RD-0110 - RD-0110

RD-0110
RD-0110 rocket engine.jpg
Země původuSSSR
První let1965-10-05
NávrhářKBKhA
VýrobceVoroněžský mechanický závod[1]
aplikaceHorní fáze
Přidružený L / VMolniya-M a Sojuz
PředchůdceRD-0108
PostaveníVe výrobě
Motor na kapalná paliva
Pohonná látkaLOX / RG-1
Poměr směsi2.2[2]
CyklusGenerátor plynu
Konfigurace
Komora4
Výkon
Tah (vakuum)298 kilonewtonů (67 000 lbf)
Poměr tahu k hmotnosti74.36[3]
Tlak v komoře6,8 megapascalů (990 psi)
Jásp (vakuum)326 sekund
Doba hoření250 s
Rozměry
Délka1575 milimetrů (62,0 palce)
Průměr2240 milimetrů (88 palců)
Suchá hmotnost408,5 kg (901 lb)
Použito v
Molniya-M Block-I a na většině Sojuz Block-I
Reference
Reference[4]

The RD-0110 (nebo RO-8 , RD-0108 , RD-461 ) je raketový motor hořící kapalný kyslík a petrolej v spalovací cyklus generátoru plynu. Má čtyři pevné trysky a výstup generátoru plynu je směrován do čtyř sekundárních noniových trysek pro napájení vektorové řízení jeviště. Má rozsáhlou historii letu, přičemž jeho původní verze letěly před více než 57 lety (od února 2018).[5][6][7]

Dějiny

OKB-154 z S.A. Kosberg měl za úkol vyvinout motor pro bezpilotní Molniya Block-I fáze. To znamená, že RD-0107 byl vyvinut v letech 1960 až 1961 na základě modelu RD-0106 (GRAU Index: 8D715) motor, který poháněl motor SS-8 Sasin ICBM, také navržený OKB-154. Rovněž to využilo zkušeností v oboru z Vostok Blok-E RD-0105 /RD-0109 rozvoj.[4][7][8][9] Motor měl svůj první let 10. října 1960 a poslední let Molniya byl 22. října 1967.[4][10]

Pro přepravu s posádkou Voskhod Block-I, verze motoru, která splňovala lidské hodnocení 3K předpisy, byla nutná. V průběhu roku 1963 společnost OKB-154 vyvinula tuto novou verzi motoru. Známý indexem GRAU 8D715P, RD-0108 zachoval stejné vlastnosti a výkon RD-0107 při plném dodržení předpisů o hodnocení posádky.[11] Tento motor měl svůj první let 16. listopadu 1963 a naposledy letěl 29. června 1976.[4][12]

Pro Molniya-M Block-I, OKB-154 provedl program zdokonalení, který kladl zvláštní důraz na spolehlivost motoru. Tento projekt zrodil RD-0110. Zvláštní problém pozorovaný během akceptačních testů byly vysokofrekvenční nestability, zejména během počáteční sekvence. Vyřešilo se to však instalací podélných plstěných žeber na spalovací komoru.[3] Vývoj modelu RD-0110 byl proveden za 9 měsíců v průběhu roku 1963, jeho zahajovací let proběhl v roce 1964.[5]Používá se také na Sojuz třetí fáze u všech modelů až do RD-0124 debut na 2.1b. Letěl více než 1350krát, nashromáždil více než 336 500 s doby hoření a stále létal mnohokrát ročně.[5]

Design

RD-0110 byl vytvořen v době, kdy KbKhA právě začala navrhovat raketové motory. Po mnoha studiích byla hlavní hnací silou designu jednoduchost a spolehlivost. Z tohoto důvodu byl zvolen jeden hřídel integrující čerpadlo LOX, čerpadlo RG-1 a turbínu. Pro zajištění přijatelného sacího výkonu má turbočerpadlo RD-0110 dvojí sací design s odstředivými oběžnými koly. To mu umožňuje pracovat při relativně nízkých vstupních tlacích bez nutnosti použití přídavných přídavných čerpadel. Turbína je poháněna generátorem plynu bohatým na palivo.[5] Systém zapalování generátoru plynu a spalovací komory je prováděn pyrotechnickými zařízeními. Ovládání motoru je ovládáno regulátorem, škrticí klapkou a sadou ventilů. Může škrtit mezi 100% a 90,5% s možností krátkého 107% v případě nouze.[3]

