Редкие птицы

«Воронеж»

2026-04-14T16:14:22.510Z

#россия

#ракеты_носители

#частный_космос

Ракета-носитель «Воронеж» (названа в честь реки Воронеж) первый в истории РФ частный космический проект, получивший одобрение «Роскосмоса». Разрабатывается компанией ООО «3Д Исследования и разработки» (Воронеж) при поддержке фондов «Восход» и «Сколково».

Разработка ракеты началась в середине 2023 года по техзаданию, согласованному с «Роскосмосом». В 2025 году был завершен эскизный проект и началась разработка конструкторской документации. В начале 2026 году ЦНИИмаш одобрил эскизный проект ракеты-носителя, изготовлен макет 2й ступени. Далее предстоит этап опытно-конструкторских работ и испытания ракеты. На конец 2027 г. запланированы огневые испытания двигателя. В декабре 2029 г. планируется первый запуск с космодрома «Восточный», к 2030 году планируется до 20 пусков в год, для чего планируется построить стартовую площадку.

Техническое описание:

«Воронеж» двухступенчатая ракета-носитель сверхлёгкого класса, предназначена оперативного для вывода малых спутников (массой до 250–400 кг) на орбиту 500 км.

В перспективе возможно создание трехступенчатой ракеты-носителя.

На первой ступень оснащена 12 ЖРД НК-3, 8 периферийных двигателей с управлением вектором тяги, 4 центральных двигателя неподвижны.

Вторая ступень РН «Воронеж»

На второй ступени установлен один качающийся ЖРД НК-3 с управлением вектором тяги двух плоскостях. Управление осуществляется газореактивной системой на холодном гелии, включающей в себя в себя 12 реактивных сопел собранных в 4 группы, по четыре сопла в каждой.

Jгневые стендовые испытания :ЖРД РД-107А

Двигатель НК-3:

ЖРД НК-3

ЖРД НК-3 разрабатывает самарское предприятие «ОДК-Кузнецов» (входит в госкорпорацию Ростех). НК-3 первый российский двигатель для сверхлегких ракет. Двигатель будет создан в нескольких модификациях, в том числе с системой управления вектором тяги.

Камера сгорания проектируется на базе рулевой камеры ЖРД РД-107А, остальное проектировалось «с нуля». В 2025 году выполнен эскизный проект, ведется разработка конструкторской документации, на конец 2027 г. запланированы огневые испытания двигателя.

Основные характеристики ЖРД НК-3:

Тяга (т) — 4,5 ;
Топливо — кислород + керосин.

Основные характеристики РН «Воронеж»:

Длина (м) ~20;
Диаметр (м) 2;
Стартовая масса (т) ~35;
Обеспечивает вывод малых спутников массой до 250–400 кг, на орбиту 500 км.

Источники:

LAR-160

2026-04-10T16:56:12.330Z

#израиль

#рсзо

LAR‑160 — реактивная система залпового огня (РСЗО) израильского производства. Разработана компанией Israel Military Industries LTD (TAAS) в конце 1978 года, принята на вооружение израильской армии в 1983 году.

РСЗО LAR-160 включает:

пусковые установки различного типа (батарея состоит из четырех пусковых установок);
160-мм неуправляемые реактивные снаряды;
машину управления огнем (одна машина на батарею );
автомобильный кран для перезаряжания пусковых установок.

Артиллерийская часть пусковой установки LAR-160 модульная, допускающая ее монтаж на различные шасси. На поворачивающейся в горизонтальной плоскости платформе, установлена рама, на которой размещены пакеты направляющих. Электрогидравлический подъемный механизм обеспечивает перемещение рамы в вертикальной плоскости в диапазоне от 0° до +45°, электрогидравлический горизонтальный поворотный механизм обеспечивает поворот платформы на угол ±85°.

Стеклопластиковые пакеты направляющих снаряжаются реактивными снарядами и герметизируются на заводе-изготовителе, в складских условиях они могут храниться до 15 лет. После запуска снарядов, пакеты снимаются краном и заменяются новыми пакетами.

Число направляющих в пакетах может составлять 18, 26, 36 или 50 направляющих.

