dal 1957. Dal 1962 è stato installato sul 1° stadio dei veicoli di lancio Cosmos multistadio, con l'aiuto dei quali molti satelliti delle serie Cosmos e Interkomos sono stati lanciati in orbite terrestri basse.

Il motore a razzo a propellente liquido RD-214 ha un sistema di alimentazione del carburante a pompa. Il motore funziona con un ossidante dell'acido nitrico altobollente (una soluzione di ossidi di azoto in acido nitrico) e un carburante idrocarburico (prodotti per la lavorazione del cherosene). Per il generatore di gas viene utilizzato un componente speciale: perossido di idrogeno liquido.

I parametri principali del motore hanno i seguenti significati:

Spinta nel vuoto P p = 726 kN;

Impulso di spinta specifico nel vuoto I pack = 2590 N×s/kg;

Pressione del gas nella camera di combustione p k = 4,4 MPa;

Rapporto di espansione del gas nell'ugello e = 64

Il motore a razzo liquido "RD-214", (Fig. 1) è composto da:

Quattro fotocamere (elemento 6);

Un'unità turbopompa (TPU) (articoli 1, 2, 3, 4);

Generatore di gas (elemento 5);

Condotte;

Automazioni (articoli 7, 8)

Il motore THA è costituito da una pompa ossidante (elemento 2), una pompa del carburante (elemento 3), una pompa per perossido di idrogeno (elemento 4) e una turbina (elemento 1). I rotori (parti rotanti) delle pompe e delle turbine sono collegati da un albero.

Le unità e i componenti che forniscono componenti alla camera del motore, al generatore di gas e alla turbina sono combinati in tre sistemi separati - linee:

Sistema di alimentazione dell'ossidante

Sistema di alimentazione del carburante

Sistema di generazione di vapore e gas a base di perossido di idrogeno.

Fig.1. Schema del motore a razzo liquido

1 – turbina; 2 – pompa ossidante; 3 – pompa del carburante;

4 – pompa per acqua ossigenata; 5 – generatore di gas (reattore);

6 – camera motore; 7, 8 – elementi di automazione.

3.2. Caratteristiche delle unità motore a razzo liquido RD-214

3.2.1. Camera del motore a razzo liquido

Le quattro camere LRE sono collegate in un unico blocco lungo due sezioni mediante bulloni.

Ciascuna camera LRE (rif. 6) è costituita da una testa di miscelazione e da un alloggiamento. La testa di miscelazione comprende i fondi superiore, medio e inferiore (fuoco). Tra il fondo superiore e quello centrale si forma una cavità per l'ossidante e tra il fondo centrale e quello centrale si forma una cavità per il combustibile. Ciascuna cavità è collegata al volume interno dell'alloggiamento del motore mediante gli ugelli corrispondenti.

Durante il funzionamento del motore a propellente liquido, i componenti del carburante liquido vengono alimentati, spruzzati e miscelati attraverso la testa di miscelazione e i suoi ugelli.

L'alloggiamento della camera del motore a razzo liquido comprende una parte della camera di combustione e un ugello. L'ugello del motore a razzo liquido è supersonico e ha una parte convergente e una divergente.

L'alloggiamento della camera LRE è a doppia parete. Le pareti interne (fuoco) ed esterne (potenza) dell'alloggiamento sono interconnesse da distanziatori. Allo stesso tempo, con l'ausilio di distanziatori, tra le pareti si formano dei canali per il percorso di raffreddamento del liquido del case. Il carburante viene utilizzato come refrigerante.

Durante il funzionamento del motore, il carburante viene fornito al percorso di raffreddamento attraverso speciali tubi collettori situati all'estremità dell'ugello. Dopo aver attraversato il percorso di raffreddamento, il combustibile entra nella corrispondente cavità della testa di miscelazione e viene introdotto nella camera di combustione attraverso gli ugelli. Contemporaneamente, attraverso un'altra cavità della testa di miscelazione e i relativi ugelli, l'ossidante entra nella camera di combustione.

