Двигатели ОКБ-466 и ОКБ-117

Автор Salo, 27.12.2009 22:42:55

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

Salo

27.12.2009 22:42:55 Последнее редактирование: 19.02.2013 23:11:56 от Salo
http://koavia.com/history.htm
ЦитатаВ соответствием с планами создания ракетной техники и оружия в 1956 году на заводе, сначала как филиал ОКБ-45 и -500, а затем как самостоятельное, организуется ОКБ по ЖРД во главе с главным конструктором А.С.Мевиусом. Более 30-ти лет, до 1992 года, завод изготавливал ЖРД и бортовые источники питания для ракет ракетно-зенитных комплексов (ЗРК), межконтинентальных баллистических ракет (МБР), а на их основе геофизических ракет и космических ракетоносителей (РН). Сейчас РН "Стрела" и "Рокот" используются в международных программах и в народном хозяйстве России для вывода на орбиту до 1800 кг полезного груза (например, двух спутников связи). По отношению собственной массы к максимальной тяге ЖРД производства «Красного Октября» были самыми «легкими» в СССР и США для своего времени и класса. ЗРК «Десна», «Волхов», «Волга», «Вега», «Круг» и др. составляли основу ракетных сил ПВО СССР и ряда стран, применялись в ходе военных конфликтов. 1мая 1960 года самолет-шпион У-2 был сбит ракетой с двигателем «Красного Октября».
http://www.rtc.ru/encyk/biogr-book/12M/1908.shtml
ЦитатаМЕВИУС АНАТОЛИЙ СЕРГЕЕВИЧ

7.XII.1910-20.V.1969. Род. в г. Саратове. Окончил с отличием Рыбинский авиационный институт (1938; руководителем его дипломного проекта был конструктор авиадвигателей В. Я. Климов). Направлен на работу в КБ Рыбинского моторостроительного завода № 26. В годы войны - в эвакуации в г. Уфе. Переведен в Ленинград вместе с моторостроительным заводом и ОКБ во главе с В. Я. Климовым (1946); ведущий конструктор, зам. начальника КБ №1. Ведущий конструктор ОКБ № 800 (1954). Зам. главного конструктора ОКБ № 45 (1956). Главный конструктор ОКБ № 466, созданного для разработки ЖРД и бортовых источников питания для ракетной техники (1959). Одной из первых его работ в этом направлении стала доработка ЖРД С2.726 конструкции ОКБ № 2 А. М. Исаева (заказчиком двигателя была АН СССР, ее президент академик М.В. Келдыш предложил использовать эти двигатели на геофизических ракетах); в декабре 1959 г. двигатели поступили на испытательный полигон. Участвовал в создании зенитно-ракетной системы С-200. Совместно с директором завода № 466 организовал строительство испытательной базы для ракетных двигателей под Зеленогорском (Ленинградская обл.) (1960-е гг.). Вел работы по программам создания других изделий, в том числе для системы ПРО. Начальник организованного на заводе "Красный Октябрь" филиала МКБ "Красная Звезда" (1968 ), под его руководством велась доводка бортовых источников питания. Разработал предложения по созданию специализированного КБ при заводе "Красный Октябрь" (1969).
http://engine.aviaport.ru/issues/64/page48.html
ЦитатаМорская и космическая тематика в ОКБ нарастала в общем объеме работ, и А.М. Исаев начал освобождать свое явно перегруженное заказами ОКБ от некоторых тем. В это время он сблизился с Макеевым. В конце 1959 г. Алексей Михайлович принял решение о постепенной передаче противоракетной и зенитной тематики в минавиапром.

ЖРД С2.711 конструкции А.М. Исаева для ракетного комплекса С-75 изготавливались на Ленинградском заводе № 446 (466-Salo) минавиапрома (ныне ОАО "Красный Октябрь" ), главный конструктор ОКБ-446 (466-Salo) был Анатолий Сергеевич Мевиус. А. М. Исаев понял, что А.С. Мевиус сможет не только осуществлять серийное сопровождение, но и заняться доработкой двигателя С2.726, а в дальнейшем на его основе создать боевое изделие. В декабре 1959 г. ЖРД С2.726 вышел на испытания (максимальная тяга двигателя 10,5 т), и началась передача дел от Исаева к Мевиусу.

