RD-264

Den aktuelle version af siden er endnu ikke blevet gennemgået af erfarne bidragydere og kan afvige væsentligt fra den version , der blev gennemgået den 4. februar 2020; checks kræver 3 redigeringer .
RD-264
Type LRE
Brændstof UDMH
Oxidationsmiddel dinitrogentetroxid
forbrændingskamre fire
Land  USSR
Brug
Driftstid 1973 - nu
Ansøgning ICBM R-36M
RN " Dnepr "
Udvikling RD-268
Produktion
Konstruktør Designbureau " Energomash "
Skabelsetiden 1973  - 1986
Fabrikant Energomash
Vægt-
og størrelsesegenskaber
Vægt 3600 kg
Højde 2,15 m
Diameter 3,03 m
Driftsegenskaber
fremstød Havniveau: 4521 kN
Vakuum: 4610 kN
Specifik impuls Havniveau: 293 s.
Vakuum: 318 s
Tryk i forbrændingskammeret 204 atm (20,6 MPa )
Oxidationsmiddel/brændstofforhold 2,67
tryk-vægt forhold 128,05

RD-264 ( GUKOS index  - 11D119 ) er en fire -kammer lukket cyklus flydende drivmiddel raketmotor, der anvender højtkogende brændstofkomponenter, udviklet på KBEM (senere Energomash Design Bureau ) under ledelse af V.P. Glushko til den første fase af R-36M interkontinentalt ballistisk missil .

Strukturelt består RD-264 af fire enkeltkammermotorer 15D117 ( RD-263 ) drevet af en fælles turbopumpeenhed (TNA). Asymmetrisk dimethylhydrazin -brændstof og nitrogentetroxid- oxidationsmiddel bruges som de vigtigste brændstofkomponenter , LRE udvikler 461,2 tons tryk i hulrummet, 424,8 tons på jorden [1] , i R-36M2 468,6 og 504,9 tons [2] . Thrust RD-264 4520 kN, tryk i forbrændingskammeret 20,6 MPa [3] .

Den bruges som fremdriftsmotor til den første fase af R-36M ICBM og på Dnepr - konverteringsraketten . Motorerne i scenen er drejeligt fikseret, og deres afvigelse på kontrolsystemets kommandoer giver kontrol over rakettens flyvning.

Historie

I 1961-1965 blev RD-253 skabt til den første fase af Proton løfteraket , hvilket var en stor præstation i sovjetisk raketmotorbygning. Dette er den mest kraftfulde enkeltkammer flydende drivstof raketmotor på højtkogende brændstofkomponenter, lavet i henhold til skemaet med oxiderende gas efterbrænding.

Den største vanskelighed i udviklingen af ​​R-36M flydende drivmiddelraket var at sikre dens sikkerhed og lanceringen af ​​dens sustainer-motor efter mørteludslyngningen af ​​ICBM'er fra minen ved hjælp af en pulvertrykakkumulator. Udkastet til en sådan motor, RD-264, blev afsluttet i 1969, og i september 1973 begyndte dens prøvebænk. Da motoren allerede var klar til at blive sat i masseproduktion, blev højfrekvente svingninger detekteret i dens drift, hvilket påvirkede nøjagtigheden af ​​missilføringen og strakte sig ikke kun til den tunge R-36M ICBM, men også til den lette MP-UR- 100 , fremdriftssystem (DU), som også var baseret på RD-263 LRE-kameraerne, men et mindre antal af dem blev brugt (to mod fire). Efter at have foretaget de nødvendige ændringer i designet af fjernbetjeningen og afprøvet dem under bænkforhold i april-november 1977, godkendte USSR's forsvarsministerium dem i december 1977 og i perioden 1979-1983.


Udvikling

Udviklingen af ​​RD-264-motoren var enkeltkammerversionen af ​​RD-268.
RD-268 :

Se også

Noter

  1. ↑ 15P014 (R-36M) med 15A14 missil . structure.mil.ru . Den Russiske Føderations Forsvarsministerium. Hentet 19. januar 2022. Arkiveret fra originalen 22. september 2021.
  2. ↑ R-36M2 "Voevoda" (15P018M) med ICBM 15A18M . structure.mil.ru . Den Russiske Føderations Forsvarsministerium. Hentet 19. januar 2022. Arkiveret fra originalen 22. september 2021.
  3. ↑ Raketmotor med flydende drivmiddel  // Great Russian Encyclopedia  : [i 35 bind]  / kap. udg. Yu. S. Osipov . - M .  : Great Russian Encyclopedia, 2004-2017.

Links