КТДУ -5А ? корректирующе-тормозная двигательная установка с ЖРД, разработанная в КБ химического машиностроения (ОКБ А.М. Исаева) в 1960 ? 62 годах. Эксплуатировалась в 1963 ? 68 годах. При помощи КТДУ-5А осуществлялась коррекция траектории полета КА ?Луна-4 - -14?љот Земли к Луне, торможение в окололунном пространстве для обеспечения мягкой посадки спускаемых аппаратов, а также для вывода на орбиту искусственных спутников Луны. КТДУ-5А содержит однокамерный ЖРД с насосной подачей самовоспламеняющегося топлива (азотнокислотный окислитель и горючее на основе аминов). Сферический бак окислителя является силовым элементом ДУ; к нему крепится торовый бак горючего.
ЖРД (тяга 45,5 кН, удельный импульс 272,5 с, давление в камере сгорания 6,28 МПа, суммарное время работы 43 с) снабжен неподвижными рулевыми соплами, работающими на генераторном газе, сферическими баллонами с газообразным гелием, использующимся для наддува баков и управления агрегатами автоматики ДУ. В полете ДУ включается дважды: для коррекции траектории КА и для торможения его вблизи Луны с целью осуществления мягкой посадки или вывода на орбиту ИСЛ. Начальное поступление топлива в ЖРД без газовых включений обеспечивается установленными в баках металлическими сетчатыми разделителями, действие которых основано на эффекте поверхностного натяжения жидкости в мелких ячейках. При запуске ЖРД камера сгорания надувается гелием с целью создать в ней давления, необходимого для нормального воспламенения топлива. ЖРД при посадке КА на Луну работает вначале в номинальном режиме, а затем на малой тяге (245 Н), обеспечиваемой рулевыми соплами при выключенной камере.
Rocket engines
КДУ-414 ? советская корректирующая двигательная установка с ЖРД, созданная в ОКБ А.М. Исаева в первой половине 60-х. Предназначена для коррекции орбиты ИСЗ ?Молния-1?. Имеет однокамерный двигатель с вытеснительной подачей самовоспламеняющегося топлива (азотнокислотный окислитель и диметилгидразин несимметричный). Компоненты размещены в половинах сферического бака, расположенного внутри конического корпуса. Бак надувается азотом, смешение которого с компонентами топлива предотвращается эластичными разделителями. Азот используется для управления автоматикой. ЖРД установлен на карданном подвесе, расположенном у форсуночной головки камеры. ЖРД: тяга 1,96 кН, удельный импульс 2261 м/с, давление в камере сгорания 1,18 МПа, суммарное время работы 40 с. Аналогичные ДУ использовались на межпланетных КА ?Венера-1?, ?Марс-1?, ?Зонд-2, -3?љи некоторых КА серии ?Космос?.
Блок выполнен по тандемной схеме с верхним расположением бака горючего. Между собой баки соединены ферменным отсеком, компенсирующим температурные деформации их конструкций. Топливные баки изготавливаются из высокопрочных алюминиевых сплавов. Для поддержания тепловых режимов криогенных компонентов топлива во время предстартовой подготовки и в процессе полета топливные баки и фермы покрыты снаружи слоем пенополиуретана и экранно-вакуумной теплоизоляцией.љМаршевый двигатель устанавливается неподвижно в конической нише, расположенной на нижнем днище бака окислителя. Для управления КВРБ на активных участках полета используются две рулевые камеры, установленные в кардановых подвесах, обеспечивающих отклонение камер в двух плоскостях. Подача в рулевые камеры основных компонентов топлива осуществляется от турбонасосного агрегата маршевого двигателя. Также на нижнем днище бака окислителя размещены два блока двигательной установки малой тяги для стабилизации и ориентации КВРБ на пассивных участках полета и осадки топлива перед запуском маршевого двигателя. В качестве компонентов топлива в двигательной установке малой тяги используются азотный тетроксид и диметилгидразин несимметричный. В составе двигательной установки имеется система регулирования соотношения расходуемых компонентов топлива, которая обеспечивает одновременное и полное расходование топлива из баков. Наддув бака окислителя и управление пневмоклапанами осуществляется гелием, хранящимся в шаробаллонах, расположенных в баке окислителя. Наддув бака горючего ? газообразным водородом, отбираемым от маршевого двигателя. Компоненты топлива: кислород+водород (сухая масса 3,4 т). Заправляемый запас топлива и газов до 19 т. Маршевый двигатель ? КВД-1М: тяга (в вакууме) 73,58 кН, удельный импульс (в вакууме) 461 с, количество включений во время полета ? до 5. Габаритные размеры КВРБ: длина 8,6 м, максимальный диаметр 4 м.