Ракета В-1000 с двигателем С2.726 обладала дальностью управляемого полета 60 км и высотой перехвата 23...28 км, ее стартовая масса составляла 8785 кг, средняя скорость полета 1000 м/с, длина корпуса 14,5 м, масса боевой части 500 кг, радиус поля поражения боевой части -75 м.
http://pvo.guns.ru/s200/index.htm
ЦитатаДля общей организации работ в КБ-1 были образованы ведущий тематический отдел по системе С-200 под руководством Б.В. Бункина, а позже - лаборатория по разработке радиолокатора подсвета целей под руководством К.С. Альперовича. Аппаратура управления пусковыми установками и находящимися на них ракетами создавалась в лаборатории под руководством А.Г. Басистова, на которую дополнительно возлагалось курирование работ по сопряжению ГСН и пусковой установки.

Задания на разработку силовой установки ракеты, части бортовых систем, заправочного оборудования после определения окончательного облика ракеты были сформированы ОКБ-2 ГКАТ и выданы соответствующим разработчикам. К созданию стартовых двигателей ЗУР было подключено КБ-2 завода №81, возглавляемое Главным конструктором И.И. Картуковым. Заряды для стартовых двигателей разрабатывал НИИ-130 (г. Пермь). Маршевый жидкостный ракетный двигатель и бортовой гидроэлектрический агрегат питания на конкурсной основе разрабатывали московское ОКБ-165 (Главный конструктор А.М. Люлька) совместно с ОКБ-1 (Главный конструктор Л.С. Душкин) и ленинградское ОКБ-466 (Главный конструктор А.С. Мевиус).
ЦитатаПо указанию Д.Ф. Устинова, с августа 1960 г. работы по ЖРД Л-2 для ракеты В-860 продолжались только в ОКБ-466, а ОКБ-165 было предписано сосредоточить усилия на разработке бортового источника питания для этой ЗУР. В результате ракета В-860 в дальнейшем оснащалась жидкостным ракетным двигателем, разработанным в ОКБ-466 под руководством Главного конструктора А.С. Мевиуса. Этот двигатель создавался на базе однорежимного двигателя "726" ОКБ A.M. Исаева с максимальной тягой 10 т. В ходе отработки конструкции двигателя и его систем было проведено 266 стендовых испытаний, из них по "этажам" - 170. Провели примерно 40 испытаний на работоспособность при температуре -50 град.С, 18 испытаний - при температуре +50 град.С.

Жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания одноразового действия (без повторного включения) работал на компонентах, ставших уже традиционными для отечественных ЗУР. В качестве окислителя использовалась азотная кислота с добавкой четырехокиси азота, а горючего - триэтиламинксилидин (ТГ-02, "тонка" ). Температура газов в камере сгорания достигала 2500-3000 град.С. Двигатель был выполнен по "открытой" схеме - продукты сгорания газогенератора, обеспечивающего работу турбонасосного агрегата, выбрасывались через удлиненный патрубок в атмосферу. Начальный запуск турбонасосного агрегата обеспечивался пиростартером.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