Nel volume della camera di combustione avviene l'atomizzazione, la miscelazione e la combustione dei componenti del combustibile liquido. Di conseguenza, si forma un fluido di lavoro gassoso ad alta temperatura del motore.

Quindi, nell'ugello supersonico, l'energia termica del fluido di lavoro viene convertita nell'energia cinetica del suo getto, al termine della quale viene creata la spinta del motore a razzo.

3.2.2. Generatore di gas e unità turbopompa

Il generatore di gas (Fig. 1, pos. 5) è un'unità in cui il perossido di idrogeno liquido, a seguito della decomposizione esotermica, viene convertito in un fluido di lavoro a vapore ad alta temperatura della turbina.

L'unità turbopompa fornisce l'alimentazione sotto pressione dei componenti del combustibile liquido alla camera del motore e al generatore di gas.

Il TNA è costituito da (Fig. 1):

Shneko pompa centrifuga ossidante (voce 2);

Pompa del carburante centrifuga a vite (elemento 3);

Pompa centrifuga per perossido di idrogeno (articolo 4);

Turbina a gas (elemento 1).

Ogni pompa e turbina ha uno statore stazionario e un rotore rotante. I rotori delle pompe e delle turbine hanno un albero comune, costituito da due parti, collegate da una molla.

La turbina (elemento 1) aziona le pompe. Elementi principali Lo statore della turbina è costituito da un alloggiamento e un apparato con ugelli, mentre il rotore è costituito da un albero e una girante con pale. Durante il funzionamento, il gas perossido viene fornito alla turbina dal generatore di gas. Quando il gas vapore passa attraverso l'apparato degli ugelli e le pale della girante della turbina, esso energia termica viene convertito in energia meccanica di rotazione della ruota e dell'albero del rotore della turbina. Il gas di scarico del vapore viene raccolto nel collettore di uscita della carcassa della turbina e scaricato nell'atmosfera attraverso speciali ugelli di scarico. In questo caso, viene creata una spinta aggiuntiva del motore a razzo.

Le pompe dell'ossidante (voce 2) e del carburante (voce 3) sono del tipo centrifugo a vite. Gli elementi principali di ciascuna pompa sono il corpo e il rotore. Il rotore ha un albero, una vite e una ruota centrifuga con pale. Durante il funzionamento, l'energia meccanica viene fornita dalla turbina alla pompa attraverso un albero comune, garantendo la rotazione del rotore della pompa. Come risultato dell'azione delle pale della coclea e della ruota centrifuga sul liquido pompato dalle pompe (componente del carburante), l'energia meccanica di rotazione del rotore della pompa viene convertita in energia potenziale della pressione del liquido, che garantisce l'alimentazione del componente alla camera del motore. Davanti alla ruota centrifuga della pompa è installata una coclea per aumentare preliminarmente la pressione del fluido all'ingresso nei canali interpala della girante al fine di evitare l'ebollizione a freddo del fluido (cavitazione) e l'interruzione della sua continuità. Violazioni della continuità del flusso di un componente possono causare instabilità del processo di combustione del carburante nella camera del motore e, di conseguenza, instabilità del funzionamento del motore a propellente liquido nel suo complesso.

Una pompa centrifuga (elemento 4) viene utilizzata per fornire perossido di idrogeno al generatore di gas. La portata relativamente bassa del componente crea le condizioni per un funzionamento senza cavitazione della pompa centrifuga senza l'installazione di una prepompa a vite davanti ad essa.

3.3. Principio di funzionamento del motore

Il motore viene avviato, controllato e arrestato automaticamente tramite comandi elettrici inviati dal razzo ai corrispondenti elementi di automazione.

Per l'accensione iniziale dei componenti del carburante viene utilizzato uno speciale carburante di avviamento che si autoaccende con un ossidante. Il carburante iniziale riempie inizialmente una piccola sezione della tubazione davanti alla pompa del carburante. Al momento del lancio del motore a razzo a propellente liquido, il carburante di avviamento e l'ossidante entrano nella camera, si verifica la loro autoaccensione e solo allora i componenti principali del carburante iniziano ad essere forniti alla camera.

