рд-111

[Кот Бегемот]

9 апреля 1961 года — первый старт межконтинентальной баллистической ракеты Р-9 (СССР). Несмотря на успешные испытания МБР Р-7 (обзор №1-23 21–31.08.2016), военным было ясно, что крупногабаритная кислородно-керосиновая ракета, запускаемая с наземного старта после суточной подготовки, не очень подходит для ответного ядерного удара по предполагаемому агрессору. Нужен был межконтинентальный носитель, обладающий более приемлемыми характеристиками, прежде всего по времени подготовки к пуску. Такие двухступенчатые ракеты разрабатывались в двух организациях. Одна из них — ОКБ-1 (гл. конструктор — С. П. Королёв).
Предложения по созданию новой ракеты на кислородно-керосиновом топливе стартовой массой в 100 т были подготовлены и переданы в Правительство в апреле 1958 года. Существовало два варианта ракеты: Р-9А (8К75) на керосине и кислороде и Р-9В (8К76) на керосине и азотной кислоте. Для Р-9В в ОКБ-2 (главного конструктора А. М. Исаева) создавалась связка из четырёх двигателей с тягой по 392 кН каждый. По настоянию ОКБ-1 дальнейшие работы были продолжены по первому варианту. Официально работы заданы Постановлением СМ СССР от 13 мая 1959 года. Непосредственная разработка двухступенчатой межконтинентальной баллистической ракеты Р-9А на низкокипящих компонентах топлива, унифицированной для наземных и групповых шахтных комплексов, начата в ОКБ-1 пол руководством С. П. Королёва после выхода постановления правительства от 30 мая 1960 года и приказа Госкомитета по оборонной технике от 22 ноября 1961 года. Большой вклад в разработку ракеты внёс заместитель главного конструктора ОКБ-1 В. П. Мишин. Б. Е. Черток вспоминал: «Мишин первым высказал революционную идею об использовании переохлаждённого жидкого кислорода. Если вместо минус 183°С, близких к точке кипения кислорода, понизить его температуру до минус 200°С, а ещё лучше до минус 210°С, то, во-первых, он займёт меньший объем и, во-вторых, резко уменьшатся потери на испарение. Если такую температуру удастся поддержать, можно будет осуществить скоростную заправку: кислород, попадая в тёплый бак, не будет бурно вскипать, как это происходит во всех наших ракетах от Р-1 до Р-7 включительно». Мишин предложил также использовать вакуумную изоляцию и целый ряд других оригинальных решений, в результате применения которых потери кислорода при транспортировке, хранении и заправке сократились в 500 раз! Основной задачей при создании ракетных комплексов на базе МБР Р-9А было возможно большее повышение их боеготовности и для этого было сделано все, что можно было сделать при использовании топлива на основе жидкого кислорода. Головной организацией по разработке незащищённого наземного стартового комплекса стало ГСКБ Спецмаш, возглавляемое В. П. Барминым. «На первом этапе работ предложения В. П. Бармина о создании полностью автоматизированного стартового комплекса для этой ракеты приняты не были. Была поставлена задача создать в кратчайшие сроки экспериментальный стартовый комплекс для обеспечения быстрейшей отработки ракеты с максимально возможным использованием агрегатов из других ракетных комплексов.
В сжатые сроки была разработана экспериментальная пусковая установка в составе 28 агрегатов и устройств, которая в конце 1962 года была введена во временную эксплуатацию на космодроме Байконур». Первый наземный стартовый комплекс «Десна-Н» был построен на площадке №71 Байконура. В его состав входили две пусковые установки, командный пункт, хранилища ракет и топлива. Вскоре он был разрушен при аварийном пуске ракеты. Следует отметить, что разработчиками стартовых комплексов Р-9А предлагались самые различные варианты. В частности, рассматривались укреплённый наземный, траншейный, мобильный на морской барже, контейнерный и другие варианты.
«...Удалось довести время готовности Р-9 к пуску, считая от горизонтального положения, до 20 минут. Неожиданно оказалось, что дальнейшее сокращение цикла готовности определяет не процесс заправки, а время раскрутки гироприборов до номинального числа оборотов — 60000 в минуту. На этот процесс требовалось 15 минут. Как же американцы ухитряются доводить готовность до двух-трёх минут? Вскоре мы получили информацию, что на американских ракетах роторы гироприборов вращаются непрерывно в течение всего дежурства». Стартовые комплексы «Долина» (наземный) и «Десна-В» (шахтный) были приняты на вооружение, комплекс «Десна-Н» (наземный) на вооружение не принимался. «Комплекс «Долина» был первым в СССР полуавтоматизированным боевым стартовым комплексом. Он имел в своём составе две пусковые установки со стационарными установщиками ракет (8У249) разработки ЦКБТМ, заглублённый командный пункт, обвалованные наземные хранилища горючего и окислителя, наземные хранилища ракет и пристартовый пункт радиоуправления. Ракеты хранились на специальных самоходных тележках. Заправка ракет топливом производилась перед стартом при дистанционном контроле с командного пункта с максимально возможной скоростью перекачки компонентов топлива. Интервал между пусками ракет с одной ПУ составлял 2,5 часа, с двух соседних ПУ — 9 минут». Первоначально разработкой маршевого кислородно-керосинового двигателя первой ступени НК-9 (8Д717) для Р-9А занималось Куйбышевское ОКБ-276, возглавляемое Н. Д. Кузнецовым. Его конструкторское бюро специализировалось на разработке мощных турбовинтовых двигателей. В частности, здесь был разработан двигатель. НК-12 для стратегического бомбардировщика ТУ-95. Для второй ступени предполагалось использовать связку из четырёх двигателей, созданных в ОКБ-1 для блока «Л» ракеты-носителя «Молния». При этом дальность стрельбы могла увеличиться на 2700 км. Ракета получила индекс Р-9М, её макет был создан в 1960 году.