27.12.2009 22:47:59 #1 Последнее редактирование: 17.11.2012 23:54:42 от Salo
http://pvo.guns.ru/abm/missile.htm
ЦитатаВ марте 1961 г., после выполнения первых успешных перехватов противоракетой В-1000, был выпущен новый вариант эскизного проекта. Предложенная в нем ракета А-350Ж имела длину около 20 м, массу более 30 т и обладала значительно большими дальностью и высотой полета, по сравнению с предыдущим вариантом, сохраняя при этом двухступенчатую схему. Первая ступень А-350Ж представляла собой связку из четырех твердотопливных двигателей, отделяемых после окончания работы с помощью пиротехнических устройств. Разработка этих двигателей должна была осуществляться казанским ОКБ-16 под руководством П.Ф. Зубца. На первой ступени ракеты устанавливались четыре стабилизатора с аэродинамическими рулями, которые находились внутри контейнера в сложенном положении, а после старта раскрывались с помощью газогенераторов. Вторая ступень оснащалась ЖРД, состоящим из одной основной и четырех рулевых камер, управлявших полетом ракеты в заатмосферном пространстве. Этот двигатель, разработка которого выполнялась под руководством А.С. Мевиуса в ленинградском ОКБ-466 (в дальнейшем ОКБ-117 под руководством С.П. Изотова), работал на новых высокоэффективных компонентах топлива (азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин) и мог запускаться в вакууме и невесомости, а его тяга могла регулироваться в достаточно широких пределах. С этой целью был создан специальный контур регулирования тяги двигателя, разработаны соответствующие алгоритмы управления.

По воспоминаниям ветерана МКБ "Факел", начальника отдела двигательных установок И.А. Карамышева:

В соответствии с требованиями А-350Ж должна была длительное время находиться на стартовой позиции в заправленном состоянии. С этой целью нами был разработан ампулизированный вариант маршевой ступени противоракеты, со специальной системой контроля. Еще одним новшеством, которое было впервые использовано в ракетной технике, стала роторная система подачи компонентов топлива в турбонасосный агрегат двигательной установки. Для этого был создан ТНА особой конструкции, работавший таким образом, что часть компонентов топлива после насосов возвращалась в баки ракеты и приводила в действие гидромоторы. Эти гидромоторы раскручивали находившиеся в баках компоненты топлива до нескольких оборотов в секунду, причем окислитель и горючее закручивались в разные стороны. В результате, многотонные запасы жидкости, как бы прилипали к стенкам баков, и действовавшие в полете на маршевую ступень ракеты знакопеременные и разнонаправленные перегрузки практически не оказывали влияния на работоспособность двигательной установки. Таким образом, была решена одна из наиболее сложных проблем обеспечения работоспособности двигательной установки.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

http://www.missiles.ru/history.htm
История предприятий, связанных с производством ракетной техники.
© Тихонов Сергей, 2006.
ЦитатаФилиал ОКБ-45, Филиал ОКБ-500, ОКБ завода № 466 МАП, ОКБ-466 МАП
В 1956г. на заводе № 466 образуется Ленинградский филиал ОКБ-45. Работы по ГТД с диагональным входом в компрессор- изделия «С» и «У» (ведущий конструктор- Ю.М. Лерман).
По приказу № 156 от 19.04.1957г., в связи с передачей ОКБ-45  в подчинение ОКБ-165, Ленинградский филиал ОКБ-45 преобразован в филиал ОКБ-500. Приказом ГКАТ № 210 от 17.06.1958г. филиал преобразован в самостоятельное ОКБ при заводе № 466. И.О. гл. конструктора назначен А.С. Мевиус. По приказу № 61/к от 20.04.1959г. Мевиус стал гл. конструктором.
С 1958г.- разработка ЖРД для ЗУР. Доработка и освоение производства С2.726 А.М. Исаева (в 1962г. передан в производство доработанный вариант- Л/726. Созданы опытные ЖРД Л-2, Л-2А (5Д12), Л-6, Л-6А для ЗУР В-860.
По приказу № 895 от 19.12.1962г. ОКБ-466 было влито в  ОКБ-117 ГКАТ. Мевиус назначен гл. конструктором по специзделиям (ЖРД). В соответствии с постановлением СМ № 175 от 13.02.1963г. он вместе с сотрудниками ОКБ переведен на завод № 117. Для сопровождения серийного выпуска двигателей разработки ОКБ-466 на заводе образован СКО.
Гл. конструктор (1959-63г.)- А.С. Мевиус.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

27.12.2009 23:37:45 #3 Последнее редактирование: 17.11.2012 23:56:00 от Salo
http://www.rtc.ru/encyk/biogr-book/09I/1119.shtml
ЦитатаИЗОТОВ СЕРГЕЙ ПЕТРОВИЧ