Během vývoje byly pozorovány problémy s nestabilitou spalování. Bylo zjištěno, že problém úzce souvisí s konstrukcí vstřikovacího systému. Nakonec to bylo vyřešeno vyvinutím optimalizovaného designu odstředivého rozprašovače s dvojím pohonem. Během certifikačního testování byly stále pozorovány nestability vysokofrekvenčního spalování při spuštění. Přestože počáteční nestability byly u 1 ku 60 až 80 relativně vzácné a pouze na akceptační lavici bylo vynaloženo velké úsilí k odstranění problému. Díky akustickým studiím a modelování bylo nalezeno řešení. Na vnitřní povrch spalovací komory bylo umístěno šest hořlavých podélných plstěných žeber, což problém trvale vyřešilo.[3]

RD-0110 používá palivo jako chladicí kapalinu pro regenerativní chlazení Systém. Jako většina ostatních sovětských návrhů používá pro chladicí pláště vlnitou kovovou konstrukci. Tlaková komora a horní části trysky mají vlnitý kov vložený mezi vnitřní a vnější kovovou vrstvu. Spodní část trysky nemá vnější podšívku, čímž je snížena hmotnost díky vlnitému plášti. Všechny tyto části používají pro stavbu ocel. Vzhledem k extrémním teplotám v hrdlové části je tato část vyrobena ze slitiny mědi s frézovanými kanály a vnějším obložením. Samostatný systém chlazení filmu je implementován prostřednictvím odlišného potrubí a je vstřikován prostřednictvím kruhové štěrbiny před hrdlem.[13]

Výroba

Motory RD-0107/0108/0110 se vyrábějí ve Voroněžské mechanické továrně.[1][7]

Verze

Úpravy designu RD-0107 vedly k výrobě tří odlišných verzí motoru:

  • RD-0107 (GRAU Index: 8D715K), také známý jako RD-461 nebo RO-8.[2] Používá se na bezpilotních posilovačích Voskhod.
  • RD-0108 (GRAU Index: 8D715P), také známý jako 11D55, RD-461 nebo RO-8.[2] Používá se na dvoučlennou posádkou Voskhod uvádí na trh a prvních šest posilovačů Molniya M.
  • RD-0110 (GRAU Index: 8D715P), také známý jako 11D55 nebo RD-461.[2] Používá se na Sojuz /L /U /U2 /FG /2.1a a téměř všechny paní Molniya

Viz také

Reference

  1. ^ A b „Liquid Rocket Engine“. Voroněžský mechanický závod. Citováno 2015-05-29.
  2. ^ A b C d „RD-0107“. Encyclopedia Astronautica. Citováno 2015-05-29.
  3. ^ A b C d Rubinsky, Vitaly R. (1995). „Kapitola 4: Nestabilita spalování v motoru RD-0110“. In Anderson, William E .; Yang, Vigor (eds.). Pokrok v astronautice a letectví Svazek 169: Nestabilita spalování kapalných raketových motorů. AIAA. str. 89–112. doi:10.2514/4.866371. ISBN  978-1-56347-183-4. Citováno 2015-05-30.
  4. ^ A b C d „Rakety RD0107, RD0108, RD0110. Molniya (8K78), Voskhod (8K78M), Sojuz (11A511У)“. KBKhA. Citováno 2015-05-29.
  5. ^ A b C d „Turbočerpadla pro generátory plynu a raketové motory s fázovým spalováním“ (PDF). AIAA. Červenec 2005. Citováno 2015-05-29.
  6. ^ "Datový list R-7 / Sojuz". Zpráva o vypuštění vesmíru. Citováno 2015-05-29.
  7. ^ A b C Zak, Anatoly. "RD-0110". russianspaceweb.com. Citováno 2015-05-29.
  8. ^ „RD-0106“. Encyclopedia Astronautica. Citováno 2015-05-30.
  9. ^ "Nosná raketa RD0105. Luna (8K72). RD0109. Nosná raketa Vostok (8K72K)". KBKhA. Citováno 2015-05-29.
  10. ^ Pilulka, Nicolasi. „Liste des lancements Molnia“ (francouzsky). Kosmonavtika.com. Citováno 2015-05-30.
  11. ^ „Část 9: Odpalovací zařízení pro program raného oběhu“. Cosmopark.ru. Citováno 2015-05-29.
  12. ^ Pilulka, Nicolasi. „Liste des lancements Voskhod“ (francouzsky). Kosmonavtika.com. Citováno 2015-05-30.
  13. ^ Sutton, George Paul (listopad 2005). Historie raketových motorů na kapalná paliva. AIAA. 637–638. ISBN  978-1563476495.

externí odkazy