Позже к работе был подключён коллектив ОКБ-456, возглавляемый В. П. Глушко. В его конструкторском бюро был создан маршевый четырёхкамерный ЖРД РД-111, который и был установлен на первой ступени ракеты. «По сравнению с двигателями комплекса Р-7 были приняты следующие решения: отказаться от перекиси водорода как источника рабочего тела для турбины, обеспечив нужные параметры газа за счёт сжигания в газогенераторе части основных компонентов топлива с избытком горючего; отказаться от наддува баков азотом и, следовательно, от азотной системы на борту ракеты. Наддув баков обеспечивать нагретыми газами: бак окислителя — кислородом, отбираемым после насоса, испаряемым и подогреваемым в теплообменнике; бак горючего — газами, отбираемыми за газогенератором и охлаждаемыми до нужного уровня в том же теплообменнике. Теплообменник — агрегат двигателя; отказаться от рулевых камер и соответствующих агрегатов, впервые разработать компоновку мощного двигателя с качающимися четырьмя основными камерами при неподвижном относительно ракеты ТНА». Маршевый двигатель второй ступени РД-0106 и рулевой двигатель второй ступени РД-461 были разработаны в КБ Химавтоматики (ОКБ-154) под руководством С. А. Косберга. Двигатель первой ступени — ЖРД РД-111 содержит 4 камеры, ТНА, газогенератор, агрегаты автоматики и другие элементы. Камера ЖРД — со связанными оболочками, с регенеративным и завесным (от форсуночной головки) охлаждением горючим. Камеры установлены на двигательной раме в подшипниках, оси которых расположены горизонтально, в плоскостях курса и тангажа РН: путём поворота камер достигается полное управление полётом. Над камерами расположен горизонтально ТНА, связанный с ними сильфонными металлическими шлангами. ТНА содержит центробежные одноступенчатые насосы окислителя и горючего (со шнековыми преднасосами) и двухступенчатую осевую активную турбину (мощностью 8460 кВт). Насосы и турбина расположены соосно и вращаются с частотой 142 об/с. Газ для привода турбины вырабатывается в газогенераторе за счёт сжигания небольшой части топлива с избытком горючего. Отработанный газ выбрасывается через патрубок, снабжённый расширяющимся соплом. ЖРД регулируется по тяге изменением расхода топлива через газогенератор (команды поступают от системы регулирования кажущейся скорости РН). Регулирование соотношения компонентов топлива осуществляется изменением расхода горючего. Зажигание топлива в камерах и газогенераторе при запуске осуществляется от пиротехнических устройств. Раскрутка ТНА производится пороховым стартером.