1917 - 1983. Конструктор авиационных, ракетных, танковых двигателей. В 1941 г. окончил Ленинградский политехнический институт. Работал конструктором, зам. начальника конструкторского отдела на уфимском авиазаводе № 26. В 1946 г. назначен зам. главного конструктора ОКБ-117 В. Я. Климова. С 1960 по 1983 гг. руководил ОКБ-117 (Ленинградское НПО им. В. Я. Климова) в должности главного конструктора и генерального конструктора (с 1963 г.). Под его руководством разработаны двигателя для самолетов МиГ-29, вертолетные ТВД, танковые ГТД-1000, ГТД-1200 для танков Т-80, Т-80У, ЖРД для МБР УР-100, УР-200А, космических ракет-носителей, орбитального самолета "Спираль". Герой Социалистического Труда. Лауреат Ленинской и Государственных премий.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

29.12.2009 01:13:16 #4 Последнее редактирование: 17.11.2012 23:57:19 от Salo
На ракете УР-200 стояли двигатели КБХА. Значит ОКБ-117 могло разрабатывать только ЖРД для аэробаллистической ГЧ:
http://dychenkov.narod.ru/8k81puski.html
Цитата8К83 - проект УР-200А (глобальная (орбитальная) ракета с аэробаллистической ГЧ АБ-200) - модификация 8К81 (УР-200)
"...особенностью ракеты УР-200А стало применение головной части с возможностью маневра за счёт использования аэродинамического качества. Маневрирующая головная часть получила название АБ-200. Головная часть после отделения от носителя должна была совершать полет по низкой орбите (150-160 км). После одного-двух витков ГЧ осуществляла вход в атмосферу, реализуя при движении к цели маневр в вертикальной и горизонтальной плоскостях."
http://www.npomash.ru/history/ru/history.htm
ЦитатаДля отработки технических решений, примененных при создании орбитального маневрирующего боевого блока (проекты АБ-200 для МБР УР-200 и АБ-500 для УР-500) на предприятии был создан летательный аппарат МП-1, маневрирующий в атмосфере с высокими гиперзвуковыми скоростями при помощи аэродинамических органов управления, пуск которого был успешно осуществлен в 1961 году.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

29.12.2009 23:03:38 #5 Последнее редактирование: 18.11.2012 00:06:00 от Salo
Тема: 50 лет Балхашскому полигону
Цитата
Цитата
Цитата
Цитата
Цитатаmuxel пишет:

Там один маршевый и один рулевой ЖРД на второй ступени
Славянский танцор пишет:

Чой-то я не понимаю - всю жизнь ПРОшники твердили, что на их "издэлиях" ЖРД не применяются... И откуда же на противоракете ЖРД от сотки?
muxel пишет:

Тем не менее на дальних противоракетах (В-1000, А-350/5В61, В-825/5Я27, А-925/51Т6) вторая ступень жидкостная. Почему? Очевидно в 50-60-х наши ТТ не обеспечивали нужные характеристики. Почему были и потом? Во-1, наверное продолжали проверенную конструкцию, во-2, удобство управление тягой ЖРД.
Славянский танцор пишет:

И что, на них стояли ЖРД от "сотки"? Скорее всего, там могло быть что-то свое, особенное
muxel пишет:

На А-350/5В61 да, стояли двигатели разработки ОКБ-117 (Мёвиуса), модификации двигателя от второй ступени 8К84. Это как бы технический факт :P

Почему именно от 8К84? Там хитрая история... были традиционные для нашего ЖРДстроения интриги :roll: Первоначально планировался другой двигатель, но его не дали создать, поэтому приспособили двигатель от "Тарана"/8К84.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

29.12.2009 23:24:37 #6 Последнее редактирование: 19.02.2013 23:15:54 от Salo
Тема: ЖРД 5Д21М - что это?
Цитата
ЦитатаВадим Лукашевич пишет:

Кто-нибудь может что-нибудь рассказать о ЖРД 5Д21М?

