«Энергия» - «Буран»

     Двигатель создавался далеко за пределами освоенной области характеристик. Выход за пределы обусловлен тем, что в ракетной системе "Энергия", с учетом опыта работы по Н-1, было принято направление к уменьшению количества двигателей в связке, исходя из требований надежности. Одна из основных конструктивных особенностей этого двигателя - наличие четырех камер, качающихся в двух плоскостях, и двух газогенераторов, работающих на одну турбину. Четыре камеры сгорания позволили иметь параметры камеры по тяге, близкие к освоенному диапазону: 185 т тяги при достигнутых в других разработках 150 т. На основном валу с турбиной находится насос окислителя, соосно с которым на другом валу расположены две ступени насоса горючего. Валы насосов окислителя и горючего соединены рессорой. Турбонасосный агрегат располагается между камерами, и его ось параллельна оси камер. Эти конструктивные особенности позволили решить целый комплекс технических проблем, связанных с реализацией оптимальной компоновки двигателя в ограниченных габаритах хвостового отсека, получением приемлемых характеристик двигателя как исполнительного органа системы управления полетом, организацией автономной отработки основных агрегатов.

     Масса сухого двигателя 9755 кг. Компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин. Соотношение компонентов - 2,6. Двигатель допускает изменение соотношения компонентов от номинального, в процентах, от +7 до -7. Время работы 140-150 с. Двигатель допускает дросселирование тяги от номинальной до 50 %. Геометрическая степень расширения сопла 36,87:1. Габаритные размеры в миллиметрах: высота 4015, диаметр в плоскости среза сопел в транспортировочном положении 3565. Управление вектором тяги осуществляется качанием камер в двух плоскостях +7...-8 угловых градусов.

     Двигатель состоит из четырех камер сгорания, турбонасосного агрегата (ТНА), бустерного насосного агрегата горючего (БНАГ), бустерного насосного агрегата окислителя (БНАО), двух газогенераторов, блока управления автоматикой, блока баллонов, системы приводов автоматики (СПА), системы рулевых приводов (СРП), регулятора расхода горючего в газогенераторе, двух дросселей окислителя, дросселя горючего, пуско-отсечных клапанов окислителя и горючего, четырех ампул с пусковым горючим, пускового бачка, рамы двигателя, донного экрана, датчиков системы аварийной защиты, двух теплообменников для подогрева гелия на наддув бака окислителя. Двигатель выполнен по окислительной схеме с дожиганием генераторного газа после турбины. Камера представляет собой паяно-сварной неразъемный узел и состоит из смесительной головки, камеры сгорания и сопла. Сопло и камера сгорания охлаждаются полным расходом керосина, поступающим в смесительную головку камеры. Турбонасосный агрегат выполнен по одновальной схеме и состоит из осевой одноступенчатой реактивной турбины, двухступенчатого центробежного насоса окислителя. Бустерный насос горючего состоит из высоконапорного шнека и одноступенчатой гидравлической турбины, работающей на керосине, отбираемом после основного насоса. Бустерный насос окислителя состоит из высоконапорного шнека и двухступенчатой газовой турбины, работающей на генераторном газе, отбираемом после турбины. Газогенератор вырабатывает газ с избытком окислителя для привода турбины (ТНА). Он представляет собой паяно-сварную конструкцию, состоящую из смесительной головки и корпуса, соединенных разъемным фланцем. Пневмоклапаны приводятся в действие гелием от блока баллонов высокого давления с помощью электроклапанов. Двигатель обеспечивает подогрев гелия для наддува бака окислителя.

     Каждый товарный двигатель перед отправкой проходит контрольно-технологические огневые испытания на полетный ресурс. Один двигатель от партии из 12 экземпляров проходит огневые испытания на полный гарантированный ресурс по утяжеленной программе с последующей разборкой и дефектацией.

     Запуск двигателей в составе ракет-носителей осуществляется через предварительную ступень, при этом обеспечивается регулируемое по времени изменение уровня тяги. Перед выключением двигатели переводятся на режим конечной ступени, составляющий 50 % от номинального.