Страна происхождения | СССР / Россия |
---|---|
Конструктор | НПО Энергомаш, В.К.Чванов, В.П. Радовский |
Производитель | Южмаш |
Приложение | Разгон |
Статус | Эксплуатация |
Жидкостный двигатель | |
Топливный | LOX / RP-1 |
Цикл | Цикл ступенчатого сгорания (ракета) |
Рабочие характеристики | |
Тяга (в вакууме) | Стандарт: 834 кН (187000 фунтов f). Повышенное значение: 912 кН (205000 фунтов f) |
Отношение тяги к весу | Стандартное: 75,55. Повышенное значение: 82,66 |
Давление в камере | Стандартное: 162,8 бар (16,28 МПа). Повышенное значение: 178,1 бар (17,81 МПа) |
Isp (вакуум) | 350 с (3,4 км / с) |
Время горения | 315 секунд |
Размеры | |
Длина | 3,87 м (12,7 фута) |
Диаметр | 1,95 м (6,4 фута) |
Сухой вес | 1,125 кг (2480 фунтов) |
Используется в | |
Зенит-2, Зенит-3SL | |
Справочная информация | |
Справочная информация |
РД-120 (ГРАУ Индекс 11D123 ) - жидкий разгонный блок ракетный двигатель горящий РГ -1 (очищенный керосин ) и LOX в ступенчатом сжигании с обогащением окислителем c цикл с отношением O / F 2,6. Используется во второй ступени ракет-носителей семейства Зенит. Он имеет одну фиксированную камеру сгорания, поэтому на «Зените» он работает в паре с двигателем RD-8 с нониусом. Двигатель разрабатывался с 1976 по 1985 год в НПО Энергомаш совместно с В.П. Радовский руководит разработкой. Он производится, в частности, Южмашем в Украине.
. Его не следует путать с РД-0120, который представляет собой снятый с производства LOX / водородный ракетный двигатель, который использовался в системе пуска Советский Энергия.
Во время В программе «Буран» начальная разработка ракеты-носителя 11Д77 - ракеты-носителя, позже известной как Зенит -, КБХА была поручена разработка двигателя второй ступени, как это было сделано для Протон и Союз. Но, учитывая трудности, возникшие у НПО Энергомаш с разработкой РД-123 (который позже будет известен как РД-170 ), они передали разработку маршевого двигателя водород / кислород КБХА. Этим проектом, аналогом ССМЭ, был проект РД-130 в НПО Энергомаш. Но когда КБХА взялось за разработку, назвало его RD-0120, имя, которое всегда вызывает путаницу с движком текущей статьи. В обмен на трудную разработку криогенного ракетного двигателя Энергомаш взял на себя ответственность за разработку двигателя второй ступени 11Д77, который в конечном итоге стал известен как РД-120 . Тот факт, что у RD-120 и RD-0120 была эта взаимосвязанная концепция, в рамках одной программы и с обменом конструкторскими бюро, не помогает избежать путаницы.
16 марта 1976 г. Правительство приняло постановление о создании «Зенита» РД-171 и РД-120. К апрелю 1976 года Южное поставило НПО Энергомаш окончательные требования к двигательной установке 11Д77 первой и второй ступеней. Одним из желательных эффектов объединения силовой установки первой и второй ступеней на одном и том же конструкторе было то, что они могли извлечь уроки по ступенчатым двигателям внутреннего сгорания на меньшем и более простом двигателе верхней ступени, а затем применить их к более крупной и инновационной первой ступени. РД-170. НПО Энергомаш уже работало над прототипом керосин-кислородного каскадного двигателя внутреннего сгорания в этом диапазоне на основе гиперголового двигателя РД-268, который уже производился серийно на Южмаш. В феврале 1977 г. был закончен эскизный проект РД-120. А 31 января 1979 г. было проведено первое огневое испытание РД-120.
РД-120 дебютировал непросто, первая ступень (13 апреля 1985 г.) вышла из строя, вторая ( 21 июня 1985 г.) и четвертый (28 декабря 1985 г.) полеты. Хотя только первый отказ мог быть отнесен на счет РД-120 - в регуляторе расхода топлива возникла утечка, а в ступени кончилось топливо перед выходом на орбиту - первоначальная работа программы была весьма неприятной. В конце концов, он себя оправдал, и к декабрю 1987 года РД-120 (и «Зенит») были признаны сданными. Но за годы распада СССР вторая ступень провалилась дважды подряд - 30 августа 1991 года и 5 февраля 1992 года. У «Зенита» были и другие отказы второй ступени, но только первый из них напрямую относился к РД-120.
