ЖРД, LRE, RD-180, РД-180

1. ВЕСТНИК РОССИЙСКОЙ АКАДЕМИИ
НАУК
том 74, № 3, с. 499-506 (2004)
Отечественные жидкостные ракетные двигатели признаны лучшими в мире. Подтверждение тому -
РД-253, созданный еще в 1960-х годах. Именно этими двигателями оснащены первые ступени тяжелых
ракет-носителей "Протон", совершивших уже триста запусков. Ныне совершенствование двигателей
продолжается. Все они создаются специалистами НПО "Энергомаш". О последних разработках и
перспективах развития жидкостных ракетных двигателей рассказал на заседании Президиума РАН в
сентябре 2003 г. генеральный конструктор НПО "Энергомаш" академик Б.И. Каторгин. Ниже
публикуется статья, написанная на основе его выступления.
ПЕРСПЕКТИВЫ СОЗДАНИЯ МОЩНЫХ
ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Б. И. Каторгин
Каторгин Борис Иванович - академик,
генеральный конструктор и генеральный директор НПО "Энергомаш" им. академика В.П. Глушко.
Для российской школы создателей жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), которую долгие годы
возглавлял академик В.П. Глушко, характерно стремление к максимально полному использованию
энергии химического топлива и получению максимального удельного импульса (последний равен
отношению тяги двигателя к его секундному расходу топлива).
Мощные ЖРД устанавливаются на первых ступенях ракет-носителей. Сегодня тяга таких
единичных двигателей составляет 100-800 т. Поскольку двигатели работают с уровня Земли, то,
естественно, давление продуктов сгорания на срезе их сопел ограничено: оно не может быть
намного меньше атмосферного. В противном случае в сопло входит скачок уплотнения, и тогда
возможны отрывы потока и, как следствие, прогары сопел. Это означает, что при выбранной паре
компонентов топлива увеличить удельный импульс можно, только повышая степень расширения
продуктов сгорания в сопле. В мощных ЖРД первых ступеней подобное достигается путем
увеличения давления в камере сгорания.

2. Динамику освоения высоких давлений (рис. 1) и получения максимальных удельных импульсов
(рис. 2) можно проследить на примере двигателей, разработанных в НПО "Энергомаш" и за
рубежом. Из рисунков видно, что более высокое давление в камерах сгорания российских ЖРД
позволяет обеспечить большую степень расширения продуктов сгорания в соплах и, следовательно,

3. повышенные удельные импульсы тяги двигателей. Такие ЖРД установлены практически на всех
российских космических ракетах и на многих ракетах стратегического назначения.
Освоение высоких давлений потребовало перехода от открытой схемы организации рабочего
процесса в ЖРД к закрытой, или замкнутой. Разница в схемах состоит в том, что в открытой
(рис. 3) оба компонента - окислитель и горючее -подаются насосами в камеры сгорания в жидком
виде. При этом небольшая их доля отбирается и направляется в газогенератор, где топливо сгорает
при избытке одного из компонентов, чтобы обеспечить приемлемую относительно низкую
температуру продуктов сгорания. Последние поступают затем на активную высокоперепадную
турбину привода насосов, после которой они сбрасываются в окружающую среду, унося с собой
неиспользованную химическую энергию.
Рис. 3. Конструкция ЖРД, использующего открытую схему