у меня есть фото ЖРД 5Д21М из других материалов, касательно ЭПОСа. Вот я хочу узнать тягу и тип топлива у ЖРД 5Д21М, чтобы понять, для какой именно модификации он предназначался.

Corvax пишет:
Судя по обозначению, это двигатель от ЗУР (Индекс 5Д* в то время имели двигатели ракет ПВО и ПРО).
ЖРД для ракет ПВО и ПРО той поры - это разработки ОКБ-466 под руководством Главного конструктора А.С.Мёвиуса (позже включено в состав ОКБ-117, Главный конструктор Изотов - фирма Климова).
Ищем и находим: http://klimov.justdesign.ru/about/history/1960-1969/ (ссылка битая-Salo)
Цитата60-е годы
В ОКБ Климова разрабатываются и производятся жидкостные реактивные двигатели для ракетных комплексов стратегического назначения, зенитных ракет, а также двигатели для орбитальных самолетных комплексов в рамках программы «Спираль»
Так что можно уверенно утверждать, что речь идет о двигателе климовской фирмы.

Из разработок ОКБ-117 для ПВО/ПРО серийно производились два семейства двигателей:
1) для ЗУР комплекса ПВО С-200:
5Д12 (Л-2) - для ракеты В-680 (5В21), 1962
5Д67 - для ракеты В-880 (5В28 ), 1967
В двигателях ракет для С-200 применялась пара АК-27П+ТГ-02.
Максимальная тяга - 10тс.
2) для противоракеты комплекса ПРО А-35
5Д22 (Р5-117) - для противоракеты А-350Ж (5В61)
Он был близкими родственником двигателя 15Д13 второй ступени УР-100.
В 5Д22 применялась пара АТ+НДМГ.
Максимальная тяга около 13тс, УИ 320с

Двигатель 5Д67 выглядит так:

Крупнее тут:http://www.uni-ulm.de/~s_mlomni/S-200/komplex/rakete/triebwerk-01-c.jpg (ссылка битая-Salo)
В общем, на 5Д21 совсем не похоже, ТНА и камера скомпонованы последовательно.

К сожалению, сколько-нибудь приличных изображений двигателей 15Д13, и тем более 5Д22, я найти не смог.
Единственное попавшееся полезное изображение - плохонький разрез УР-100, на котором видно, что двигатель ее второй ступени короткий, с параллельной компоновкой камеры и ТНА - в целом похож на приведенное фото 5Д21

По поводу материалов на Буран.ру
Про 50-11 читаем, что аналог, среди прочего, предназначался для отработки режимов работы топливной системы на компонентах АТ+НДМГ", и что он оснащался силовой установкой, состоящей из двух серийных ЖРД разработки ОКБ-117 с тягой по 11,75 тс каждый
При этом расход топлива 81,8 кг/сек, удельный импульс 319 сек.
Тут есть противоречие. При таком расходе и УИ тяга будет 26.1тс, т.е. по 13 тонн на двигатель.
Если же поверить в тягу и время работы, то получается, что УИ двигателя должен составлять 2*11750/81,8=287.3с.

Похоже, что тут перемешаны пустотные характеристики с данными у земли.
Все сходится, если предположить тягу 13тс и УИ 319с в вакууме, и 11,75тс и 287с у земли.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

29.12.2009 23:37:44 #7 Последнее редактирование: 18.11.2012 01:22:44 от Salo
Маршевый ЖРД 15Д13 и рулевой ЖРД 15Д14 второй ступени УР-100:




15Д13:



15Д14 (РК-3):

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/photogallery/gallery_031/pages/IMG_2681.html
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

29.12.2009 23:49:41 #8 Последнее редактирование: 29.11.2012 16:56:46 от Salo
15Д13 должен был использоваться на разгонном блоке ЛК




и взлётном блоке ЛК-700



http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/molodtsov/01/05-2.html
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/molodtsov/01/05-2.html
ЦитатаЛунный корабль ЛК700 предназначался для проведения экспедиции с экипажем их двух человек на поверхность Луны по прямой схеме и состоял из следующих элементов:

