http://www.lpre.de/energomash/RD-270/

ЖРД РД-270 (8Д420)

История разработки

В 1960-х гг., когда начались проектные разработки мощных ракет, одной из острых проблем стал выбор тяги единичного двигателя и их числа в составе ДУ ступени - прежде всего первой. Так, применение на первой ступени ракеты H-1 30 (по первоначальному проекту - 24) однокамерных 150-тонных двигателей стало компромиссом между обеспечением высокой надежности двигательной установки большой мощности и технологическими возможностями ОКБ-276, не позволявшими изготавливать крупногабаритные детали мощных двигателей. Разработка однокамерных двигателей тягой 300 - 600 т для новых РН оставалась перспективной задачей.

С другой стороны, освоенная к тому времени схема ЖРД с дожиганием рабочего тела турбины в камере сгорания ("закрытая" схема) позволила повысить экономичность двигателя, а также сделать его компактным вследствие высокого давления в камере, что особенно важно для однокамерных двигателей большой мощности. Кроме того, оказалось, что в двигателях, выполненных по закрытой схеме, легче обеспечить устойчивость рабочего процесса в камере двигателя по отношению к высокочастотным колебаниям.

Указанные факторы делали заманчивым создание мощного однокамерного двигателя замкнутой схемы тягой свыше 500 т., и в 1962 г. в соответствии с Постановлением Правительства от 26 июня в ОКБ-456 начались работы по выбору оптимальной схемы и параметров мощного однокамерного ЖРД, впоследствии получившего индекс РД-270 (8Д420).

Для обеспечения приемлемых габаритов мощного двигателя давление в КС должно быть в 1.5-2 раза выше достигнутого на тот момент уровня, что влекло за собой повышение мощности ТНА. Так как в двигателе с одним газогенератором количество рабочего тела ограничено расходом одного из компонентов через камеру, то увеличение мощности можно обеспечить только ростом температуры рабочего тела, которая, в свою очередь, лимитируется жаропрочностью применяемых материалов. Преодолеть это ограничение можно увеличением количества рабочего тела на турбине за счет превращения в высокотемпературный газ всего расхода не одного, а обоих компонентов. Для этого двигатель должен иметь два газогенератора (одного – с избытком окислителя, другого – с избытком горючего), два ТНА с отдельными турбинами, и смесительную головку, обеспечивающая ввод в камеру двух газов (именно поэтому такая схема получила название «газ-газ»).

Кроме этого, ожидалось, что лучшее смешение газообразных компонентов повысит полноту сгорания топлива в камере и удельный импульс, а исключение процессов дробления и испарения капель жидкого компонента повысит устойчивость двигателя по отношению к высокочастотным колебаниям.

Исходя из указанного, новый мощный двигатель было решено делать по закрытой схеме «газ-газ».

В августе 1962 г. в ОКБ-456 были начаты проработки по двигателю на топливе AT-НДМГ тягой ~500 тонн ("пятисоттонник"). Затем к январю 1963 г. постепенно перешли к разработке двигателя тягой ~600 тонн ("шестисоттонника") на топливе АТ+НДМГ. Токсичность принятого топлива могла быть компенсирована накопленным к тому времени опытом безаварийной эксплуатации, уменьшенная по сравнению с кислородными ЖРД экономичность – большей плотностью топлива, а самовоспламеняемость компонентов заметно упрощала задачу обеспечения их безотказного зажигания. Помимо этого, в 1960-х гг. В.П.Глушко считал, что разработка двигателей замкнутой схемы на топливной паре кислород—керосин связано с неприемлемо длительными сроками из-за неизученности рабочего процесса и сложности обеспечения его устойчивости.

Во второй половине 1962 года для повышения надежности тяжелой четырехступенчатой ракеты Р-56, разрабатываемой в ОКБ-586 (ныне КБ "Южное") в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР "О создании образцов межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей тяжелых космических объектов", В.П.Глушко предложил М.К.Янгелю рассмотреть вариант, по которому на первой ступени носителя устанавливались четыре двигателя РД-270 вместо предусмотренных проектом 16-ти двигателей РД-253.

