Таблица 1
Основные параметры ЖРД [2]
ЖРД
Тяга, кН
I
у
, м/с
р
к
, Ата Годы разработки
РД-107
(8Д74)
83/102п 256/313п
60
1954-1959
РД-107ММ
(8Д728)
77/94п 257/314п
59,7
1965-1976
РД-117
(11Д511)
69
253/316п
54,2
1969-1975
РД-107А
(14Д22)
79/96п 263,3/ 320,2п 61,2
1993-2001
РД-108
(8Д75)
76/96п 248/315п
52
1954-1959
РД-108ММ
(8Д727)
69/85п 253/316п
54,2
1965-1976
РД-118
(11Д512)
77/94п 257/314п
59,7
1969-1975
РД-108А
(14Д21)
70/87п 257,7/ 320,6п 55,5
1993-2001
П р и м е ч а н и е. Буквой “п” помечено значение параметра в пустоте.
Одна из проблем, выявленных в процессе многолетней эксплуатации дви-
гателей первой и второй ступеней РН семейства Р-7, заключается в перио-
дическом возникновении в процессе их технологических испытаний высоко-
частотной неустойчивости, обусловленной технологическими проблемами в
изготовлении двухкомпонентных форсунок. В связи с этим было предложе-
но заменить смесительную головку с двухкомпонентными центробежными
форсунками на смесительную головку с однокомпонентными форсунками,
которая использовалась на ЖРД РД-111 (8Д716) межконтинентальной балли-
стической ракеты Р-9А [2].
Для таких камер сгорания в целях улучшения условий охлаждения ка-
налы тракта охлаждения от критического сечения до входа в смесительную
головку выполняются не прямыми, а спиральными. В результате интенси-
фикации регенеративного охлаждения стало возможным снизить массовый
расход горючего, подаваемого в пристеночный слой для внутреннего охла-
ждения огневой стенки КС. Следствием таких конструкторских мероприятий
явилось увеличение полноты сгорания топлива и, как следствие, повышение
удельного импульса на 4. . . 6 с.
Одно из мероприятий, направленных на повышение показателей надеж-
ности ЖРД первой и второй ступеней РН типа “Союз”, заключается в замене
пиротехнической системы воспламенения кислородно-керосиновой топлив-
ной смеси, которая вводится в камеру сгорания через сопло двигателей. В
настоящее время заканчивается опытно-конструкторская отработка новой си-
стемы запуска, основанной на химическом воспламенении с помощью пус-
кового горючего, как это реализовано на современных двигателях РД-171,
РД-180, РД-191 и др.
После успешных запусков первых искусственных спутников коллектив
ОКБ-1 под руководством академика С.П. Королева приступил к созданию
трехступенчатой РН, которая могла обеспечить полет к Луне и запуск пер-
вого человека в космос. Для этих целей была изготовлена третья ступень
с маршевым двигателем РД-0109, разработанным в КБ Химавтоматики под
122 ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2011. № 1