Ø блок доразгона с опорной орбиты ИСЗ, оснащенный тремя двигателями 11Д23 (РД-0217) тягой по 23,5 тонны (КБХА -- бывшее ОКБ-165);

Ø блок коррекции и торможения у Луны, оснащенный одним двигателем 11Д23 для торможения и тремя двигателями коррекции 11Д416 тягой по 1,67 тонны (КБ Химмаш -- бывшее ОКБ-2);

Ø блок мягкой посадки на Луну, использующий те же три двигателя коррекции 11Д416;

Ø блок взлета с Луны и коррекции, оснащенный одним двигателем 15Д13 тягой 13.4 тонны (ОКБ-117 имени В.Я. Климова);

Ø возвращаемый аппарат;

Ø аварийная двигательная установка.

Блок доразгона, предназначенный для выведения космического корабля на траекторию полета к Луне, состоял из трех ракетных блоков, созданных на базе первой ступени ракеты УР-100 и оснащенных каждый одним двигателем РД-0217 (11Д23) тягой по 23,5 тонны. Масса корабля ЛК700 на трассе перелета составляла 50,5 тонн.

При подлете к Луне на высоте 200-500 км включается тормозной двигатель (11Д23), который уменьшает вертикальную скорость до 30 м/с на высоте 4,3 км, после чего выключается. Далее снижение вплоть касания поверхности осуществляется с помощью небольших двигателей 11Д416, использовавшихся на перелете для коррекции. Посадка производится на шесть посадочных опор в форме лыж, причем на этом этапе корабль ЛК700 сильно смахивает на командный модуль корабля «Аполлон». После посадки оба космонавта, переодевшись в скафандры, выходят на поверхность. Время пребывания корабля на поверхности Луны -- 12-24 часа. Старт корабля с Луны и перелет к Земле также осуществляется по прямой схеме без промежуточного выхода на окололунную орбиту.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

30.12.2009 00:36:29 #9 Последнее редактирование: 18.11.2012 01:44:32 от Salo
Маршевый ЖРД второй ступени ракеты С-200М «Вега-М» (В-880, 5В28 ):


"Были когда-то и мы рысаками!!!"

C-300

ЦитатаМаршевый ЖРД второй ступени ракеты С-200М «Вега-М» (В-880, 5В28 ):


Так вот какой стоит в музее БГТУ! а я всё гадал, что за двигатель? На ум совершенно ничего не приходило и вот она - разгадка.

Salo

30.12.2009 09:33:22 #11 Последнее редактирование: 18.11.2012 01:52:54 от Salo
http://pvo.guns.ru/s200/i_vega.htm#30
ЦитатаВ 1966 г. КБ, созданное при Ленинградском Северном заводе, под общим руководством со стороны МКБ "Факел" (бывшее ОКБ-2 МАП) приступило к разработке на базе ракеты 5В21В (В-860ПВ) новой ракеты В-880 для системы С-200. По принятым и согласованным планам работ ракета В-880 с осколочной боевой частью должна была выйти на Государственные испытания в 1969 г. Чертежи должны были быть сданы в производство в III квартале 1967 г. Официально же разработка унифицированной ракеты В-880 с максимальной дальностью стрельбы до 240 км была задана сентябрьским Постановлением КЦ КПСС и СМ СССР 1969 г.
ЦитатаДвигатель 5Д67 ампулизированной конструкции с турбонасосной подачей топлива разработан под руководством главного конструктора ОКБ-117 А.С. Мевиуса. Доводка двигателя и подготовка его серийного производства велись при активном участии главного конструктора ОКБ-117 С.П. Изотова.

Работоспособность двигателя 5Д67 обеспечивалась в диапазоне температуры окружающей среды ±50 °С. Масса двигателя с агрегатами составляла 119 кг.