РД-111 имел следующие основные технические характеристики: тяга двигателя на земле — 1407 кН, тяга в пустоте — 1628 кН; удельный импульс на земле — 2700 м/с, удельный импульс в пустоте — 3107 м/с; давление в камере сгорания — 7,85 МПа; геометрическая степень расширения сопла — 18,0; соотношение компонентов топлива — 2,39; время работы — 110 с; сухая масса двигателя — 1480 кг.
ЛКИ ракеты затянулись в силу ряда причин. В частности, потребовалась длительная доработка двигателя коллективом В. П. Глушко, который столкнулся с труднообъяснимым явлением высокочастотных колебаний в камере сгорания. Проблему удалось решить лишь со временем. Физика этого процесса может быть описана следующим образом. В замкнутом объекте, ограниченном жёсткими стенками и заполненном однородным газом, возможны свои собственные частоты акустических колебаний. В камере двигателя также могут возникнуть акустические колебания, частоты которых зависят от геометрических размеров камеры и свойств среды. Но камера двигателя отличается от замкнутого сосуда, во-первых, наличием сопла, через которое вытекают газы, и во-вторых, неоднородностью среды, так как наряду с газами в камере имеются жидкая фаза и пары топлива, и осуществляется химическая реакция. Основное отличие камеры двигателя от замкнутого объёма заключается в наличии сопла. Если в замкнутом сосуде для поддержания акустических колебаний при отсутствии тормозящих эффектов не требуется затраты энергии, то при наличии сопла Лаваля, через которое газы покидают двигатель, акустические колебания в камере могут поддерживаться только при затрате энергии, даже если нет других причин (трение и пр.). Очевидно, источниками такой энергии являются топливо и тепло, которое выделяется в зоне горения. Если колебания мощности источников тепловыделения будут находиться в фазе с одной из собственных частот колебаний газов в камере, тогда возникнет новый вид внутрикамерной неустойчивости — высокочастотная неустойчивость ЖРД (сотни и тысячи герц). В случае высокочастотных колебаний время распространения возмущения в камере становится соизмеримым с периодом колебаний давления, поэтому, в отличие от низкочастотной неустойчивости, параметры в разных точках камеры (давление, температура) в каждый данный момент времени будут различными. Такая неоднородность параметров в объёме камеры приводит к необходимости учёта пространственного и временного распределения источников энергии. Колебания давления высокой частоты практически не передаются в топливную систему. Именно зависимость времени запаздывания и скорости реакции от давления приводит к колебанию величины тепловыделения при колебании pк. Поэтому одной из возможностей борьбы с высокочастотной неустойчивостью является изменение химической активности топлива, т.е. влияние на τзап (время запаздывания) и Wгор (скорость горения топлива). На эти величины можно влиять введением в топливо тех или иных присадок, а также таким методом распыливания топлива, при котором в различных зонах камеры получаются смеси с разными временами запаздывания. Другая возможность борьбы с высокочастотной неустойчивостью заключается в значительном увеличении давления в камере. В этом случае, с одной стороны, время запаздывания топлива на установившемся режиме сильно уменьшается и становится менее чувствительным к колебаниям давления и температуры среды, с другой стороны, уменьшаются размеры камеры, что способствует более широкому охвату объёма камеры компонентами топлива. Следует указать, что строгой теории высокочастотной неустойчивости процесса ЖРД пока ещё не создано, хотя имеется немало практически важных наблюдений, описанных в периодической и специальной литературе. Несмотря на возникшие трудности, двигатели РД-111 были доведены до приемлемого уровня надёжности. Первый испытательный пуск ракеты с наземной пусковой установки «Десна-Н» состоялся на полигоне Байконур 9 апреля 1961 года. ЛКИ комплекса «Десна» завершены 14 февраля 1963 года. 22 февраля 1963 года проведён первый пуск Р-9А с наземного комплекса «Долина». Первый пуск из шахтного комплекса «Десна» проведён 27 сентября 1963 года (по другим данным, пуск проведён в 1962 году). Всего в рамках лётно-конструкторских испытаний проведено 54 пуска ракет. В феврале 1964 года лётно-конструкторские испытания были завершены. Ракета Р-9А (8К75) находилась на вооружении частей Ракетных войск стратегического назначения (РВСН) СССР, дислоцировавшихся в Омске, Тюмени, Козельске, Плесецке и Байконуре с 1964 по 1976 год. Серийное изготовление ракеты велось на заводе «Прогресс». Всего было изготовлено около 70 ракет. МБР Р-9А имела меньшую массу и размеры по сравнению с Р-7, но гораздо лучшие эксплуатационные свойства. По основным характеристикам ракета была конкурентоспособной с ракетами на долгохранимых компонентах топлива. Преимуществом Р-9А была почти вдвое меньшая стартовая масса, так как жидкий кислород позволял получить более высокие характеристики, чем азотнокислые окислители. Основные ТТХ МБР Р-9А: длина ракеты — 24,19 м; диаметр — 2,68 м; стартовая масса — 80,4 т; забрасываемый вес — 1,7...2 т; максимальная дальность полёта — 12500...16000 км. Двигатель второй ступени ракеты Р-9А послужил прототипом двигателя третьей ступени РН «Молния» и «Восход»