4. 1 - насос окислителя, 2 - насос горючего, 3 - турбина, 4 - камера сгорания, 5 - газогенератор
Классическим примером ЖРД открытой схемы являются двигатели НПО "Энергомаш" РД-107 и
РД-108 на компонентах топлива жидкий кислород и керосин для ракет-носителей "Спутник",
"Луна", "Восток", "Восход", "Молния", "Союз", а также двигатели, в которых применяется азотно-
кислотный окислитель, для ракет-носителей "Космос", "Циклон" и стратегического назначения.
Двигатели открытых схем реализованы при давлении в камерах сгорания на уровне 50-80 атм.
Дальнейшее повышение давления неэффективно из-за относительного роста потерь удельного
импульса, вызванного тем, что химическая энергия топлива не используется полностью.
В двигателях замкнутых схем (рис. 4) компоненты топлива полностью сгорают в основных камерах
сгорания при оптимальном соотношении компонентов. Один из них, например окислитель, после
насоса сначала поступает в газогенератор, куда подается небольшая доля горючего. Здесь процесс
сгорания происходит при большом избытке окислителя, чтобы обеспечить приемлемую для
турбины температуру газа. После низко-перепадной турбины окислительный газ направляется в
основную камеру сгорания, куда подается оставшаяся масса жидкого горючего, которое
предварительно охлаждает конструкцию камеры сгорания. В двигателях таких схем полностью
используется химическая энергия топлива, что позволяет поднять давление до максимальных,
определяемых энергетической увязкой параметров ЖРД. Сегодня достигнутый уровень давления
составляет 150-270 атм.
Рис. 4. Конструкция ЖРД, использующего закрытую схему Обозначения 1 - 5 см. рис. 3
Впервые идея замкнутой схемы была реализована в конце 1950-х годов в нашей стране в НИИ-1
(ныне - ФГУП "Исследовательский центр им. М.В. Келдыша"), а двигатель большой тяги (150 т у
Земли) с относительно высоким давлением в камере сгорания (150 атм) создан в середине 1960-х
годов в ОКБ-456 (ныне - НПО "Энергомаш"). В этом двигателе (РД-253), предназначавшемся для
первой ступени ракеты-носителя "Протон", в качестве топлива используются азотный тетроксид и
несимметричный диметилгидразин. На ракете-носителе "Протон", имеющей в составе первой
ступени шесть двигателей РД-253, уже совершено 300 запусков, а сам двигатель и сегодня является
непревзойденным по энергетическим характеристикам в своем классе.
Использование замкнутой схемы и освоение высоких давлений с целью получения максимальных
удельных импульсов тяги стало основным направлением в создании российских ЖРД и для мирного

5. космоса, и для стратегических ракет-носителей. Так, на стратегической ракете Р-36М ("Сатана")
установлен двигатель РД-264 с давлением в камере сгорания 210 атм, а на ракетах-носителях
"Зенит" и "Энергия" - двигатели РД-171 и РД-170 с давлением в камере сгорания 250 атм.
Все научно-технические достижения и конструкторские решения, которые были получены при
разработке высокосовершенных и надежных двигателей замкнутых схем, стали основой для
определения перспективных направлений развития ЖРД на ближайшие десятилетия. Главное
состоит в том, что на нетоксичных, экологически безопасных, энергетически эффективных,
наиболее удобных в эксплуатации и относительно дешевых компонентах топлива, каковыми
являются жидкий кислород и керосин, освоены и реализованы методы конструирования и доводки
высоконадежных агрегатов ЖРД: камер сгорания, газогенераторов и турбонасосных агрегатов.
Рис. 5. Схема универсальной камеры сгорания
1 - форсуночная головка,
2 - форсунка,
3, 4 - соответственно докритическая и
закритическая часть камеры сгорания
Универсальная камера сгорания двигателя РД-170, создающая тягу 200 т, показана на рисунке 5. В
цилиндре камеры сгорания, диаметр которого 380 мм, сгорает около 0.6 т топлива в секунду при
давлении 250 атм. Эффективно и надежно решены вопросы смесеобразования и подавления
возможности возникновения в этой камере высокочастотной неустойчивости горения. Последнее
обеспечивается тем, что начальная зона смесеобразования и горения, в которой, как правило,
зарождаются высокочастотные колебания, разделена на семь примерно одинаковых объемов с
помощью антипульсационных перегородок. Они выполнены из выступающих за огневое днище
форсунок, которые прилегают друг к другу по своим цилиндрическим образующим. Благодаря
этому резко повышаются собственные частоты колебаний в объемах между перегородками,
смещаясь далеко от резонансных частот конструкции камеры сгорания. Кроме того, выступающие
форсунки растягивают зону горения, что также уменьшает возможность возникновения
высокочастотных явлений. Внедрение антипульсационных перегородок в камеру сгорания
двигателя РД-120 ракеты-носителя "Зенит", а также модернизация подобным образом камеры
сгорания двигателей РД-107 и РД-108 ракеты-носителя "Союз" подтверждают высокую
надежность и эффективность найденного конструкторского решения, которое несомненно войдет в
практику проектирования будущих ЖРД.
В рассмотренной нами универсальной камере сгорания доведена до совершенства система
охлаждения. В ней нашел воплощение весь накопленный опыт по организации надежного внешнего
и внутреннего охлаждения огневой стенки. В частности, внутреннее охлаждение обеспечивается
тремя поясами щелевых завес в докритической части камеры сгорания. Через них на стенку
подается около 2% горючего в виде пленок, испаряющихся и защищающих ее от тепловых потоков,
которые в критическом сечении сопла достигают величин порядка 50 МВт/м2
Такая камера
продемонстрировала высокую работоспособность в составе двигателей РД-170 и РД-171 в
широком диапазоне изменения параметров (от 30 до 105% по давлению продуктов сгорания) при
многоразовом использовании, а именно до 25 испытаний на полный рабочий ресурс.