Durante il funzionamento del motore, l'ossidante passa in sequenza attraverso gli elementi e i gruppi della linea principale (sistema), tra cui:

Valvola divisoria;

Pompa ossidante;

Valvola ossidante;

Testa di miscelazione della camera motore.

Il carburante scorre attraverso una tubazione che comprende:

Valvole divisorie;

Pompa del carburante;

Collettore e percorso di raffreddamento della camera motore;

Testa di miscelazione della camera.

Il perossido di idrogeno e il gas vapore risultante passano successivamente attraverso gli elementi e le unità del sistema di generazione di vapore e gas, tra cui:

Valvola divisoria;

Pompa per perossido di idrogeno;

Riduttore idraulico;

Generatore di gas;

Apparecchi con ugelli per turbine;

Pale di giranti di turbine;

Collettore di turbine;

Ugelli per rifiuti.

Come risultato della fornitura continua di componenti del carburante da parte dell'unità turbopompa alla camera del motore, della loro combustione con la formazione di un fluido di lavoro ad alta temperatura e del deflusso del fluido di lavoro dalla camera, viene creata la spinta del motore a razzo.

La variazione del valore di spinta del motore durante il suo funzionamento è assicurata variando la portata di acqua ossigenata fornita al generatore di gas. Allo stesso tempo, cambia la potenza della turbina e delle pompe e, di conseguenza, la fornitura di componenti del carburante alla camera del motore.

Il motore a propellente liquido viene arrestato in due fasi mediante elementi automatici. Dalla modalità principale il motore viene prima trasferito alla modalità operativa finale con minore spinta e solo successivamente viene spento completamente.

1. PROCEDURA DI LAVORO

4.1. Ambito e ordine di lavoro

Nel processo di esecuzione del lavoro, le seguenti azioni vengono eseguite in sequenza.

1) È in fase di studio il progetto del motore a razzo a propellente liquido RD-214. Vengono presi in considerazione lo scopo e la composizione del motore a razzo a propellente liquido, la progettazione delle unità e il principio di funzionamento del motore.

2) Vengono misurati i parametri geometrici dell'ugello del motore a razzo a propellente liquido. Viene rilevato il diametro delle sezioni di ingresso (“c”), critica (“*”) e uscita (“a”) dell'ugello (D c, D *, D a).

3) Viene calcolato il valore dei parametri del fluido di lavoro del motore a razzo a propellente liquido nelle sezioni di ingresso, critica e di uscita dell'ugello del motore a razzo a propellente liquido.

Sulla base dei risultati del calcolo, viene costruito un grafico generalizzato delle variazioni di temperatura (T), pressione (p) e velocità (W) del fluido di lavoro lungo il percorso dell'ugello (L) del motore a propellente liquido.

4) I parametri di trazione del motore a razzo a propellente liquido sono determinati nella modalità operativa di progettazione dell'ugello ().

4.2. Dati iniziali per il calcolo dei parametri del motore a razzo RD-214

Pressione del gas nella camera (vedi opzione)

Temperatura dei gas nella camera

Costante dei gas

Esponente isoentropico

Funzione

Si presuppone che i processi nella camera procedano senza perdita di energia. In questo caso i coefficienti di perdita di energia nella camera di combustione e nell'ugello sono rispettivamente uguali

Viene calcolata la modalità operativa dell'ugello (indice " R»).

Misurando si determina:

Diametro della sezione critica dell'ugello;

Diametro della sezione di uscita dell'ugello.

4.3. Sequenza di calcolo dei parametri del motore a razzo

UN) I parametri nella sezione di uscita dell'ugello (“a”) sono determinati nella seguente sequenza.

1) Zona uscita ugello

2) Zona della sezione critica dell'ugello

3) Grado geometrico di espansione del gas

Gli ingegneri di propulsione dello Yuzhnoye Design Bureau hanno completato un compito responsabile e complesso: lo sviluppo dell'unità di propulsione 11D410 per la navicella lunare.