Варианты размещения:

Базовая версия на шасси гусеничного транспортёра М‑548 два пакета по 36 направляющих,стандарт для израильской армии;
ПУ на шасси лёгкого танка АМХ‑13, Венесуэла;
ПУ на шасси М47;
ПУ TAM VCLCдва пакета по 18 направляющих,на шасси среднего аргентинского танка TAM;
ПУ на колёсном шасси Mercedes пусковая установка с ракетами «Tralcan», Чили;
ПУ LAROM на шасси грузовика DAC-25.360 (колесная формула 6x6) использует как 160-мм ракеты LAR, так и стандартные 122-мм ракеты «Град», Румыния;
Специализированный пакет GRADLAR модернизации APR-40 (румынской версии БМ-21 «Град»), позволяет использовать существующие пусковые установки с новыми ракетами, использующими технологии и компоненты LAR-160 (включая управляемую версию ACCULAR-122);
ПУ NAVLAR предназначена для размещение на малых кораблях;
Легкие буксируемые ПУ на прицепах;
Вертолетная ПУ;
Использование артиллерийской часть LAR-160 для запуска двух неуправляемых 350-мм реактивных снарядов (дальность 80 км) размещаемых в транспортно-пусковые контейнерах имеющих такие же размеры, что и стандартные.

Система управления огнем (СУО) FERA, включает ЭВМ и радиолокатор для слежения траектории полета пристрелочных реактивных снарядов, снабженных радиолокационными отражателями. Радиолокатор устанавливается позади стреляющей ПУ и несколько выше ее в створе с целью. ЭВМ сравнивает среднее значение параметров траекторий четырех последовательно выпущенных реактивных снарядов с расчетными и определяет поправки, учитываемые при стрельбе. СУО FERA повышает эффективность стрельбы РСЗО примерно на 60%.

НУРС входящие в боекомплект LAR-160,имеют одинаковую компоновку, стабилизируются в полете раскрывающимися четырехлопастными стабилизаторами.

Осколочно-фугасными боевая часть (БЧ) с контролируемым дроблением, имеет массу 46 кг (для всех модификаций), оснащаются контактным или неконтактным взрывателем.

М 77

Кассетная БЧ снаряжается 104 американскими кумулятивно-осколочными боевыми элементами М77 (CL-3022-S4), каждый боевой элемент имеет радиус поражения до 3-4 м и способен пробивать броню до 40 мм. Кассетная боевая часть имеет систему подрыва, разрушающая обечайки БЧ и разведение боевых элементов в требуемый момент времени, площадь поражения кассетной БЧ составляет до 3140 кв.м.

Разрабатываются разделяющиесяБЧ и средства дистанционного минирования.

Технические характеристики:

Длина - 3,314 - 3,4 м, калибр - 160 мм, размах хвостового оперения - 350 мм, скорость вращения на старте - 12 об/с, увеличивается до 20 об/с при выгорании топлива), максимальная скорость полёта - 1 022 м/с, минимальная дальность стрельбы - 7–8 км.

Mk.I Масса -100 кг, дальность - 30 км, БЧ осколочно-фугасная;

Mk.II Масса ~110 кг, дальность - 35 км, БЧ осколочно-фугасная или кассетная;

Mk.IV

Mk.IV Масса ~110 кг, дальность - 45 км, БЧ осколочно-фугасная или кассетная;

Mk.V (ACCULAR ) Масса ~110 кг, дальность - 40 км, БЧ моноблочная. Реактивный снаряд с коррекцией траектории, использующий GPS (INS/GPS), что обеспечивает отклонение 10-15 метров на максимальной дальности.

«Штурман» Корректирующий снаряд, запускающийся основным залпом; траектория отслеживается радаром СУО FERA, снаряд самоуничтожается, не давая противнику обнаружить подготовку к залпу, данные о его полёте используются для корректировки стрельбы. БЧ снабжена радиолокационными отражателями.

Боевое примение:

Система активно применялась в боевых действиях. В частности: Грузия использовала LAR-160 во время войны с Россией и Южной Осетией в 2008 году, Азербайджан применял эти системы с кассетными боевыми частями в Нагорном Карабахе в 2016 и 2020 годах.

Операторы:

Аргентина – 1 (версия TAM VCLC);
Азербайджан – 30;
Чили – 10;
Грузия – 12, поставлены из Израиля в 2007 году;
Израиль – (версия ACCULAR-122 на шасси MLRS);
Казахстан;
Румыния – (версия LAROM);
Венесуэла – 20 (на шасси AMX-13).

Источники:

MAR-240

2026-04-06T17:04:22.499Z

#израиль

#рсзо

MAR-240 (Medium Artillery Rocket caliber 240)— израильская самоходная реактивная система залпового огня на шасси американского танка М4А3 «Шерман» («Sherman»).

