Ракетный двигатель
Очередной улов фото на просторах сети, в продаже Камера ракетного двигателя, в этот раз на директлоте
Цена заявлена 53000 руб, причем изначально была 35000, никто не брал.
Поиск в сети показал что это может быть камера от ЖРД РД864, или от его улучшеной версии РД869. Данный двигатель создан в КБ Южное
РД-864 (15Д177)
Четырехкамерный двухрежимный однократного включения предназначен для создания двух режимов тяги и управления полетом ступени разведения ракеты 15А18 (P-36M/SS-18) по всем каналам стабилизации.
Управление осуществляется качанием каждой камеры двигателя в одной плоскости на угол ±55°.
Двигатель с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Рабочее тело турбины ТНА - газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании компонентов топлива. Одна из конструктивных особенностей двигателя - при транспортировке и полете ракеты камеры двигателя расположены внутри отсека ступени разведения. После отделения ступени разведения от ракеты специальные механизмы выводят камеры двигателя за наружный контур отсека. Положение камер закрепляют фиксаторы.
Двигатель разработан в 1976-1978 гг.
Компоненты топлива - тетраоксид азота (окислитель) и НДМГ (горючее)
Рп ор = 2060 кгс (20,2 кН)
Рп др = 862 кгс (8,45 кН)
1п ор = 309 с 1п др = 298 с
рк ор = 4,1 МПа
Рк др = 1,7 МПа
Ра ор = 2,26 кПа
Ра др = 0,88 кПа
Km ОР и ДР = 1,8
Пперекл. = 25
Мдв. = 199 кг
Эдв. = 4020 мм
Ьдв. = 1420 мм
РД869 (15Д177)
Четырехкамерный двухрежимный однократного включения предназначен для создания двух режимов тяги и управления полетом ступени разведения ракеты 15А18М (P-36M2/SS-18) по всем каналам стабилизации качанием каждой камеры двигателя в одной плоскости на угол ±55°.
Разработан на базе двигателя 15Д177 (РД-864) ракеты 15А18 (Р-36М). Двигатель с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Одна из конструктивных особенностей двигателя - при транспортировке и полете ракеты камеры двигателя расположены внутри отсека ступени разведения. После отделения ступени разведения от ракеты специальные механизмы выводят камеры двигателя за наружный контур отсека. Положение камер закрепляют фиксаторы.
Двигатель разработан в 1983-85 гг.
Компоненты топлива - тетраоксид азота (окислитель) и НДМГ (горючее)
Рп ОР = 2087 кгс (20,47 кН)
Рп ДР = 875 кгс (8,58 кН)
1п ОР = 313 с
1п ДР = 302,3 с
Рк ОР = 4,1 МПа
Рк ДР = 1,7 МПа Ра
ОР = 2,26 кПа
Ра ДР = 0,88 кПа
Km ОР и ДР = 1,8 t = 700 c
Пперекл. = 50
Мдв. = 196 кг
Эдв. = 4020 мм
Ьдв. = 1420 мм
