РД-119
| РД-119 | |
|---|---|
 Двигатель РД-119(Санкт-Петербург, Музей космонавтики и ракетной техники имени В. П. Глушко) | |
| Тип | ЖРД |
| Топливо | несимметричный диметилгидразин |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Камер сгорания | 1 |
| Страна | СССР |
| Использование | |
| Применение | семейство ракет-носителей «Космос» |
| Производство | |
| Время создания | 1958—1962 |
| Производитель | ОКБ-456 |
| Массогабаритные характеристики |
|
| Полная масса | 168 кг |
| Сухая масса | 179 кг |
| Высота | 2170 мм |
| Диаметр | 1020 мм (без учёта рулевых сопел) |
| Рабочие характеристики | |
| Тяга | В вакууме: 10,7 тс (105 кН) |
| Удельный импульс | В вакууме: 3450 м/с |
| Время работы | 260 с |
| Давление в камере сгорания | 80,46 кгс/см² |
| Отношение окислитель/топливо | 1,5 |
| Зажигание | пиротехническое |
РД-119 — советский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) конструкции ОКБ-456, разработан в 1958—1962 годах для второй ступени ракеты-носителя 63С1 семейства «Космос», на основе двигателя РД-109[1].
Технические характеристики
РД-119 содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, рулевые сопла, агрегаты управления, раму и другие элементы. В конструкции камеры, газогенератора, газораспределителей, системы газовых трубопроводов широко использованы титановые сплавы[2].
Камера ЖРД — со связанными оболочками, тракт регенеративного охлаждения образован оребрением огневой стенки в области камеры сгорания и горловины сопла, а также гофрированными проставками между стенками. Внутреннее охлаждение камеры обеспечивается периферийными форсунками смесительной головки и питаемым автономно поясом завесы, установленным перед соплом. Давление в камере сгорания 80,46 кгс/см², на выходе из сопла 0,06 кгс/см²[2].
Турбонасосный агрегат содержит два шнекоцентробежных топливных насоса и осевую двухступенчатую активную турбину с частотой вращения 350 с-1 и мощностью 566 кВт, расположенные на двух соосных валах, которые связаны с помощью шлицевого соединения через короткий гибкий вал. На одном валу установлены насос горючего и (консольно) турбина, на другом — насос окислителя[2].
Турбина приводится во вращение газом с температурой 1030 К, который вырабатывается при термическом разложении горючего в газогенераторе; температура, необходимая для начала разложения, обеспечивается сгоранием порохового заряда, размещённого в газогенераторе. Этот же заряд используется для начальной раскрутки турбины при запуске двигателя[2].
Отработанный газ турбины истекает через три пары неподвижных рулевых сопел, снабжённых газораспределителями с электроприводами, обеспечивая управление полётом ракеты-носителя[2].
В РД-119 имеются агрегаты, вырабатывающие газ для наддува топливных баков. Бак окислителя наддувается продуктами испарения окислителя в теплообменнике, который встроен в выхлопной патрубок турбины. Бак горючего наддувается газом, образующимся при смешении части генераторного газа с горючим[2].
Зажигание топлива в камере при включении ЖРД осуществляется от пиротехнического устройства, устанавливаемого через сопло. Тяга регулируется изменением расхода рабочего тела газогенератора[2].
При команде на включение РД-119 двигатель 1-й ступени (РД-214) ещё работает, и создаваемая им перегрузка обеспечивает поступление начальной порции топлива в двигатель[2].
Топливо двухкомпонентное с соотношением компонентов 1,5:
- окислитель — жидкий кислород
- горючее — несимметричный диметилгидразин[2].
Назначение
Вторая ступень ракеты-носителя «Космос»[2].