В течение 1990 г. начальник ГРМ, ведущий конструктор НПО Энергомаш В.К. Чванов был удостоен Государственной премии за создание РД-120.
В октябре 1992 г. Pratt Whitney подписали соглашение с НПО Энергомаш о продаже и представлении их линейки двигателей в США. Во время первоначальной версии программы X-34, той, которая пыталась разработать многоразовую ракету-носитель для небольших полезных нагрузок через государственное / частное объединение, RD-120 серьезно рассматривался для 747 первая ступень с воздушным запуском. RD-120 предлагал лучшую цену и производительность и был предпочтительным выбором Orbital Sciences. Фактически, 11 октября 1995 года РД-120 был запущен по США и, таким образом, стал первым российским ракетным двигателем, который активно производился и запускался на американской земле. Эта версия двигателя в основном будет отличаться от «Зенита» добавлением кронштейна карданного вала, который позволит использовать TVC. Эта версия будет известна как RD-120M . Второй частный партнер по программе X-34, Rockwell International, хотел использовать свой собственный двигатель RS-27. И учитывая ограниченный график и бюджет программы, выбор двигателя не мог быть решен, и программа была отменена и повторно реализована как чистая исследовательская программа НАСА, которой позже был известен X-34.
Также во время В 1990-е китайцы приобрели две-три модели РД-120 и, возможно, некоторую документацию. Это позволило им внедрить свою оригинальную программу по производству керосиновых двигателей внутреннего сгорания, YF-100 и YF-115. Согласно телеграмме WikiLeaks от 28 сентября 2007 г., украинское правительство отрицает какое-либо участие украинской промышленности в этой передаче и заявляет, что никакого участия, по крайней мере до 2007 г., не происходило с 11-м и 4-м китайскими предприятиями. Академия по передаче технологии РД-120.
РД-120 имел значительный запас прочности, что позволило в период с 2001 по 2003 год разработать модернизированную «Модернизированную» или «Форсированную» версию двигателя для <78 лет.>Sea Launch, который увеличил тягу на 10% до 912 кН (205 000 фунтов силы). В него также вошли многие улучшения, которые позволили увеличить давление в камере и тягу без дополнительного увеличения веса. Он по-прежнему имеет запас на 5%, продлен срок службы до 4260 секунд, количество воспламенений до 19 и позволяет рассматривать его как базу для многоразовой ракеты, двигатель по-прежнему не может перезапускаться в полете После программы, которая использовала 4 испытательных двигателя и проведено 28 огневых испытаний с суммарным временем работы 8 135 секунд, двигатель был допущен к полетам. Испытания начались в марте 2004 г., и его дебютный полет состоялся 15 февраля 2006 г., когда он успешно выполнил орбиту EchoStar X.
У этого двигателя были две рабочие версии и некоторые предлагаемые варианты:
Наименование | РД-120 | РД-120. (усиленная тяга) | РД-120К | РД-870 |
---|---|---|---|---|
AKA | 11D123 | 11D123. 11D123M? | ||
Годы разработки | 1976–1985 | 2001–2003 | 1986– | 2016– |
Тип двигателя | Обогащенная окислителем ступень сгорания верхняя ступень жидкий ракетный двигатель | |||
Топливо | RG-1 / LOX (O / F 2,6) | |||
Давление в камере | 16,28 МПа (2361 фунт / кв. Дюйм) | 17,81 МПа (2583 фунт / кв. Дюйм) | 17,63 МПа (2557 фунт / кв. Дюйм) | 16 МПа (160 кгс / см) |
Усилие (перем. Ток) | 833,6 кН (187 400 фунтов силы) | 912 кН (205 000 фунтов силы) | 853,2 кН (191 800 фунт-сила) | 867,5 кН (88,46 тс) |
Усилие (SL) | N/A | N/A | 784,5 кН (176 400 фунтов силы) | 781 кН (79,6 тс) |
Isp ( В перем. Ток) | 350 с (3,4 км / с) | 350 с (3,4 км / с) | 330 с (3,2 км / с) | 332 с (3,26 км / с) |
Isp (SL) | N/A | N/A | 304,4 с (2,985 км / с) | 298 с (2,92 км / с) |
Дроссельная заслонка | 70–110% | 70–110% | 50–105% | 98,5–101,5% |
Расширение сопла | 114,5 | 114,5 | 49,6 | Н / Д |
Время горения | 290 секунд | 290 секунд | 305 секунд | 200 секунд |
Ресурс двигателя | 2200 секунд | 2200 секунд | 2200 секунд | Н / Д |
Длина | 3872 мм (152,4 дюйма) | 3872 мм (152,4 дюйма) | 2435 мм (95,9 дюйма) | 2746 мм (108,1 дюйма) |