6. В российских технологиях создания ЖРД замкнутых схем для привода турбин используется газ с
избытком окислителя, в том числе и в ЖРД, работающих на углеводородном топливе. Дело в том,
что, во-первых, больший абсолютный расход окислителя позволяет обеспечить энергетическую
увязку параметров двигателя при более высоком давлении в камере сгорания. Во-вторых,
окислительный газ не создает таких проблем, как сажеобразование, если применяется газ с
избытком горючего. Естественно, в этом случае окислительная схема предъявляет повышенные
требования к материалам окислительных горячих газовых трактов и их чистоте, чтобы устранить
возможность возгорания элементов конструкции, контактирующих с окислительным газом.
Богатый опыт создания окислительных газогенераторов для двигателей большой тяги получен при
конструировании РД-253. Двухзонный газогенератор со сферической внешней оболочкой и
цилиндрической огневой стенкой стал прототипом для всех будущих разработок. В первой зоне
такого газогенератора происходит устойчивое сгорание компонентов топлива при относительно
высокой температуре, а во второй зоне - горячий окислительный газ доводится до требуемой
температуры благодаря тому, что через радиально установленные распылители вспрыскивается
оставшийся окислитель.
В наиболее концентрированном виде эти принципы конструирования воплощены в газогенераторе
двигателя РД-170. В нем каждая двухкомпонентная и двухкаскадная по окислителю форсунка
образует вместе с каналом толстостенного огневого днища, в котором она расположена,
фактически индивидуальный двухзонный газогенератор. В результате обеспечивается
равномерность температурного поля по поперечному сечению общего газового потока,
формируемого такими форсунками, при высокой расходонапря-женности. В этом газогенераторе
(диаметр цилиндрической части 300 мм) сгорает в секунду около 0.9 т компонентов топлива -
жидкий кислород и керосин - при их массовом соотношении 55. Давление в зоне горения составляет
около 550 атм, температура - около 500°C. К достоинствам газогенератора надо прежде всего
отнести то, что он обеспечивает на выходе устойчивую работу окислительного газа в широком
диапазоне температур (от 190 до 600°С), что позволяет регулировать тягу двигателя от 30 до 105%
номинала.
При создании самого мощного двигателя РД-170 особенно много проблем возникло с
турбонасосным агрегатом. Он предназначен для подачи жидкого топлива из баков ракеты в камеры
сгорания и состоит из большерасходной низкопе-репадной турбины, одноступенчатого шнекоцен-
тробежного насоса окислителя и двухступенчатого насоса горючего. При номинальных оборотах
около 14 тыс. об/мин давление за насосом окислителя равно 600 атм, за насосом горючего первой
ступени - 500 атм, за насосом горючего второй ступени - 800 атм. Чтобы обеспечить привод
указанных насосов, турбина, работающая на газе с избытком окислителя, должна развивать
мощность 190 МВт. Эта величина более чем в два раза превышает мощность силовой установки
атомного ледокола "Арктика". Сама турбина - осевая, одноступенчатая, низкоперепадная,
реактивного типа.
Чтобы повысить стойкость окислительных трактов к возгоранию, в конструкции турбонасосного
агрегата применены никелевые сплавы, включая жаропрочные для горячих газовых магистралей.
Статор и выхлопной тракт турбины принудительно охлаждаются холодным кислородом. В местах
малых радиальных или торцевых
зазоров используются разного рода покрытия, а также серебряные или бронзовые элементы,
исключающие возгорание даже при возможном касании вращающихся и неподвижных деталей
турбонасосного агрегата. Для защиты от чрезмерных сил радиально-упорных подшипников валов
разработаны эффективные авторазгрузочные устройства. Принцип их действия заключается в том,
что при изменении режимов работы двигателя, а значит и насосов, возникающие неуравновешенные
осевые силы вызывают перемещение валов в ту или иную сторону. В результате изменяется
величина зазоров в авторазгрузочных устройствах и, как следствие, перепад давления,
действующего на поверхность крыльчатки. А это как раз создает силу, компенсирующую
неуравновешенное осевое усилие.
Одно из важных преимуществ двигателя РД-170 состоит в том, что в нем управление вектором тяги
осуществляется путем отклонения от продольной оси в двух взаимно перпендикулярных
плоскостях только камеры сгорания. В отличие, например, от двигателя РД-253, где в шарнирном
подвесе качается весь двигатель, в данном случае значительно меньший момент инерции камеры по
сравнению с двигателем требует меньших усилий и массы приводов качания. Однако такое решение
потребовало введения гибкого участка магистрали горячего газа высокого давления между выходом