Для двигателя 5Д67 было предусмотрено несколько программ функционирования:
в режиме максимальной тяги до полной выработки топлива;
в режиме максимальной тяги с последующим уменьшением тяги до минимальной с постоянным градиентом;
в режиме промежуточной тяги (0,82 максимальной) с последующим уменьшением тяги до минимальной с постоянным градиентом.

Применялись комбинации программ, которые позволяли реализовать максимальную тягу или любую промежуточную - от максимальной до 8200 кг в течение заданного времени с последующим уменьшением тяги с постоянным градиентом. Программа со спадом тяги позволяла производить полет на максимальной тяге двигателя до прохождения команды на спад тяги от бортового программного устройства.

Использование на ракете сочетания твердотопливных ускорителей и жидкостного ракетного двигателя на маршевой ступени позволило получить кратковременно большую тягу на старте и необходимую тягу для полета со сверхзвуковой скоростью в течение всего времени на маршевом участке полета с постепенным ее снижением от 2500 до 700 м/с.
Поскольку в 1969 Мёвиус умер, то 5Д67 был его лебединой песней. А заканчивал его отладку Изотов.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

К сожалению не удалось выяснить какие ЖРД стояли на противоракетах В-825/5Я27 и А-925/51Т6. Можно только предположить, что по прежнему ОКБ-117. На эту мысль наводит тот факт, что завод Красный октябрь изготавливал ЖРД до 1992 года, а это год постановки на вооружение ракеты А-925.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

02.01.2010 09:27:22 #13 Последнее редактирование: 18.11.2012 01:58:57 от Salo
Тема: 50 лет Балхашскому полигону
Цитатаmuxel пишет:

На А-350/5В61 да, стояли двигатели разработки ОКБ-117 (Мёвиуса), модификации двигателя от второй ступени 8К84. Это как бы технический факт :P

Почему именно от 8К84? Там хитрая история... были традиционные для нашего ЖРДстроения интриги :roll: Первоначально планировался другой двигатель, но его не дали создать, поэтому приспособили двигатель от "Тарана"/8К84.
http://www.militaryparitet.com/vp/35/
ЦитатаНачинаются форсированные работы по созданию системы ПРО А-35 (разработка СКБ-30, ныне ОКБ "Вымпел") и противоракеты УР-96 (индекс А-350Ж). По данным зарубежных источников, трехступенчатая ПР А-350 (она имела много заимствований из проекта КБ Лавочкина) имела длину 19,8 м, диаметр 2,97 м, размах крыльев 6 м, стартовую массу 32,7 т, дальность поражения цели до 322 км, высота поражения - до ближнего космоса. Для противоракеты впервые в СССР создавался ракетный двигатель с поворотным соплом (управляемым вектором тяги), при котором отпадала необходимость в использовании рулевых двигателей. Было проведено несколько пусков (стендовых огневых испытаний), но в дальнейшем по требованию шефа ОКБ-52 В.Н. Челомея стендовый комплекс для испытаний двигателя был переоборудован для проведения проработки двигателя МБР УР-100. В результате успешных испытаний нового ЖРД ракета А-350 была перекомпонована под двигатель УР-100. В 1967 году был создан экспериментальный полигонный образец системы А-35 - "Алдан", на котором проводились испытания всех элементов комплекса.
http://www.militaryparitet.com/nomen/russia/rocket/rocketcomplex/data/ic_nomenrussiarocketrocketcomplex/1/
ЦитатаА-350      
     
2-ступенчатая: 1 - РДТТ, 2-я - ЖРД 5Д16. Проект

УР-96      
А-350Ж (5В61)      
     
Год принятия на вооружение 1974      
Начало разработки - 1960 г. 2-ступенчатая ПР: 1-я ст. - 4 РДТТ 5С47, 2-я ст. - ЖРД 5Д22(Р5-117) с поворотным соплом. БЧ мощностью 2-3 Мт. Дальность стр. - 350 км, скорость - 2 км/с. Стартовый вес - 32,7 т. Длина - 19,8 м, диаметр - 2,57 м. Серия с 1966 г. на ММЗ «Авангард»
Тут у братьев Николаевых явная ошибка: 5Д22 был создан на базе 15Д13 и поворотного сопла не имел, а был снабжён рулевым двигателем 5Д18 (15Д14).
Значит 5Д16 был снабжён поворотным соплом и к КБ Мёвиуса отношения не имел.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

C-300

Не знаю, насколько котируется ссылка на Вейда, но всё же приведу её...
ЦитатаA-350Zh. Department of Defence Designation: ABM-1A. ASCC Reporting Name: Galosh Mod.1. Complex: A-35. Missile: A-350Zh.