Диаметр | 1,954 мм (76,9 дюйма) | 1,954 мм (76,9 дюйма) | 1400 мм (55 дюймов) | 1436 мм (56,5 дюйма) |
Масса | 1,125 кг (2480 фунтов) | 1,125 кг (2480 фунтов) | 1080 кг (2380 фунтов) | 1280 кг (2820 фунтов) |
Используется на | Zen it-2 Вторая очередь | Зенит-3SL Вторая очередь | Проект | Циклон-4М Первая очередь |
Первый запуск | 1985- 04-13 | 1999-03-28 | Н / Д | Н / П |
Статус | В производстве | В производстве | Проект | Проект |
Ссылки |
Не считая прямых вариантов РД-120, это очень влиятельный двигатель был основой многих двигателей, охватывающих производные в четырех странах. украинский RD-801 и RD-810, китайский YF-100 и YF -115, а также индийский SCE-200 можно проследить непосредственно до RD-120. Семейство двигателей советского / российского РД-170 разработано на основе уроков, извлеченных из проекта РД-120.
Как указано в разделе «История», РД-120 использовался в качестве первого практического применения ступенчатого сжигания с обогащением окислителем с керосин топливо на НПО Энергомаш, перед тем, как заняться РД-170. Таким образом, хотя это более позднее семейство двигателей имеет более агрессивные рабочие характеристики, а первоначальный проект (РД-123) предшествует РД-120, это действительно был первый фактический проект серийной разработки.
. В то время как Южное двигательная установка в основном использовалась на гиперголовых ракетах, таких как РД-855 или РД. -861, они считались слишком токсичными по современным экологическим стандартам. Хотя они по-прежнему предлагают развивать гиперголическую тягу, как в случае RD-843 для ступени Vega AVUM или Tsyklon- 4 для семейства ракет-носителей Маяк было принято решение о более экологически чистом LOX и керосиновом топливе.
Не только имел «Южное» освоило наиболее сложный цикл по топливу (ступенчатый цикл сгорания окислителя ) с РД-8, но они тесно сотрудничали с НПО Энергомаш в течение Программа РД-120. Производство осуществляется на дочерней компании Южмаш в Украине, а проект увеличения тяги РД-120 с 2001 по 2003 год был смешанным проектом этих трех компаний.
На основе этого опыта было предложено семейство производных двигателей. RD-805 и RD-809 в основном являются модификациями RD-8, но RD-801 и RD-810 Членов семейства можно считать истинными потомками РД-120. Одной из характеристик этого семейства является ограничение на поддержание температуры на выходе из горелки ниже 500 ° C (932 ° F).
2 июня 2005 г., Индия и Украина подписала Рамочное соглашение между Правительством Украины и Правительством Республики Индия о сотрудничестве в использовании космического пространства в мирных целях, которое вступит в силу 15 февраля 2006 г. По неподтвержденной информации, полученной WikiLeaks этот контракт предусматривал передачу чертежей только ракетного двигателя от КБ «Южное». Согласно официальному пресс-релизу Министерства экономического развития и торговли Украины от 26 марта 2013 года, разработка ракетного двигателя для индийских ракет-носителей началась в 2006 году в рамках совместного индийско-украинского проекта под названием «Жасмин».
Чертежи двигателя, предположительно переданные Украиной Индии, были идентифицированы как РД-810. Поскольку передача специально исключала методы инженерного анализа и программное обеспечение, индийцам действительно пришлось разработать большинство технологий и инженерных моделей для производства и сертификации двигателя. Учитывая практически идентичные спецификации с РД-810 и тот факт, что даже индийцы использовали Южное рендеринг двигателя в своих презентациях, можно считать, что на него, по крайней мере, сильно повлиял РД-120.
В 1990-е годы китайцы приобрели две или три модели РД-120 и, возможно, некоторую документацию. Это позволило им внедрить свою оригинальную программу по производству керосиновых двигателей внутреннего сгорания, YF-100 и YF-115. Согласно телеграмме WikiLeaks от 28 сентября 2007 г., украинское правительство отрицает какое-либо участие украинской промышленности в этой передаче и заявляет, что никакого участия, по крайней мере до 2007 г., не происходило с 11-м и 4-м китайскими предприятиями. Академия относительно передачи технологии РД-120.