В 1963 году был выполнен предэскизный проект РД-270, однако 19 июля 1964 года в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР, принятого на основании заключения межведомственной комиссии, все работы по ракете Р-56 были прекращены.

В 1965 г. двигатель РД-270 был предложен для применения на тяжелом носителе УР-700 разработки ОКБ–52 (Главный конструктор В.Н.Челомей). Предложение было представлено в ЦК КПСС в виде аванпроекта и подписано В.Н.Челомеем, В.П.Глушко, В.П.Барминым и В.И.Кузнецовым.

ОКБ-1 выступило против этого проекта, направив 29 сентября 1965 г. министру общего машиностроения докладную записку "О нецелесообразности разработки двигателей на АТ+НДМГ тягой 600 т", подписанную С.П. Королевым и его заместителями — руководителями тематических направлений В.П.Мишиным, С.С.Крюковым, К.Д.Бушуевым и М.В.Мельниковым.
После получения записки министр поручил НИИ-88 (директор Ю.А.Мозжорин) провести экспертизу целесообразности разработки двигателя тягой 600 т. В заключении НИИ-88 отмечалось, что использование двигателя на тяжелых ракетах Н-1, Р-56 и УР-700 не дает существенных улучшений характеристик, и что двигатель может найти применение только в будущем через 10-15 лет. Также было указано на недостаток финансовых ресурсов и производственных мощностей для создания двух носителей — Н1 и УР-700.

Несмотря на негативное отношение ОКБ-1 и отрицательное заключение НИИ-88, 20 октября 1965 года вышел приказ министра общего машиностроения о разработке нового тяжелого носителя УР-700, на первой ступени которого предполагалась установка 6 двигателей РД-270, на второй – трех таких двигателей. В 1966 г. было выполнено дополнение к предэскизному проекту двигателя.

17 ноября 1967 года вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о разработке эскизного проекта ракетно-космического комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270 и проведении экспериментальных работ по двигателю для подтверждения основных технических решений эскизного проекта. В 1968 г. был выполнен эскизный проект двигателя РД-270.

В 1969 г. разработка ЖРД РД-270 была приостановлена из-за отсутствия решения о дальнейших работах по РН УР-700. 31 декабря 1970 года в связи с успешной высадкой американских астронавтов все работы по ракете УР-700, включая разработку ЖРД РД-270, были окончательно прекращены.

Краткая хронология работ по двигателю

26 июня 1962 г. - принято Постановление Правительства о проведении ОКБ-456 поисковых работ по выбору оптимальных схем и параметров ЖРД с тягой до 1000 т в одной камере сгорания

18 июля 1962 г. - выпуск приказа ГКОТ о проведении поисковых работ по выбору оптимальных схем и параметров ЖРД с тягой до 1000 т в одной камере сгорания.

1962 г. - разрабатываемый двигатель предложен для использования на первой ступени тяжелой четырехступенчатой ракеты Р-56, разрабатываемой в ОКБ-586.

1963 г. - выполнен предэскизный проект двигателя РД-270.

19 июля 1964 г. - в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР все работы по ракете Р-56 были прекращены.

Конец 1964 г. - выпущена и передана в опытное производство ОКБ-456 основная конструкторская документация.

1965 г. - аванпроект тяжелого носителя УР-700 на основе двигателя РД-270 представлен в ЦК КПСС.

1965 г. - приостановление работ по двигателю в связи с задержкой выхода в свет подготовленного проекта Постановления.

22 октября 1965 г. - решение министерства общего машиностроения о выполнении в ОКБ-456 эскизного проекта РД-270 для тяжелого носителя УР-700 на основе технического задания ЦКБМ.

Май 1966 г. - изготовлены первые узлы основных агрегатов для экспериментальных работ.

1966 г. - выполнено дополнение к предэскизному проекту двигателя.

23 октября 1967 г. - 24 июль 1969 г. - проведение огневых испытаний экспериментальных двигателей с укороченным соплом и без регуляторов. Всего было проведено 27 испытаний 22 двигателей. Три двигателя испытывались повторно, а один – трижды.