7. из турбины и камерой сгорания. Для этого был сконструирован и отработан узел качания, в
котором применен 12-слойный составной сильфон. Он бронирован специальными кольцами и
охлаждается небольшим количеством холодного кислорода, протекающего между внутренней
поверхностью сильфона и тонкой внутренней стенкой.
Использование перечисленных достижений в других двигателях повысило их надежность и
эффективность. Примером может служить двигатель НПО "Энергомаш" РД-180, имеющий тягу
400 т. Он построен на базе универсальной 200-тонной камеры сгорания и двухзонного
газогенератора. Проект этого двигателя был представлен на объявленном в 1995 г. корпорацией
"Локхид-Мартин" (США) конкурсе по выбору кислородно-керосинового двигателя для
модернизации американской ракеты-носителя "Атлас". Российский проект оказался победителем
тендера, продемонстрировав преимущество отечественных двигательных технологий.
Двухкамерный двигатель РД-180 (рис. 6) с давлением в камере сгорания 260 атм был создан в
рекордно короткие сроки. Через три года и десять месяцев после заключения контракта на
разработку двигателя состоялся первый успешный коммерческий полет ракеты "Атлас III" с
российским двигателем РД-180. Во время полета были продемонстрированы высокие
энергетические характеристики и, что особенно важно, возможность изменения в широком
диапазоне тяги двигателя. Это позволяет оптимизировать и уменьшить нагрузки на элементы
конструкции ракеты и спутника на разных участках траектории.
Рис. 6. Двигатель РД-180
1 - рама, 2 - блок газоводов, 3 -
выхлопной коллектор турбины, 4 -
турбина, 5 - теплообменник, 6 - насос
окислителя, 7 - бустерный насосный
агрегат окислителя, 8 - насос горючего
первой ступени, 9 - насос горючего
второй ступени, 10,11- вторая и первая
камеры сгорания, 12 - эжектор, 13 -
пусковой бачок, 14 - рулевой привод, 15 -
гибкие элементы, 16 - бустерный
насосный агрегат горючего, 17 -
траверса, 18 - разделительный клапан
В процессе создания двигатель РД-180 был сертифицирован для использования в ракетах-носителях
"Атлас" легкого, среднего и тяжелого классов. Характерные циклограммы работы двигателя,
показывающие изменение тяги двигателя во время полета, приведены на рисунке 7. Сегодня такого
результата можно достичь, применяя только российские технологии. К настоящему времени
успешно осуществлено семь запусков американских ракет-носителей "Атлас" легкого и среднего
классов с российскими двигателями РД-180.

