РД-852 (8Д64У)

жидкостный ракетный двигатель

Рулевой четырехкамерный двигатель однократного включения 8Д64У пред­назначен для создания тяги и управле­ния полетом второй ступени ракеты 8К64/Р-16 (SS-7) по всем каналам ста­билизации.

Управление полетом ступени осуществ­ляется качанием каждой камеры дви­гателя в одной плоскости на угол ±31°. Двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, выпол­нен по схеме без дожигания генератор­ного газа.

Рабочее тело турбины ТНА - газ, выра­батываемый в газогенераторе при сго­рании компонентов топлива.

Двигатель разработан в 1958-63 гг. Компоненты топлива - азотная кисло­та + 27% N2O4 (окислитель) и НДМГ (го­рючее)

Рп = 4,92 тс (48,25 кН)

1п = 255 с

рк = 6,62 МПа

ра = 0,039 МПа

Кт = 2,1

t = 143 с

Мдв. = 133 кг

Dдв. = 2950 мм

РД-852[64]

Ьдв. = 1470 мм

Маршевый двухрежимный однокамер­ный двигатель однократного включе­ния 8Д722 предназначен для создания тяги и управления полетом второй сту­пени ракеты 8К66 по всем каналам стабилизации.

Управление полетом ступени осуществ­ляется четырьмя рулевыми соплами путем качания каждого сопла в одной плоскости на угол ±38°. Двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, выпол­нен по схеме без дожигания генератор­ного газа.

Рабочее тело турбины ТНА - газ, выра­батываемый в газогенераторе при сго­рании компонентов топлива.

Разработка начата в 1960 г. Отработка двигателя прекращена на этапе конст­рукторских испытаний в 1963 г Компоненты топлива - азотная кисло­та + 27% N2O4 (окислитель) и НДМГ (го­рючее)

Рп = 47,68 тс (476,58 кН)

Рсум РС = 1,2 тс (11,77 кН)

1п = 300,7 с

рк = 8,09 МПа

ра = 0,025 МПа

Кт = 2,41

t = 164 с

Мдв. = 485 кг

Dсреза сопла КД = 1296 мм

РД-853 (8Д722) жидкостный ракетный двигатель

РД-853 [64]

Ьдв. = 3277 мм

4.

гкб "южное"

Однокамерный однократного включе­ния двигатель 8Д612 предназначен для управляемого спуска с орбиты ор­битальной ступени, выводимой на ор­биту ракетой 11К67. Управление по каналам стабилизации осуществляется перераспределением выхлопных газов турбины между ста­ционарными рулевыми соплами с по­мощью газораспределителей. Двигатель с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся ком­понентов топлива, выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Двигатель разрабатывался в 1962-67 гг. Компоненты топлива - тетраоксид азота (окислитель) и НДМГ (горючее) Рп =7,7 тс (75,5 кН) 1п = 312,2 с рк = 8,63 МПа ра = 5,88 кПа Кт = 2,02 t = 70 c Мдв. = 100 кг

Орбитальная ступень МБР 11К67[65]

РД-854 [64]

Эоси среза рул. сопла = 1530 мм Ьдв. = 1505 мм