После Шестидневной войны в расположение Израиля оказалось большое количество египетских БМ-24, поставленных СССР. Первоначально установки были приняты на вооружение без каких либо изменений, но позже было принято решение о их модернизации, в качестве базы использовался танк «Шерман». Разработка системы получившей название MAR-240, началась в 1970-х годах, производилась в небольшом количестве, применялась для обстрела Голанских высот во время Войны Судного дня, а также во время войны в Ливане. К середине 1980-х MAR-240 была снята с вооружения.

Описание: На шасси танка M4 Sherman монтировалась решётчатая конструкция из 36 направляющих, с гидравлическим приводом наведения и оптическим прицелом.

Стрельба осуществлялась как трофейными снарядами советской реактивной системы БМ-24, так и их аналогами производившихся израильской промышленностью. Калибр -240 мм, дальность стрельбы - 10–11 км, вес снаряженной системы - 29 т, максимальная скорость - 45 км/ч, запас хода по шоссе - 260 км.

Источники:

MAR-290

2026-04-06T13:52:16.681Z

#израиль

#рсзо

MAR-290 «Эпископи»

MAR-290 «Эшель а Ярден»

MAR-290 (Medium Artillery Rocket caliber 290)— реактивная система залпового огня, разработана фирмой «Israel Military Industries» (Израиль). В 1968 году было начато производство, а в 1973 РСЗО принята на вооружение израильской армией. Еебоевым дебютом стала Первая ливанская война (1982 год). Система использовалась для нанесения ударов по сирийским зенитно-ракетным комплексам (ЗРК) в долине Бекаа и, по оценкам израильской стороны, сыграла значительную роль в их уничтожении

Варианты РСЗО:

MAR-290 «Эпископи» (1973 г.) первый вариант использовал шасси американского танка M4 «Шерман» («Sherman», модификация М-51 «Супершерман»), пусковая установка решетчатой конструкции. Расчёт ПУ - 5 человек, в состав батареи входят 4-6 ПУ. Для обеспечения работы ПУ использовался кран «Эяль» на базе 2.5-тонного грузовика «Рио», для подвозки ракет, специально модернизированные 5-тонные грузовики «Рио» (грузоподъёмность 6 ракет). На перезарядку одной ПУ уходило 45 минут.

MAR-290 «Эшель ха-Ярден» («Eshel ha-Yarden") в 1980-х годах систему перенесли на шасси британского танка «Центурион» («Centurion»). Двигатель 12-цилиндровый карбюраторный Ролс-Ройс «Метеор» мощностью 640 л.с., максимальная скорость на шоссе 34,6 км/ч, запас хода 190 км, машина могла преодолевать стены высотой 0,91 м и рвы шириной 3,35 м, масса- 50,8 тонны.

Артиллерийская часть: поворотная платформа с пакетом изчетырех трубчатых направляющих, может вращаться на 360 ° горизонтали, угол возвышения составляет от 0° до 60° Наведение осуществлялось гидравлическим приводом. Диаметр трубчатой направляющей 700 мм, длина 6000 мм, залп – 10 сек.

Для самообороны установка оснащалась 7,62-мм пулеметом Browning, смонтированным перед люком механика-водителя.

Перезарядка MAR-290 «Эшель ха - Ярден»

Загрузка ракет на пусковую установку происходит при помощи специального устройства, с машины транспортировки, устройство монтируют на пусковую и подключают к гидравлической системе. С помощью бортового крана ракеты укладываются на раму устройства заряжания, с которой ракеты загружаются на направляющие. Операцию перезаряжания может осуществить один человек примерно за 10 минут.

Расчет установки — 4 человека (командир, механик-водитель и два оператора).

MAR-290 «Дор Шени» вариант на базе танка «Центурион» с направляющими трубчатого типа и встроенной гидравлической системой перезаряжания.

Используемые НУРС:

«Хавив» («Haviv») — НУРС с кассетной боевой частью, длина - 5.4 м, калибр - 0,29 м, размах оперения – 0.57 м, масса - 600 кг, дальность действия – 22 - 25 км. Боевая честь: масса - 320 кг, зона поражения – 500 на 500 метров, поражающие элементы - шарики. Эффективность БЧ эквивалентна 13 кассетным снарядам калибра 155 мм.

«Ирви» («Ivry») — НУРС с осколочно-фугасной боевой частью. Дальность действия 40 километров. Поступила на вооружение ориентировочно в 1973 году;

«Ирви-1» («Ivry-1») или Mk4 — НУРС с кассетной боевой частью, длина - 4.3 м, калибр - 0,29 м, масса - 363 кг, дальность действия – 42 км. Боевая часть: масса БЧ - 113 кг, масса ВВ -38 кг, поражающие элементы - 42 тыс. шариков диаметром четверть дюйма, запрессованных в эпоксидную смолу, контактный взрыватель DM-31, зона поражения не менее 80 м.

