Рд-33

3М

При выборе двигателей для модернизации самолета М-4 ставку сделали на ВД-7, взлётная тяга которых превышала 11000 кгс, а крейсерский расход топлива составлял 0,73-0,8 кг/кгс·ч (у РД-3 — до 1,03), как у лучших зарубежных образцов. Применив эти двигатели, увеличив количество топлива на борту, установив систему дозаправки в полёте, а также улучшив аэродинамику, новый самолет, получивший обозначение 3М мог достичь самой удалённой точки США.

Однако эти двигатели затянули сроки окончания государственных испытаний самолета — на взлётном режиме наблюдались опасные автоколебания лопаток первых ступеней компрессора. Для решения этой проблемы на ВД-7Б ограничили обороты, при этом максимальная тяга уменьшилась на 2000 кгс, и пришлось снижать взлётный вес за счёт уменьшения запаса топлива.
Так как ВД-7Б выпускались в ограниченном количестве и в невысоком темпе, то с ними построили примерно половину бомбардировщиков, получивших обозначение ЗМН («Н» — новый двигатель). Остальные машины, получившие обозначение ЗМС («С» — старый двигатель), оснастили РД-3М.

При взлёте верным признаком «эмок» с двигателями ВД-7Б был мощный коптящий выхлоп. Серийные ВД-7Б производства уфимского завода № 26 после кропотливой доводки имели ресурс всего 200 ч — в 6,5 раза меньше, чем РД-ЗМ-500. Надёжность их также была хуже, что вкупе с отсутствием чрезвычайного режима значительно снижало безопасность эксплуатации самолёта и вызывало обоснованное недовольство заказчика. В 1960-е гг. часть ЗМН переоснастили РД-ЗМ-500.

Модификации

РД-181

РД-181 — экспортный вариант двигателя. Устанавливается на первой ступени РН «Антарес» компании Orbital Sciences Corporation. Он принадлежит семейству жидкостных ракетных двигателей РД-170 и представляет собой однокамерный ЖРД с вертикально расположенным турбонасосным агрегатом. Двигатель дросселируется по тяге в диапазоне 47—100 %, управление вектором тяги — 5°.

В 2012 году были начаты работы между Orbital Sciences Corporation и НПО «Энергомаш» по замене двигателя AJ-26 первой ступени РН «Антарес». В 2013 году были начаты конкурсные процедуры среди АО «НПО Энергомаш» и ПАО «Кузнецов».

В декабре 2014 года был заключен контракт между Orbital Sciences Corporation и НПО «Энергомаш» стоимостью 224,5 млн USD на поставку 20 РД-181 с опционом на закупку дополнительных двигателей до 31 декабря 2021 года.

В 2014 году была выпущена конструкторская документация, в начале 2015 года проведено первое огневое испытание двигателя РД-181, а в мае успешно завершена сертификация этого двигателя.

Летом 2015 года первые товарные двигатели РД-181 были поставлены в США, всего в 2015 году было поставлено четыре двигателя.

В марте 2016 года Orbital ATK приняла решение о реализации опциона на поставку восьми двигателей в 2017—2018 годах. Согласно контракту, в 2017—2018 годах НПО «Энергомаш» должен поставить 14 двигателей.

Первый запуск РН «Антарес» с использованием двигателей РД-181 состоялся 17 октября 2016 года.

06 июня 2018 года пресс служба НПО Энергомаш заявила, что стартовавшая 21 мая РК Антарес использовал двигатели РД-181 которые ранее уже использовались в огневом испытании в составе первой ступени РН. По словам главного конструктор НПО Энергомаш П.С. Левочкина, это доказывает возможность многократного использования этих двигателей. Так же было отмечено, что хотя у предприятия уже имеется опыт создания многоразовых двигателей, запуск впервые продемонстрировал это в составе ракеты-носителя.

История

Инициатива разработки проекта нового семейства МБРР с ракетными двигателями, использующими высококипящие компоненты ракетного топлива (гептил и АТ), принадлежала ОКБ-586, руководимому М. К. Янгелем. По их заказу начиная с 1955 года разрабатывались проекты РД-251 и РД-252 в ОКБ-456, ведущим конструктором был М. Р. Гнесин. Проект РД-251 представлял собой двигатель, состоящий из трёх двухкамерных блоков РД-250, проект РД-252 представлял собой один двухкамерный двигатель, конструктивно унифицированный с двигателями РД-251. Благодаря высокой степени унификации разработка обоих проектов была практически одновременной. Двигатели прошли окончательные испытания в 1967 году и были приняты на вооружение в составе ракетного комплекса Р-36, постепенно заменяя ракеты на криогенных видах топлива. Производство осуществлялось заводом №586.