Il blocco motore 11D410 era costituito dal motore principale RD858 e dal motore di riserva RD859 e risolveva i seguenti compiti: eseguire un atterraggio morbido sulla superficie lunare, decollare dalla superficie lunare e posizionare una nave lunare nell'orbita ellittica di un satellite lunare artificiale .

Poiché era previsto il volo di una nave lunare con un equipaggio a bordo, sono state poste le massime esigenze in termini di affidabilità dei motori. L'affidabilità doveva essere confermata da un gran numero di test che simulavano condizioni operative su scala reale. Per garantire un atterraggio morbido sulla Luna e un decollo dalla sua superficie, il motore RD858 dispone di due modalità di spinta: modalità principale e modalità deep throttling (DG) e prevede due attivazioni. Nella modalità principale, l'intervallo di controllo della spinta è ±9,8%, nella modalità RGD – ±35%. Una strozzatura così profonda ha richiesto l'uso di misure di progettazione speciali per garantire un funzionamento stabile della camera del motore con un raffreddamento affidabile.

Il motore di backup RD859 è monomodale con controllo della spinta nell'intervallo ±9,8%.

I requisiti più elevati sono stati posti all'affidabilità dei gruppi motore turbopompa: in particolare alle tenute meccaniche che separano le cavità della pompa ossidante e della turbina. È stata necessaria una quantità significativa di lavoro sperimentale, a seguito della quale è stata selezionata la coppia di attrito più affidabile ed efficiente. Il progetto si è rivelato vincente: i TNA avevano una durata utile stimata in migliaia di secondi.

Per garantire un raffreddamento affidabile, il corpo della camera nell'area di elevati flussi di calore è dotato di scanalature fresate a spirale di sezione trasversale ottimale variabile su parti dal profilo complesso.

Il numero di avviamenti su un motore ha raggiunto dodici invece di due in volo. Il motore di standby è unico nella sua capacità di avviarsi dopo un ritardo di tre secondi tra lo spegnimento e il riavvio. I processi di spegnimento del motore, svuotamento dei percorsi della camera e riavvio dopo una pausa di tre secondi sono stati attentamente studiati per confermare la convergenza delle caratteristiche. I parametri di riavvio durante il test erano identici al primo. Nessuno dei motori esistenti con sistema di alimentazione a turbopompa forniva questa capacità. Per i motori con sistema di alimentazione turbopompa che forniscono un'ampia gamma di controllo della spinta, questi motori a propellente liquido hanno valori di impulso specifico molto elevati. Il peso e le dimensioni del blocco motore indicano un alto grado di perfezione progettuale, anche tenendo conto del fatto che comprendeva sistemi di controllo del motore e di controllo della trazione. La massa totale dei motori è di 110 kg con una spinta totale di 4100 kgf. Per fare un confronto: la massa del motore dello stadio superiore del veicolo di lancio Ariane-5 con una spinta di 2700 kgf supera i 100 kg.

Il volume di sviluppo è stato molto ampio: 181 motori RD858 con un tempo di funzionamento totale di 253.281 s e 181 motori RD859 con un tempo di funzionamento totale di 209.463 s. Sono stati testati 11 blocchi motore 11D410, simulando situazioni di emergenza.

In generale, il blocco motore a propellente liquido del modulo di atterraggio lunare è uno dei motori più affidabili della sua categoria. Tre blocchi motore sono stati testati con successo in orbita attorno alla Terra come parte della speciale navicella spaziale T-2K lanciata dal veicolo di lancio R-7.