Источник: https://rocketengines.ru/historical-digest/events/april-1-10-3.html
Вы не можете просматривать это вложение.
Вы не можете просматривать это вложение.
Вы не можете просматривать это вложение.

[Бертикъ]

Сдается мне, что Р-9В надо писать как Р-9Б.
http://militaryrussia.ru/blog/topic-748.html

[nmaxx]

РД-111

Спасибо за тему.
Только уберите, плиз, вырвиглазный цвет текста.

[nmaxx]

Старая тема:
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=804.msg24593#msg24593

[Буцетам]

РД-111

Спасибо за тему.
Только уберите, плиз, вырвиглазный цвет текста.

Да, мне тоже ничего не видно, у меня синяя тема 

[Molodoy]

Кто-нибудь знает данные о ширине двигателя? У ракеты Р-9А диаметр 2,68 м., по фотографиям двигатель почти как диаметр ракеты, но есть более точные данные? 

[Буцетам]

Кто-нибудь знает данные о ширине двигателя? У ракеты Р-9А диаметр 2,68 м., по фотографиям двигатель почти как диаметр ракеты, но есть более точные данные?

По картинке 2,68 это диаметр моторной рамы. Но ТНА двигателя сильно короче ширины рамы, раму можно уменьшить. И между соплами есть место, сопла можно сблизить. Я бы сказал, можно ужаться до двух метров по ширине, и это будет не круг 2м, а квадрат с диагональю 2

[Буцетам]

На 2й ступени сопла примерно такого же размера, но стоят вплотную. Вот там диагональ ≈2

[Molodoy]

И между соплами есть место, сопла можно сблизить.

А если не менять конструкцию двигателя, ширина двигателя впишется в квадрат 2х2 метра? И не будет проблемой сделать квадратную раму не превышающую ширину двигателя? 

[Буцетам]

И между соплами есть место, сопла можно сблизить.

А если не менять конструкцию двигателя, ширина двигателя впишется в квадрат 2х2 метра? И не будет проблемой сделать квадратную раму не превышающую ширину двигателя?

В плане не менять конструкцию? ТНА наверное придётся повернуть по диагонали квадрата, ТНА будет располагаться над соплами, а не между ними. Это изменение конструкции. И при таком близком расположении сопел лучше отказаться от качания камер и добавить 4 рулевые камеры как на РД-108 или как на фотке двигателя 2й ступени. Может лучше сделать не рулевые камеры, а качающиеся рулевые сопла на выхлопном газе турбины. Это тоже изменение. 
Вот с такими изменениями должен влезть в квадрат 1,5×1,5

[Буцетам]

А если не менять конструкцию двигателя, ширина двигателя впишется в квадрат 2х2 метра?

Если совсем не менять, а только приблизить сопла, и сделать другой выхлоп с турбины ("штаны" в две стороны вбок, а не вниз по центру) то наверное влезет в квадрат 2×2. Надо будет ограничить угол поворота камер, чтоб не упирались.
Но квадрат 1,5х1,5 это лучше чем 2×2

[Буцетам]

Кстати, на двигателе 1,5х1,5 раз камеры не качаются, то их можно приварить к раме через проушины, камеры станут частью рамы и рама уменьшится, двигатель будет немного легче

[Буцетам]

Лучше оставить качание, камер сделать 2 а не 4, добавить ещё 2 рулевых камеры на выхлопном газе и такой двигатель наверное можно засунуть в размер 1,8х1,2

[Molodoy]

Если совсем не менять, а только приблизить сопла, и сделать другой выхлоп с турбины ("штаны" в две стороны вбок, а не вниз по центру) то наверное влезет в квадрат 2×2. Надо будет ограничить угол поворота камер, чтоб не упирались.