17 ноября 1967 г. - принято Постановление Правительства о разработке эскизного проекта ракетно-космического комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270 и проведении экспериментальных работ по двигателю для подтверждения основных технических решений эскизного проекта.

1968 г. - выполнен эскизный проект на двигатели 1 и 2 ступеней для ракеты УР-700 на основе технического задания ЦКБМ.

август 1969 г. - по указанию Министерства общего машиностроения работы по двигателю РД-270 были приостановлены вследствие отсутствия решения о дальнейших работах по РН УР-700.

31 декабря 1970 г. - прекращение всех работ по ракете УР-700, включая разработку ЖРД РД-270.

Общие сведения

Основными особенностями двигателя является достижение тяги 640 тонн в одной камере сгорания с применением схемы “газ-газ” с предварительной газификацией практически всего суммарного расхода компонентов топлива в двух газогенераторах, один из которых работает с избытков окислителя, а другой – с избытком горючего. Каждый из газогенераторов производит окислительный и восстановительный газы, которые идут на турбину соответствующего ТНА, в свою очередь, приводящую во вращение насосы. Это обуславливает отсутствие потерь удельной тяги на привод ТНА и возможность работы при высоком давлении в камере.

Таблица 1. Технические параметры двигателя [1],[2]

Параметр
Тяга
у Земли 640 т
6272 кН
в пустоте 685 т
6713 кН

Пределы дросселирования тяги 105-95 %

Угол отклонения двигателя в карданном подвесе
по проекту Р-56 (в одной плоскости) ±12 °
по проекту УР-700 (в одной плоскости) ±8 °

Удельный импульс тяги
у Земли 301 с
в пустоте 322 с

Давление в камере сгорания 26.1 МПа

Коэффициент соотношения компонентов 2.67 m(ок)/m(г)
Регулирование соотношения компонентов ±7 %

Масса двигателя
сухого 3370 кг
залитого 5440 кг

Габариты
высота 4850 мм
диаметр 3300 мм

Двигатель состоит из системы подачи окислителя, системы подачи горючего, системы регулирования тяги и соотношения компонентов топлива в камере, системы запуска и останова двигателя, системы продувки, системы наддува топливных баков, системы управления клапанами двигателя.

В конструкции камеры сгорания был введен пояс дополнительного пленочного охлаждения с 4 щелями, а на самых теплонапряженных участках сопла применено покрытие двуокисью циркония.

Оба газогенератора были выполнены по 2-х зонной схеме. Они состояли из плоской форсуночной головки с однокомпонентными форсунками и пояса разбавления для подачи горючего или окислителя. Газовод восстановительного газа был сделан охлаждаемым.

Оба ТНА – одновальные. Валы разрезные, отдельные части связаны рессорами. ТНА-О – с одноступенчатым насосом, подающий почти весь расход окислителя в окислительный газогенератор (ГГО), за исключением менее 1% расхода, предназначавшегося для обеспечения работы восстановительного газогенератора (ГГВ). ТНА-Г – трехступенчатый: первая ступень обеспечивала подачу жидкости в систему охлаждения камеры, вторая ступень обеспечивала увеличение напора горючего после прохождения им межрубашечной полости камеры до уровня, необходимого для подачи НДМГ в ГГВ, третья ступень дополнительно поднимала напор части расхода горючего для последующей подачи его в ГГО. Турбины обоих ТНА компоновались на валу консольно.

Преднасосы монтировались на входах в насосы, привод их осуществлялся от гидротурбин на компонентах, отбиравшихся из напорных магистралей. На входе в преднасосы каждого компонента устанавливались узлы подвода, включавшие гибкие элементы - компенсаторы.

Регулирование обеспечивалось по двум контурам от бортовой ЭВМ. При изменении одного из регулируемых параметров неизменность второго поддерживалась по внешнему контуру. Двигатель был также снабжен системой программного запуска и останова (СПЗО). Было разработано два варианта СПЗО: с электрическими программными приводами дросселей – электрическая СПЗО и гидравлическая СПЗО – с перекладкой дросселей с помощью управляемых гидроприводов.