НУРС «Ирви» использовались РСЗО «Эпископи».

Источники:

Боевые части ракет Khorramshahr-4

2026-03-16T17:28:30.743Z

#иран

#бр

#бчкассеты

Варианты оснащения.

Пилот израильского самолета запечатлел момент полета к целям 80 боевых блоков.

Кассетная боевая часть, массой 1500 - 1800 кг, содержит до 80 суббоеприпасов, в зависимости от комплектации. .

Ресурс-О1 (Ресурс-О1К)

2026-02-24T17:51:25.628Z

#россия_ссср

#цскб_прогресс

#дзз

После распада СССР и прекращения производства аппаратов «Ресурс-О» в Днепропетровске, «ЦСКБ-Прогресс» выступил с предложениями по созданию полностью российского преемника, на более совершенной платформе.

Новый КА «Ресурс-О» («Ресурс-ОК») должен был иметь целевую аппаратуру превосходящую по характеристикам аппаратуру своего предшественника (МСУ-СК, РВ-2) болле высокое разрешение, более широкий спектр, высокую точность ориентации и стабилизации, срок активного существования 3-5 лет.

Проект реализован не был.

Комплексная двигательная установка

2026-02-21T19:02:22.058Z

#россия_ссср

#двигательная_установка

#исаев

#жрд

КА «Янтарь-2К» с комплексной двигательной установкой

Комплексная двигательная установка выполняла следующие функции:

Ориентацию и стабилизацию КА на орбите;
Коррекцию орбиты;
Торможения при спуске СА на Землю.

1 — шар-баллоны гелия, 2 — рама, 3 — баки топливные, 4 — блоки МЖРД, 5 — корректиррэще-тормозной двигатель, 6 — гидроаккумулятор, 7 — шар-баллон азота, 8 - электропривод

В состав комплексной двигательной установки входят:

Корректирующие-тормозной двигатель (КТД) 11Д430 создает импульсы тяги для изменения скорости движения КА направлении оси аппарата. Путем поворота камеры в кардановом подвесе создаются поперечные силы, используемые для управления угловым движением КА в двух плоскостях. Имеет тягу в диапазоне от 2.7 до 3 3 кН (средняя 2.943 кН) при удельном импульсе тяги 3015 Н*с/кг, давление в камере сгорания составляло 0.9 Мпа За время 30-суточного полета могло проводиться до 50 включений двигателя. КТД состоит из камеры сгорания, установленной в кардановом подвесе и пускоотсечных клапанов, обеспечивающих многоразовый пуск и останов корректирующего тормозного двигателя, закрываемый поворотной крышкой;

УРД-И 11Д428

РД-М 11Д446

Малых жидкостных ракетных двигателей (МЖРД) создают импульсы тяги для небольших изменений скорости КА по трем осям и для управления угловым движением аппарата. МЖРД трех на именований, объединенных в два коллектора. Управляющие ракетные двигатели (УРД) были объединены в четыре блока УРД первого коллектора (УРД-1) 11Д431 ставились по два в каждый из блоков. Тяга МЖРД составляла 5 88 Н, число включений 150000. суммарное время работы 10000 сек. Во второй коллектор входило два типа МЖРД. В каждом из четырех блоков МЖРД стояло по одному УРД-М 11Д446. Он имел тягу 52 Н, число включений 40000 и суммарное время работы 4000 сек. Также по одному в каждом из блоков стояли УРД-И 11Д428 с тягой 110 Н, числом включений 40000 и суммарным временем работы 2000 сек;
Пуск (останов) КТД, МЖРД производится подачей (снятием) системы управления КА напряжения на соответствующие электроклапаны;
Четыре топливных бака (два бака окислителя и два бака горючего), с устройством, обеспечивающим подачу компонентов топлива к двигателям. Баки сферической формы выполнены из алюминиевого сплава. Баки имеют пластически деформируемые перегородки («диафрагмы»), отделяющие запасы компонентов топлива от вытесняющего газа. На линиях расхода компонентов между баками установлены дроссельные шайбы, обеспечивающие равенство расходов, потребляемых из обоих баков.
Редуктор поддерживает постоянным давление вытесняющего и управляющего газов.
Система наддува, состоящая из трех шар-баллонов высокого давления и арматуры подачи газа наддува (гелия) для вытеснения топлива и управления;
Сигнализаторы давления наддува баков, подачи управляющею газа в пневмоклапаны, датчики системы телеметрического контроля;
Приводы для качания камеры КТД в кардановом подвесе в двух взаимно перпендикулярных плоскостях;
Средства обеспечения теплового режима КДУ;
Кабельная сеть;
Рама для размещения систем и агрегатов комплексной двигательной установки с узлами крепления к КА.