И во сколько по срокам вы оценивает такую переделку, учитывая реалии того времени?

Лучше оставить качание, камер сделать 2 а не 4, добавить ещё 2 рулевых камеры на выхлопном газе и такой двигатель наверное можно засунуть в размер 1,8х1,2

А срок такой переделки? 

[Буцетам]

Три двигателя 1,8×1,2 встают на ракету диаметром 3,6м. И даже остаётся место ещё для двух.
По пять двигателей ставить на ББ, три на ЦБ, будет 1850 тонн тяги если делать трёхблок. И один двигатель на 2ю ступень. Получится ракета с ПН 30-35 тонн. Пятиблок это уже 45-50 тонн ПН, на пятиблоке можно два ББ сделать 5-двигательные, а другие два - 4-двигательные, будет четырёхступ.
А если 5-блок на 5-двигательных ББ, и массу подстроить под тягу, то масса может быть даже 2700 тонн, ПН 80 тонн. И всего 24 двигателя на всю ракету. Почему Королёв так не сделал?

[Буцетам]

И во сколько по срокам вы оценивает такую переделку, учитывая реалии того времени?

Ух, реалии того времени это очень быстро. Оцениваю в 2 месяца.

Лучше оставить качание, камер сделать 2 а не 4, добавить ещё 2 рулевых камеры на выхлопном газе и такой двигатель наверное можно засунуть в размер 1,8х1,2

А срок такой переделки? 

Нужна новая камера удвоенной тяги, и новое рулевое сопло. Оцениваю в 1 год

[Streamflow]

РД-111 - "гнилой двигатель".

[Буцетам]

А если 5-блок на 5-двигательных ББ, и массу подстроить под тягу, то масса может быть даже 2700 тонн, ПН 80 тонн. И всего 24 двигателя на всю ракету. Почему Королёв так не сделал?

Прикинул чуть получше, вот что получается:
- все баки 3,6метра, перевозка без проблем.
- ББ из двух баков: бак О длиной 27м, бак Г длиной 15м. Крепление бака Г сбоку на бак О. Внизу под баком О пять двигателей, тяга 715 тонн, масса ББ 470 тонн заправка 425 тонн.
Переевозка ББ в разборке на три части: бак О, бак Г и двигательный отсек. Перевозка на двух платформах, сборка на космодроме.
- ЦБ из двух баков, расположение баков тандемное (обычное). Масса ЦБ 300 тонн, заправка 270 тонн, два двигателя. Перевозка в разборке на 2 части: бак О и бак Г+двигатели, перевозка на двух платформах, сборка на космодроме.
- Третья ступень массой 150 тонн, один двигатель с вакуумными соплами, перевозка целиком на одной платформе.
- Стартовая масса 2400 тонн, тяга на старте 3140 тонн (22 двигателя), тяговооружённость 1,31
- ПН 70 тонн

Ракета очень компактная, высота без ПН меньше 50м, как Протон. Перевозится на 11-12 ж/д-платформах

[Molodoy]

все баки 3,6метра, перевозка без проблем

Если двигатели 1,8х1,2 м, то 5шт установить в круг диаметром 3.6 проблематично, сопла будут торчать за блоком и ширина двигательного отсека будет больше 4.1 м со всех сторон, если ограничится 4мя двигателями на ББ, то по ширине останется 3.6, а высота будет примерно 4.1м или чуть выше, но это уже не проблема.

[Буцетам]

Если двигатели 1,8х1,2 м, то 5шт установить в круг диаметром 3.6 проблематично

Зачем в круг? В прямоугольник со сторонами 3,6м (3х1,2м) и 4,2м (1,2+1,8+1,2).
При перевозке по ж/д, блок двигателей едет отдельно, габариты у него 3,6м(ширина на ж/д-платформе) на 4,2м(длина на ж/д-платформе) на ≈3м(высота двигателя). Никаких проблем