На входных патрубках преднасосов устанавливались одноразовые пиромембранные клапаны. Вся остальная автоматика была многоразового действия, с пневмоуправлением, и работала на газообразном азоте высокого давления. Это позволяло ускорить доводочные испытания путем проведения многократных огневых испытаний без демонтажа двигателя со стенда.

Управление вектором тяги двигателя осуществлялось за счет качания двигателя в карданном подвесе водной плоскости на угол ±8°. Узел качания был расположен над головкой камеры.

Запуск двигателя производился следующим образом. По команде пуск происходит прорыв пиромембранных клапанов, компоненты топлива поступают в окислительный газогенератор (ГГО) и восстановительный газогенератор (ГГВ) и воспламеняются. Газы идут на основные турбины окислителя (ТНА-О) и горючего (ТНА-Г). Включаются стартеры пусковых турбин, входящих в состав как ТНА-О, так и ТНА-Г. С ростом оборотов ТНА растут обороты гидротурбин преднасосов О и Г, что повышает давление на входе основных насосов О и Г. Газы из ГГО и ГГВ через основные турбины и клапаны идут в камеру сгорания. Двигатель выходит на номинальный режим.

В процессе отработки выяснилось, что запуск двигателя может производиться без пусковых турбин.

Открытием клапанов управляет система программного запуска и останова (СПЗО), обеспечивающая строго регламентированные времена выведения двигателя на номинальный режим.

Отработка двигателя

На первом этапе выполнялись научно-исследовательские и проектные работы. Они состояли из выбора принципиальной схемы и оптимизации параметров двигателя. Одновременно разрабатывалась конструкция и выпускалась документация на экспериментальный вариант двигателя, создавались новые технологические процессы обработки крупногабаритных деталей из новых жаропрочных и титановых сплавов, была проведена подготовка производства и стендовой базы для доводки агрегатов и огневых испытаний двигателя.
Одной из наиболее важных проблем на этом этапе был выбор схемы агрегатов подачи компонентов топлива. При двух турбинах – одной на газе с избытком окислителя, другой на газе с избытком горючего – возможны были два варианта ТНА: 1) ТНА-1 – низкооборотный с насосами окислителя и горючего первой ступени, ТНА-2 – высокооборотный, с насосами второй ступени; 2) ТНА-О – с окислительной турбиной и с насосами только окислителя, ТНА-Г – с турбиной на газе с избытком горючего и с насосами горючего.

По результатам расчетов и моделирования был выбран второй вариант. Он позволил не только упростить компоновку и снизить массу, но и заложить основу для обеспечения относительной безопасности проведения доводочных огневых испытаний, так как в одном ТНА находился только один компонент топлива.

К маю 1966 г. были изготовлены первые узлы основных агрегатов для экспериментальных работ. На моделях и специальных стендовых установках были отработаны автономно основные узлы двигателя.

Рис.2. Двигатель РД-270 [4]

В ОКБ-456 традиционно широко использовалась отработка агрегатов нового двигателя в составе экспериментальных ЖРД, создававшихся на базе ранее разработанных. Для доводки агрегатов двигателя РД-270 такая схема оказалась неприемлемой как из-за принципиально новой схемы, так и из-за размерности агрегатов. Из-за высоких давлений и больших расходов для проведения автономных испытаний в условиях, близких к натурным, были необходимы уникальные стенды, на проектирование и строительство которых потребовалось очень много времени и средств. В итоге объем проверочных испытаний агрегатов двигателей был существенно меньше того, что имело место при доводке других двигателей разработки предприятия. Даже в планах отсутствовали автономная отработка камеры, двух газогенераторов и ТНА на режимах, близких к натурным, Отработка этих агрегатов предусматривалась уже в составе двигателя. Этим объясняется сравнительно малый темп и низкая успешность первых испытаний двигателя.

Тем не менее, в ходе автономной отработки узлов двигателя, кроме статических испытаний силовых элементов конструкции, а также проливок и продувок жидкостных и газовых трактов, был выполнен значительный объем работ. Была проведена отработка элементов смесеобразования для газогенератора и камеры сгорания, оценены равномерности распределения расходов по их сечению. Проведены испытания преднасосов, шнеков и отдельных ступеней насосов на воде, основных турбин на модельном газе, пусковых турбин совместно с пороховыми стартерами при работе насосов на воде и ряд других работ.

