РД-809К
| РД-809К | |
 | |
| Країна походження |  Україна
|
| Проєктувальник | ДП «КБ «Південне» ім. М. К. Янгеля» |
| Виробник | ДП «ВО Південний машинобудівний завод ім. О.М. Макарова» |
| Призначення | маршовий двигун для верхніх ступенів ракет-носіїв |
| Пов'язані РН | Циклон-1М |
| Попередник | РД-8 |
| Статус | розробляється |
Рідинний двигун
| |
| Паливо | Рідкий кисень / гас |
| Цикл | замкнутий, з допалюванням генераторного газу |
| Конфігурація | |
|---|---|
| Кількість камер | одна |
| Продуктивність | |
| Тяга у вакуумі | 100 кН |
| Питомий імпульс у вакуумі | 352 с |
| Кількість вмикань | 4 |
| Розміри | |
| Суха маса | 253.5–320 кг |
| Використовується | другий ступінь РН Циклон-1М |
РД-809К — український рідинний ракетний двигун замкнутої схеми із допалюванням окисного генераторного газу, оснащений однією камерою згоряння. Розробляється ДП «КБ «Південне» ім. М.К. Янгеля», виробляється ДП ВО «Південний машинобудівний завод ім. О.М. Макарова». Паливо — гас, окислювач — рідкий кисень.
Загальний опис[ред. | ред. код]
РД-809К — однокамерний двигун, що може бути використаний в якості маршового для верхніх ступенів ракет-носіїв, таких як: «Зеніт», «Маяк» та «Циклон-1М». Весь комплект агрегатів автоматики, агрегати системи подачі палива в камеру згоряння та газогенератор запозичені з двигуна-прототипа РД-8, що використовувався на ракето-носії «Зеніт-3» як рульовий двигун другого ступеня. Для РД-809К була розроблена нова камера згоряння, оскільки РД-8 мав 4 камери (щоб забезпечити керування польотом в трьох площинах), а РД-809К повинен був мати одну. Вона пішла в якості основи для розробки й іншого двигуна - РД-861К, маршового двигуна третього ступеню РН «Циклон-4» . Крім того, на відміну від РД-8, РД-809К має можливість багаторазового запуску. Проект та конструкторська документація цього двигуна розроблені.
| Найменування параметру | РД-809К |
|---|---|
| Тяга двигуна в вакуумі, тс | 10 |
| Питомий імпульс в вакуумі, с | 352 |
| Кількість камер згоряння | 1 |
| Тиск в камері згоряння, кгс/см2 | 100 |
| Тиск на зрізі сопла, кгс/см2 | 0,036 |
| Коефіцієнт відношення компонентів палива | 2,62 |
| Температура генераторного газу, ℃ | 434 |
| Кількість площин гойдання | 2 |
| Суха маса двигуна з урахуванням рами, кг | 253.5–320 [1] |
| Кут хитання, град. | ±5 |
| Сумарний час роботи у польоті, с | 600 |
Див. також[ред. | ред. код]
Посилання[ред. | ред. код]
- Створення сімейства киснево-гасових рідинних ракетних двигунів на базі відпрацьованих технологій для перспективних ракет-носіїв ДП «КБ «Південне» ім. М.К. Янгеля»(рос.) - Авіаційно-космічна техніка і технологія. - 2013.– № 1(98). – 114 с.
- Лінійка перспективних рідинних ракетних двигунів ДП «КБ «Південне» ім. М.К. Янгеля» для створення нових сімейств ракет-носіїв (рос.) - Космічна наука і технологія. – 2015. – № 5(96). – 129 с.
- ДП «СЗФ «Укроборонекспорт»
Примітки[ред. | ред. код]
- ↑ Маса двигуна залежить від кількості запусків у польоті 1