8. Новейшей разработкой кислородно-керосинового двигателя является РД-191 НПО "Энергомаш"
для перспективной российской ракеты-носителя "Ангара", первая ступень которой строится из
универсальных ракетных модулей. Каждый модуль оснащается 200-тонным двигателем, в котором
используется одна универсальная камера сгорания - та же, что и в двигателях РД-170 и РД-180.
Двигатель РД-191, в который заложены элементы многоразовости, проходит первый этап
доводочных испытаний, проверяются новые решения по управлению потоками рабочих тел и
вектором тяги, а также возможность уменьшения тяги двигателя до 30% номинальной.
Таким образом, можно констатировать, что сегодня первые ступени российских ракет-носителей
обеспечены на десятилетие вперед семейством мощных кислородно-керосиновых ЖРД (рис. 8),
построенных на базе высоконадежной многоразовой универсальной камеры сгорания. В
зависимости от необходимой мощности двигателя в нем используется четыре (РД-170 и РД-171),
две (РД-180) или одна (РД-191) камера.

9. Рис. 8. Семейство кислородно-керосиновых двигателей, созданных на базе универсальной камеры
сгорания в НПО "Энергомаш"
Тяга двигателей: РД-170 (РД-171) на Земле - 740 т, в пустоте - 860 т; РД-180 на Земле - 390 т, в
пустоте - 423 т; РД-191 на Земле -196 т, в пустоте -212 т
Перспективы семейства мощных ЖРД определяются следующими их особенностями:
• большим запасом по ресурсу и числу включений, то есть двигатели уже практически
многоразовые;
• высоким удельным импульсом тяги;
• широким диапазоном регулирования и управляемым запуском;
• возможностью сдачи двигателей без переборки после проведения контрольно-
технологического испытания по полной полетной циклограмме;
• унификацией основных узлов, агрегатов, технологий и систем контроля, что
повышает надежность двигателей, а также уменьшает сроки изготовления и стоимость -
показатели, особенно важные для завоевания международного рынка.
Дальнейшее развитие ЖРД-строения связано с освоением новых топлив, таких, например, как
сжиженный природный газ в качестве горючего. В частности, исследования, проводимые
российскими и французскими специалистами по проекту "Волга", направлены на изучение и
разработку основ конструирования ЖРД, в которых будет использована пара компонентов топлива
- жидкий кислород и сжиженный метан. Более высокий удельный импульс тяги, создаваемый этой
парой, а также меньшая стоимость и неограниченные запасы метана - привлекательный

10. конкурентный фактор, стимулирующий исследования в новом направлении.
НПО "Энергомаш" в течение ряда лет ведет научно-исследовательские и опытно-конструкторские
разработки по созданию так называемого трехкомпонентного двигателя. Термодинамические
расчеты показывают, что если к традиционной паре компонентов топлива - жидкий кислород и
керосин - добавить 3-5% (по массе) водорода, то можно получить до 20% прироста удельного
импульса тяги в пустоте. Это открывает широкие возможности для новых систем выведения, таких
как многоразовая авиационно-космическая система или ракетные носители, в которых один
трехкомпонентный двигатель способен работать на режимах и первой, и второй ступеней. В первом
режиме используются три компонента топлива - кислород, керосин и водород, а во втором - только
кислород и водород.
На разработанном в НПО "Энергомаш" экспериментальном трехкомпонентном двигателе впервые
при огневых испытаниях продемонстрирована возможность сжигания трех компонентов в одной
камере сгорания с переходом в течение пуска на работу на двух компонентах - кислород с
водородом - в той же камере. При этом достигнуты высокая устойчивость рабочего процесса и
полнота сгорания топлива, а также отработаны натурные элементы смесеобразования камеры
сгорания и газогенераторов. Есть надежда, что в ближайшие пять-шесть лет такой двигатель будет
построен.
ВЕРНУТЬСЯ
Июль 2004