В частности, в модельных условиях при низких давлениях было проведено более 200 испытаний смесительных элементов в составе натурных смесительных головок, которые позволили отобрать лучшие варианты смесительной головки и обойтись без высокочастотной неустойчивости при последующих испытаниях двигателя. Для испытания использовались ТНА и агрегаты автоматики, заимствованные с серийных двигателей РД-251 и РД-252.

Для испытаний при высоких давлениях была создана малая модель камеры, на которой отрабатывалась работоспособность смесительных элементов при параметрах газов, близких к ожидаемым. Таких испытаний было проведено более 60 (и более 200 – на 50%-м режиме). Проведенные предварительные работы по камере в значительной мере определили то, что при испытаниях в составе двигателя по натурной камере практически не было замечаний.

Окислительный газогенератор прошел 20 доводочных испытаний в составе экспериментального варианта серийного двигателя РД-253, в результате чего были получены первые данные о его работоспособности, хотя и на пониженном режиме. На всех испытаниях отмечались низкочастотные пульсации.

Рис.3. Двигатель РД-270

Отработка восстановительного газогенератора началась непосредственно на двигателях РД-270 без предварительных экспериментальных работ. Во время огневых испытаний двигателя отмечались высокочастотные колебания в восстановительном газогенераторе. ГГВ прошел некоторый объем отработки на моделях, но он оказался недостаточным для выбора перспективного варианта конструкции. В натурном варианте доводку ГГВ завершить не удалось.

Характеристики турбин и насосов обоих ТНА были доведены до требуемых уровней на модельных установках. В частности, для насосов был создан уникальный стенд с расчетной мощностью 50 МВт, на нем возможно было проводить снятие характеристик на 50 %-м режиме. Однако работоспособность ТНА можно было проверить и обеспечить только при испытаниях в составе двигателя.

Заключительным итогом первого этапа работ явилось изготовление экспериментального двигателя и проведение 23 октября 1967 г. первого доводочного огневого испытания.

Второй этап работ проводился после выхода постановления Правительства от 17 ноября 1967 г. о разработке эскизного проекта ракетно-космического комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270 и проведении экспериментальных работ по двигателю для подтверждения основных технических решений эскизного проекта.

До конца 1967 было проведено еще 3 огневых испытания, которые показали, что возможен запуск двигателя без порохового стартера. Все испытания имели аварийный исход. Самым удачным был пуск двигателя № УД004, при котором удалось выйти на режим рк ~ 200 атм с продолжительностью работы на этом режиме 2 с.

Всего с 23 октября 1967 г. по 24 июля 1969 г. было проведено 27 огневых испытаний 22 доводочных двигателей. Три двигателя испытывались повторно, а один – трижды. Все испытания были кратковременные, при давлении в камере сгорания до 255 атм. При девяти испытаниях двигатель нормально выходил на основной режим и работал на этом режиме по заданной программе.

Все экспериментальные двигатели включали камеру сгорания с укороченным соплом, оба ТНА и оба ГГ. Регуляторы с целью ускорения начала стендовой отработки отсутствовали.

Испытания проводились на стенде № 2, который был специально реконструирован для доводки этого двигателя.

Доводку двигателя предполагалось в основном завершить в 1972 году. Должно было быть проведено 550 огневых испытаний на 200 двигателях, в том числе для летной сертификации (ЛКИ) планировалось испытать 45 двигателей.

Использованные источники информации

Судаков В.С., Котельникова Р.Н., Чванов В.К. К истории разработки жидкостного ракетного двигателя РД-270 для ракеты-носителя УР-700. ХХХVI Чтения памяти К.Э.Циолковского, Калуга, 2001 г.
Авиационные, ракетные, морские, промышленные двигатели. 1944-2000. Справочник.
Рахманин В. Ф. К истории создания двигателя первой ступени ракеты-носителя "ЭНЕРГИЯ" (часть 1).
Демонстрационный зал Энергомаш
РД-270 на Astronautix.com