Motori principali

Nome	Spinta nel vuoto, kgf	Componenti del carburante		Peso, kg
		Agente ossidante – acido nitrico + 27% N2O4 Carburante -			Progettato per il secondo stadio del razzo 8K66 (SS-7).
		Agente ossidante – tetrossido di diazoto Carburante - dimetilidrazina asimmetrica			Progettato per la frenatura e il controllo di un veicolo spaziale orbitale attraverso tutti i canali di stabilizzazione (stadio booster 8K69) (SS-9-2).
		Agente ossidante – tetrossido di diazoto Carburante - dimetilidrazina asimmetrica			Progettato per il secondo stadio del razzo 8K99 (SS-15).
		Agente ossidante – tetrossido di diazoto Carburante - dimetilidrazina asimmetrica		123	Progettato per creare una spinta di controllo per il terzo stadio del razzo 11K68 (Cyclone-3) durante la fase attiva del volo lungo tutti i canali di stabilizzazione.
		Agente ossidante – tetrossido di diazoto Carburante - dimetilidrazina asimmetrica		192	Progettato per i secondi stadi dei missili 15A15 e 15A16 (SS-17-1) e (SS-17-2).
		Agente ossidante – tetrossido di diazoto Carburante - dimetilidrazina asimmetrica		199	Progettato per creare due modalità di spinta e controllo su tutti i canali di stabilizzazione durante il volo della fase di lancio del razzo 15A18 (SS-18-2).
		Agente ossidante – tetrossido di diazoto Carburante - dimetilidrazina asimmetrica		125,4	Progettato per l'installazione nel vano di testa di un rimorchiatore spaziale e negli stadi di espansione 15Zh44, 15Zh60 (SS-24-1) e (SS-24-2).
		Agente ossidante – tetrossido di diazoto Carburante - dimetilidrazina asimmetrica		125	Progettato per l'uso come parte della fase di apogeo dei veicoli di lancio Zenit e Cyclone-4.
		Agente ossidante – acido nitrico + Carburante - dimetilidrazina asimmetrica		196	Progettato per controllare il volo del rimorchiatore spaziale del secondo stadio del razzo 15A18M (SS-18-3) lungo tutti i canali di stabilizzazione.

Storia dei motori a razzo liquidi

La prima esperienza di creazione indipendente di motori a razzo liquido (LPRE) presso lo Yuzhnoye Design Bureau fu il lavoro iniziato nel 1958 sullo sviluppo di motori di sterzo per il primo e il secondo stadio dell'ICBM 8K64. La caratteristica principale di questo razzo è stata l'uso per la prima volta, abbinato all'ossidante AK-27, di un nuovo carburante: la dimetilidrazina asimmetrica (UDMH), che è diventata quella principale per diverse generazioni di motori a propellente liquido.

Il successo ottenuto nella creazione dei primi motori a razzo sterzanti a propellente liquido ha permesso di iniziare nel 1960 lo sviluppo di un nuovo motore RD853, più complesso e multifunzionale per il secondo stadio del razzo 8K66.

Nel 1961 iniziarono i lavori per la creazione di motori di sterzo per il primo e il secondo stadio del razzo 8K67, operanti su una nuova coppia di componenti del carburante: tetrossido di diazoto (AT) e UDMH.

Nel 1962, la progettazione e il collaudo del motore a razzo a propellente liquido RD854 iniziarono utilizzando carburante AT+UDMH senza postcombustione del gas del generatore per il sistema di propulsione frenante della sezione orbitale della testa dell'ICBM 8K69. Durante la progettazione del motore, per la prima volta nella pratica della costruzione di motori domestici, è stato sviluppato e messo in produzione un ugello tubolare per la camera del motore.

Nel 1964 iniziarono i lavori per la creazione del motore principale RD857 per il secondo stadio del razzo combinato 8K99, per il quale fu sviluppato per la prima volta uno schema con postcombustione della riduzione del gas del generatore nella camera di combustione. Questo motore è stato anche il primo a controllare il vettore di spinta utilizzando l'iniezione del gas del generatore nella parte supersonica dell'ugello.