По мере накопления практического опыта эксплуатации и постановки новых задач в конструкцию основного двигателя вносились изменения. Для ракеты Р-36орб, позволявшей выводить ядерные боеголовки на низкую околоземную орбиту, была сделана доработка, получившая название РД-250М (блок из трёх РД-250М назывался РД-251М). Также РД-251М и РД-252 использовались как двигатели первой и второй ступени соответственно в проекте Циклон-2.

Для ракеты-носителя Циклон-3 ПО «Южмаш» были выпущены модификации для обеих ступеней, получившие названия РД-261 (двигатель первой ступени состоявший из трёх РД-250ПМ) и РД-262 (двигатель второй ступени, модифицированный РД-252). РД-261 и РД-262 использовались на ракетах-носителях Циклон-3 вплоть до окончания проекта в 2009 году. Позже эти двигатели планировались в качестве маршевых двигателей первой и второй ступени в совместном украино-бразильском проекте Циклон-4, свёрнутом из-за недостатка финансирования. В настоящее время двигатели РД-261 и РД-262 выпускаются ПО «Южмаш».

В году, после испытаний КНДР ракеты Хвасон-14, ряд западных специалистов и изданий высказали предположение, что двигатели семейства РД-250 могли оказаться в распоряжении специалистов ракетной программы КНДР, в виде промышленных образцов либо в виде технической документации. Такой вывод был сделан на основании изучения открытых данных, в том числе опубликованных официально кадров стендового испытания в КНДР новейшего ракетного двигателя.

Конструкция

Кроме основных данных, приведенных в таблице, следует отметить, что двигатель имеет пределы дросселирования тяги 95-105%, возможность управления вектором тяги в пределах ±12° (проект «Р-56») и диапазон ±8° по проекту РН «УР-700». Коэффициент массового соотношения компонентов окислителя к топливу составляет 2.67 и может изменяться на 7%.

Из-за необходимости обеспечения высокого удельного импульса и давления в камере сгорания, РД-270 использует замкнутую схему с полной газификацией компонентов, что достигается применением двух турбин с камерами предварительного сгорания, в одной из которых сжигается переобогащенная топливом смесь, а в другой переобогащенная окислительная смесь. По двум независимым контурам под управлением контроллера двигателя проходит всё потребляемое топливо, переходя в газообразное состояние. После этого окислительный и топливный генераторный газ поступают в камеру сгорания для дожигания. Такая схема носит название «газ-газ», так как оба жидких топливных компонента газифицируются перед подачей в камеру сгорания.

Из-за наличия двух газогенераторов(камер предварительного сгорания) и 2 ТНА которые шли в одну камеру и работали параллельно, наблюдались низкочастотные пульсации в газогенераторе и камере. Основная проблема в синхронизации совместной работы двух ТНА. ТНА пытались пересилить друг друга, стабилизировать их без помощи БЦВМ не удалось. Данную проблему смогли решить только через 10 лет в двигателе RS-25 используя БЦВМ.

В силу необходимости усиленного охлаждения РД-270 во время работы, в конструкции камеры сгорания был введен пояс дополнительного пленочного охлаждения с 4 щелями, а на самых теплонапряженных участках сопла применено покрытие диоксидом циркония.

Модификации

РД-33К

Модификация для МиГ-29К палубного базирования и модернизированного МиГ-29М.

Технические характеристики двигателя РД-33К
Тяга на чрезвычайном взлётном режиме:	9 400 кгс
Тяга на форсаже:	8 800 кгс
Тяга максимальная бесфорсажная:	5 400 кгс

Двигатели РД-33 установлены на МиГ-29

Модификация для палубного истребителя МиГ-29К. Введён чрезвычайный взлётный режим тягой 8700 кгс, также произведены конструкционные изменения.

РД-33Б/НБ

Двигатели без форсажной камеры для летательных аппаратов различного назначения.

Двигатель с отклоняемым вектором тяги на МиГ-29ОВТ

РД-33Н (СМР-95)

Модификация с нижним расположением коробки двигательных агрегатов для модернизации истребителей и Super Cheetah D-2 ВВС ЮАР. Первый российский проект создания турбореактивного двигателя для иностранного истребителя. Благодаря замене штатных двигателей на двигатели СМР-95 ЛТХ эффективность боевого применения самолётов выросли в 1,2 — 3 раза.

Двигатель РД-33МК для МиГ-29КУБ и МиГ-35 на МАКС-2009

РД-93

Модификация с нижним расположением коробки двигательных агрегатов для китайского лёгкого истребителя FC-1. Технические характеристики соответствуют РД-33.

