РД 809К український рідинний ракетний двигун замкнутої схеми із допалюванням окисного генераторного газу оснащений одніє

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.

Конфігурація
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 РД-861К
Статус	розробляється
Рідинний двигун
Паливо	Рідкий кисень / гас
Цикл	замкнутий, з допалюванням генераторного газу
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

Загальний опис

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.

Технічні дані
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
Кут хитання, град.	±5
Сумарний час роботи у польоті, с	600

Див. також

Посилання

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»

ДП «КБ «Південне» ім. М.К. Янгеля»

Примітки

Маса двигуна залежить від кількості запусків у польоті ¹

[1] Маса двигуна залежить від кількості запусків у польоті ¹