Initial version of the A-350 missile.


Manufacturer: Grushin. Launches: 19. First Launch Date: 1962-01-01. Last Launch Date: 1967-09-01. Apogee: 350 km (210 mi). Liftoff Thrust: 0 N ( lbf). Total Mass: 33,000 kg (72,000 lb). Core Diameter: 2.57 m (8.43 ft). Total Length: 19.80 m (64.90 ft). Maximum range: 350 km (210 mi). Standard warhead: Nuclear. Boost Propulsion: Storable liquid rocket. Cruise engine: Liquid. Guidance: Radio command. Ceiling: 30,000 m (98,000 ft).

Stage1: 1 x A-350Zh-1. Gross Mass: 15,000 kg (33,000 lb). Empty Mass: 1,000 kg (2,200 lb). Motor: 1 x 5S47. Burn time: 5.00 sec. Length: 7.90 m (25.90 ft). Diameter: 2.57 m (8.43 ft). Propellants: Solid.
Stage2: 1 x A-350Zh-2. Gross Mass: 15,000 kg (33,000 lb). Empty Mass: 1,000 kg (2,200 lb). Motor: 1 x 5D22. Burn time: 40 sec. Length: 15.00 m (49.00 ft). Diameter: 2.57 m (8.43 ft). Propellants: Solid.

Первая ступень:
ЦитатаEngine Model: 51T6 Motor. Designer: Fakel. Gross Mass: 15,000 kg (33,000 lb). Empty Mass: 1,000 kg (2,200 lb). Propellants: Solid. Burn time: 5.00 sec. Diameter: 2.57 m (8.43 ft). Length: 8.00 m (26.20 ft). Country: Russia.


--------------------------------------------------------------------------------
Engine Model: 5D22. Designer: SKB-350. Gross Mass: 15,000 kg (33,000 lb). Empty Mass: 1,000 kg (2,200 lb). Propellants: Solid. Burn time: 40 sec. Diameter: 2.57 m (8.43 ft). Length: 15.00 m (49.00 ft). Country: Russia.


--------------------------------------------------------------------------------
Engine Model: 5S47. Designer: SKB-350. Gross Mass: 15,000 kg (33,000 lb). Empty Mass: 1,000 kg (2,200 lb). Propellants: Solid. Burn time: 5.00 sec. Diameter: 2.57 m (8.43 ft). Length: 7.90 m (25.90 ft). Country: Russia.

Вторая ступень:
ЦитатаModel: A-350Zh-2. Gross Mass: 15,000 kg (33,000 lb). Empty Mass: 1,000 kg (2,200 lb). Burn time: 40 sec. Propellants: Solid. Diameter: 2.57 m (8.43 ft). Length: 15.00 m (49.00 ft). Country: Russia. No Engines: 1. Motor: 5D22. Status: Retired 1967. First Flight: 1962. Last Flight: 1967. No Launched: 19. Used as: A-350. Release conditions: SKB-350.

Непонятно только, почему топливо на второй ступени обозначено как твёрдое...

Salo

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

18.02.2010 18:12:11 #16 Последнее редактирование: 18.11.2012 01:54:54 от Salo
Ещё фото 15Д13:


"Были когда-то и мы рысаками!!!"

C-300


Salo

А почему файл экзешный?
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

C-300

ЦитатаА почему файл экзешный?
Хэ его зэ. Вот ссылка на страницу: http://a3-bgtu.narod.ru/download.htm там в списке есть и 5Д12.