РД-33МК

РД-33МК «Морская Оса» — модернизированная версия двигателя РД-33. Форсажная тяга увеличена до 9000 кгс. Устанавливается на новейшие истребители МиГ-29К, МиГ-29КУБ, МиГ-35, коробка агрегатов расположена сверху.

Характеристики:

• Длина 4229 мм
• Диаметр 1040 мм
• Масса 1055 кг
• Форсажная тяга 9000 кгс
• Максимал 5400 кгс
• Ресурс 4000/1000 часов
• Расход воздуха 82 кг/с
• Степень сжатия 24

Модификация РД-33 с отклоняемым вектором тяги

Модификация для опытного истребителя МиГ-29М/ОВТ. Технология, по которой спроектировано сопло с отклоняемым вектором тяги, универсальна. Это позволяет устанавливать отклоняемое сопло на турбореактивные двигатели различных конструкций как российского, так и иностранного производства.

Конструкция сопла, выполненная по осесимметричной схеме с поворотом сверхзвуковой части, обеспечивает возможность всеракурсного изменения вектора тяги, наибольшую угловую скорость его отклонения и наименьшее увеличение массы двигателя. Вектор тяги отклоняется изменением положения створок многорежимного сопла на заданный угол.

Максимальное отклонение сопла от продольной оси составляет 15 градусов со скоростью поворота 60 град./с, что даёт значительное увеличение манёвренности и улучшает характеристики полёта на закритических углах.

История

Разработкой двигателя РД-120 с 16 марта 1976 года занималось НПО Энергомаш одновременно с началом разработки РН «Зенит», согласно Постановлению ЦК КПСС и Совета Министров СССР. Целью разработки, проводимой под общим руководством Виталия Петровича Радовского, был однокамерный маршевый жидкостный ракетный двигатель для второй ступени «Зенита», способный давать большой удельный импульс в вакууме.

До 1982 года экспериментальные модели производились в НПО Энергомаш, впоследствии двигатель был передан в серийное производство на Южмаш. До 1985 года проводились наземные испытания.

Первые лётные испытания РД-120 в составе носителя «Зенит» были запланированы на 12 апреля 1985 года. В тот день на космодроме Байконур поднялась пыльная буря. И хотя поначалу пуск отменять не собирались, за 11 минут до старта не прошла операция разведения захвата установщика. Пуск перенесли на следующий день. 13 апреля старт был успешным, но на 410-й секунде в керосиновом баке РД-120 закончилось горючее вследствие неправильной настройки регулятора расхода топлива. Проблема заключалась в том, что по команде уменьшения расхода керосина регулятор его увеличивал.

Второй пуск РН «Зенит» был осуществлён 21 июня 1985 года, оказавшийся для второй ступени снова неудачным. РД-120 отработал корректно, но в результате нарушения работы рулевого двигателя РД-8 произошёл его взрыв в конце активного участка, хотя общая задача полёта была выполнена. Причиной нарушения работы стало засорение фильтра в клапане входа окислителя. 22 октября того же года состоялся третий пуск «Зенита», ставший полностью успешным.

Впервые в истории, 11 и 18 октября 1995 года, были проведены огневые испытания российского ракетного двигателя в США, которым стал РД-120. Тесты проводились на испытательном стенде E-8 компании Pratt&Whitney с целью оценки работоспособности РД-120 на американском топливе, и, в целом, пригодности данного двигателя для установки на американских носителях. Испытания прошли успешно. Кроме того, рассматривался вариант использования РД-120 на проектируемом компанией Orbital Sciences многоразовом транспортном космическом корабле X-34. Испытания показали, что по сравнению с другим кандидатом, американским RS-27, российский двигатель оказался более мощным, и потому более предпочтительным. Однако в 1996 году работы по X-34 были прекращены, а впоследствии проект окончательно свёрнут.

Испытания

При испытаниях двигателя РД-0146 была использована новая методика. Раньше ЖРД устанавливался на стенд в собранном виде. В случае каких-либо конструктивных недоработок во время испытаний весь двигатель выходил из строя. После этого необходимо было производить его переборку, дефектацию и вносить изменения в конструкцию.

Новая методика заключается в разделении двигателя на три части: экспериментальные установки систем жидкого кислорода, экспериментальные установки систем жидкого водорода и камеры с запальниками. И только после отработки этих систем по отдельности двигатель начинают тестировать в собранном виде. Так при испытании системы подачи жидкого кислорода был обнаружен и исправлен конструкторско-технологический дефект.

На следующем этапе тестировалась камера сгорания. Испытания проходили при нагрузках 60—70 % от номинальной. Во время испытаний была отработана система поджига компонентов топлива в разных агрегатных состояниях.