Yuzhnoye SDO prese parte anche al programma lunare sovietico, nell'ambito del quale nel 1965 iniziò lo sviluppo dell'unità missilistica (blocco E) della nave lunare del complesso 11A52. Il blocco motore del veicolo spaziale lunare creato presso lo Yuzhnoye Design Bureau era costituito dal motore principale RD858 e dal motore di riserva RD859 e risolveva i seguenti compiti: eseguire un atterraggio morbido sulla superficie lunare, decollare dalla superficie lunare e posizionare il veicolo lunare nell'ellittica orbita di un satellite lunare artificiale. In generale, il blocco motore a propellente liquido del modulo di atterraggio lunare era uno dei motori più affidabili della sua categoria. Tre blocchi motore sono stati testati con successo in orbita attorno alla Terra come parte della speciale navicella spaziale T-2K lanciata utilizzando il veicolo di lancio Soyuz.

La progettazione del motore RD861 per il terzo stadio del veicolo di lancio Cyclone-3 è iniziata nel 1966. Questo motore ha caratteristiche di massa energetica molto elevate.

In 1976, durante la creazione dell'ICBM 15A18, sono iniziati i lavori per lo sviluppo di un motore RD864 a quattro camere funzionante su AT e UDMH secondo uno schema senza postcombustione del gas del generatore. Il motore forniva il funzionamento in due modalità: principale e strozzata con passaggi multipli (fino a 25 volte) da una modalità all'altra. Per questo motore sono state sviluppate e utilizzate per la prima volta unità di controllo per controgetti ad alta pressione, caratterizzate da elevata precisione e velocità.

Una modifica di questo motore è stata il motore RD869 per il missile balistico intercontinentale 15A18M, che ha prestazioni ancora più elevate.

Una nuova tappa per lo Yuzhnoye Design Bureau è stato lo sviluppo del veicolo di lancio Zenit-2, iniziato nel 1977. Una caratteristica di questo veicolo di lancio è l'uso di componenti di carburante criogenico su di esso: cherosene e ossigeno liquido, e per la prima volta Nella pratica di costruzione del motore, si è deciso di progettare un motore sterzante basato su questi componenti del carburante secondo lo schema con postcombustione del gas del generatore. Grazie all'esperienza accumulata nella progettazione di motori a propellente liquido e all'introduzione di soluzioni tecniche avanzate durante la progettazione del motore RD-8, è stato possibile ottenere elevate caratteristiche di energia e massa, garantire elevata affidabilità e lunga durata.

Motori dello sterzo

Nome	Spinta sulla Terra, kgf	Componenti del carburante	Impulso specifico nel vuoto, kgf?s/kg	Peso, kg
		Agente ossidante – acido nitrico + 27% N2O4 Carburante - dimetilidrazina asimmetrica			Progettato per controllare il primo stadio del razzo 8K64 (SS-7) attraverso tutti i canali di stabilizzazione.
	4920 (nel vuoto)	Agente ossidante – acido nitrico + 27% N2O4 Carburante - dimetilidrazina asimmetrica			Progettato per controllare il secondo stadio del razzo 8K64 (SS-7) attraverso tutti i canali di stabilizzazione.
		Agente ossidante – tetrossido di diazoto Carburante - dimetilidrazina asimmetrica			Progettato per controllare il primo stadio del razzo 8K67 (SS-9-1; SS-9-2) e i veicoli di lancio Cyclone lungo tutti i canali di stabilizzazione.
	5530 (nel vuoto)	Agente ossidante – tetrossido di diazoto Carburante - dimetilidrazina asimmetrica			Progettato per controllare il secondo stadio del razzo 8K67 (SS-9-1; SS-9-2) e i veicoli di lancio Cyclone lungo tutti i canali di stabilizzazione.
		Agente ossidante – tetrossido di diazoto Carburante - dimetilidrazina asimmetrica			Progettato per controllare il volo del primo stadio dei missili 15A15 e 15A16 (SS-17-1) e (SS-17-2).
	8000 (nel vuoto)	Agente ossidante – ossigeno liquido Carburante -			Progettato per controllare il volo del secondo stadio dei veicoli di lancio Zenit lungo tutti i canali di stabilizzazione.