Как и в случае с индейцами и РД-810, передача физических двигателей и чертежей только помогает в разработке. Но разработка потребовала десяти лет исследований, требующих освоения 70 ключевых технологий, разработки 50 новых материалов и создания 61 комплекта двигателей с общим временем зажигания более 40 000 секунд к 2013 году.
Название | РД-120 | РД-120. (усиленная тяга) | РД-191 | YF-100 | RD-801 | RD-810 | SCE-200 |
---|---|---|---|---|---|---|---|
AKA | 11D123 | 11D123. 11D123M? | |||||
Страна происхождения | Советский Союз | Россия / Украина | Россия | Китай | Украина | Украина | Индия |
Дизайнер | НПО Энергомаш | НПО Энергомаш / Южное | НПО Энергомаш | Южное | ИСРО | ||
Годы разработки | 1976–1985 | 2001– 2003 | 1999–2011 | 2000–2015 | 2005– | 2005– | 2005– |
Тип двигателя | Ступень с обогащением окислителем верхняя ступень жидкий ракетный двигатель | ||||||
Топливо | RG-1 / LOX (O / F 2.6) | Керосин / LOX (O / F 2.6) | RG-1 / LOX (O / F 2,65) | Изросен / LOX (O / F 2,65) | |||
Давление в камере | 16,28 МПа (2361 фунт / кв. Дюйм) | 17,81 МПа (2583 фунтов на кв. Дюйм) | 25,75 МПа (3735 фунтов на квадратный дюйм) | 18 МПа (2600 фунтов на квадратный дюйм) | 18 МПа (2600 фунтов на квадратный дюйм) | 18 МПа (2600 psi) | 18 МПа (2600 psi) |
Усилие (Vac) | 833,6 кН (187 400 фунтов-силы) | 912 кН (205000 фунтов-силы) | 2090 кН (470 000 фунтов силы) | 1340 кН (300 000 фунтов силы) | 1340 кН (300 000 фунтов силы) | 2105 кН (473 000 фунтов силы) | 2030 кН (460 000 фунтов силы) |
Усилие (SL) | N/A | N/A | 1,920 кН (430,000 фунтов силы) | 1,200 кН (270000 фунтов) | 1198 кН (269000 фунтов) | 1876 кН (422000 фунтов) | 1820 кН (410 000 фунтов) |
Isp (Vac) | 350 с (3,4 км / с) | 350 с (3,4 км / с) | 337,5 с (3,310 км / с) | 335 с (3,29 км / с) | 336 с (3,30 км / с) | 335,5 с (3,290 км / с) | 335 с (3,29 км / с) |
Isp ( SL) | N/A | N / A | 311,2 с (3,052 км / с) | 300 с (2,9 км / с) | 300,7 с (2,949 км / с) | 299 с (2,93 км / с) | 299 с (2,93 км / с) |
Дроссельная заслонка | 70–110% | 70–110% | 27– 105% | 65–100% | Н / Д | Н / П | 65–105% |
Расширение сопла | 114,5 | 114,5 | 37 | 35 | Н / Д | Н / П | Н / П |
Время горения | 290 секунд | 290 секунд | 325 | 155 секунд | 200 секунд | Н / Д | Н / Д |
Длина | 3872 мм (152,4 дюйма) | 3872 мм (152,4 дюйма) | 3780 мм (149 дюймов) | Н / Д | Н / П | Н / П | Н / П |
Диаметр | 1 954 мм (76,9 дюйма) | 1 954 мм (76,9 дюйма) | 2100 мм (83 дюйма) | 1338 мм (52,7 дюйма) | Н / Д | Н / Д | Н / Д |
Вес | 1,125 кг (2480 фунтов) | 1,125 кг (2480 фунтов) | 2200 кг (4900 фунтов) | Н / Д | 1630 кг (3590 фунтов) | 2800 кг (6200 фунтов) | 2700 кг (6000 фунтов) |
Используется на | Зенит-2 Секунда Этап | Зенит-3SL Вторая очередь | Ангара | ЛМ-5, ЛМ-6. и ЛМ-7 | Маяк | Маяк | ULV |
Первый запуск | 1985-04-13 | 1999-03-28 | 2014-07-09 | 2015-09-20 | Н / Д | Н / Д | Н / Д |
Статус | Списано | В производстве | В производстве | В Производство | Проект | Проект | В разработке |
Список литературы |