Последней тестировалась установка с жидким водородом. Для его получения КБХА специально построило завод мощностью 100 кг в сутки, который стал вторым в России.

9 октября 2001 года прошли первые огневые испытания РД-0146. При первом пуске двигатель проработал всего 8,5 секунд при режиме, соответствующем 50 % штатного.

К 2010 году проведено 30 огневых испытаний на 4 образцах двигателя с суммарной наработкой в 1680 с. Испытания показали отклонения от математической модели на 2—4 %. Отказов и аварий при испытаниях не было.

28 октября 2013 года в КБХА успешно проведена первая серия огневых испытаний этапа доводочных испытаний (ДИ) двигателя РД0146Д.

Аббревиатура

• Ракетный двигатель — разновидность реактивного двигателя, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения.
  • РД-8 — рулевой четырехкамерный жидкостный ракетный двигатель однократного включения.
  • РД-0110 — четырёхкамерный жидкостный ракетный двигатель, работающий на керосине и жидком кислороде.
  • РД-0110Р — жидкостный ракетный двигатель, работающий на керосине и жидком кислороде.
  • РД-0120 — жидкостный ракетный двигатель, работающий на жидком водороде и жидком кислороде.
  • РД-0124 — четырёхкамерный жидкостный ракетный двигатель, работающий на керосине и жидком кислороде.
  • РД-0146 — безгазогенераторный жидкостный ракетный двигатель, разработанный Конструкторским бюро химавтоматики в Воронеже.
  • РД-0150 — безгазогенераторный жидкостный ракетный двигатель.
  • РД-0237 — жидкостный ракетный двигатель с вытеснительной системой подачи.
  • РД-0410 — первый и единственный советский ядерный ракетный двигатель.
  • РД-107 — советский жидкостный ракетный двигатель, созданный для межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 в ОКБ-456.
  • РД-108 — советский жидкостный ракетный двигатель, модификация РД-107 с четырьмя рулевыми камерами для использования на центральных блоках ракет.
  • РД-120 — советский жидкостный ракетный двигатель, разработанный НПО «Энергомаш» в 1985 году.
  • РД-170 — советский жидкостный ракетный двигатель, разработанный КБ «Энергомаш».
  • РД-173 — российский жидкостный ракетный двигатель, разработанный КБ «Энергомаш».
  • РД-180 — советский жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла с дожиганием окислительного генераторного газа.
  • РД-191 — однокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием окислительного газа, работающий на экологическом ракетном топливе.
  • РД-193 — однокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием окислительного газа, созданный в «НПО Энергомаш».
  • РД-253 — российский жидкостный ракетный двигатель производства НПО «Энергомаш».
  • РД-264 — советский четырёхкамерный жидкостный ракетный двигатель замкнутого цикла на высококипящих компонентах топлива.
  • РД-270 — советский жидкостный ракетный двигатель производства ОКБ-456.
  • РД-301 — советский высокоэффективный жидкостный ракетный двигатель.
  • РД-701 — российский жидкостный ракетный двигатель производства НПО «Энергомаш».
  • РД-843 — украинский жидкостный ракетный двигатель, который работает на топливной паре НДМГ и АТ.
  • РД-857 — советский жидкостный ракетный двигатель, разработанный в КБ-4 ОКБ-586.
• Реактивный двигатель — двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги посредством преобразования внутренней энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.
  • РД-3 — советский турбореактивный двигатель, разработанный в 1949 году в ОКБ-300.
  • РД-7 — советский одновальный турбореактивный двигатель.
  • РД-9 — советский турбореактивный двигатель, разработанный в 1952—1955 годах в ОКБ-300.
  • РД-33 — двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель с форсажной камерой.
  • РД-36 — серия авиационных турбореактивных двигателей, разработанных в ОКБ-36.
  • РД-41 — одновальный одноконтурный турбореактивный двигатель с управляемым вектором тяги.
  • РД-45 — первый советский турбореактивный двигатель, производившийся серийно.
  • РД-500 — советский авиационный турбореактивный двигатель.
  • РД-1700 — российский турбореактивный двухконтурный двигатель, предназначенный для учебно-тренировочного самолёта МиГ-АТ.
• Рериховское движение — новое религиозное движение, основанное на учении Н. К. и Е. И. Рерих.
• РД («рекорд дальности», более известен как АНТ-25) — советский цельнометаллический однодвигательный низкоплан с большим удлинением крыла.
• Рюкзак десантника — советские и российские образцы десантных ранцев (РД-54, РД-98, РД-2005 и т. д.)