Компоненты топлива КДУ горючее — несимметричный диметилгидразин, окислитель— азотный тетроксид. Масса заправляемого в баки КДУ окислителя составляла от 195 до 585 кг. горючего — от 105 до 315 кг. Система подачи топлива к двигателям была вытеснительная. Рабочим телом для наддува и управления пневмоавтоматикой двигателя являлся газообразный гелий (масса бортового запаса 3 65 кг при давлении в шар-баллонах от 3.5 до 5 МПа)

Для управления гидроаккумуляторами использовался газообразный азот (0 34 кг при давлении от 1 05 до 1.35 МПа) Масса всей КДУ в незаправленном состоянии составляла 375 кг Суммарный импульс, вырабатываемый всеми двигателями уста новки составлял 2060 Н* с.

Источники:

Козлов Д.И. (ред) Конструирование автоматических космических аппаратов;
Развитие отечественной науки и техники. Том 5. История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок;
Новости космонавтики 1997-17.

Пороховая тормозная двигательная установка 11Д82

2026-02-17T17:28:22.842Z

#россия_ссср

#двигательная_установка

#нихти

#рдтт

Пороховая тормозная двигательная установка 11Д82

В 1959 г. НИИ-125 (ныне ФГУП «Союз») началась отработка многофункциональной пороховой тормозной двигательной установки (ПТДУ), включавшей один основной и четыре управляющих РДТТ с узлами отсечки тяги. Отработка ПТДУ была успешно завершена и впервые использована для спуска с орбиты спутника «Космос-69» в 1965 г.

Компоновочная схема твердотопливной двигательной установки:
1 — основной двигатель, 2 — твердотопливный заряд основного двигателя, 3 — управляющий двигатель, 4 — твердотопливный заряд управляющего двигателя, 5 — пусковая камера, 6 — рулевой привод управляющего двигателя.

ПТДУ состоит из пяти пороховых ракетных двигателей: основной двигатель на смесевом топливе и четыре поворотных управляющих двигателя на баллиститном, с корпусами из композитного материала.

Включение всех пяти двигателей производится одновременно подачей одного электрического импульса на пиропатроны воспламенителей. Воспламенители зажигают твердотопливные заряды.

Управление объектом по курсу, тангажу и крену достигается поворотом управляющих двигателей.

Для точной дозировки полного импульса тяги и обеспечения управляемости объекта на протяжении всего времени работы ПТДУ управляющие двигатели рассчитаны на более длительное время работы, чем основной двигатель, в результате чего после выгорания твердотопливного заряда основного двигателя ПТДУ переходит на режим тяги, составляющей приблизительно 4 % первоначальной.

Выключение управляющих двигателей производится при выработке заданного значения суммарного импульса тяги путем подачи команды на узлы отсечки, при срабатывании которых происходит отрыв сопловых крышек управляющих двигателей, что вызывает резкое падение давления в камерах сгорания и гашение пороховых зарядов.

Отсечка тяги управляющих двигателей на пониженном режиме тяги ТПТДУ обеспечивает минимальный разброс импульса последействия.

Технические характеристики:

Источники:

Козлов Д. И. (ред) Конструирование автоматических космических аппаратов;
Новости космонавтики 2007-05;
Новости космонавтики 2013-01.

Корректирующая двигательная установка

2026-02-17T16:22:16.099Z

#россия_ссср

#двигательная_установка

#исаев

#жрд

КА «Зенит» с КТДУ

Корректирующая двигательная установка, обеспечивает маневрирование КА на орбите с необходимым суммарным импульсом тяги, способна выдавать как длительные импульсы для коррекции орбиты, так и короткие «пакеты» импульсов для точной ориентации.

В состав КДУ входят:

Корректирующий двигатель С5.120;
Бак для размещения компонентов топлива;
Шар-баллоны для азота высокого давления;
Агрегаты автоматики управления КДУ (электроклапаны, пневмоклапаны, блок редукторов);
Арматура, трубопроводы, кабельная сеть;
Датчики и сигнализаторы системы управления и контроля;
Рама, объединяющая все системы и агрегаты КДУ в единую сборочную единицу.

Корректирующая двигательная установка. 1 — шар-баллоны, 2 — рама двигательной установки, 3 — бак, 4 — рама корректирующего двигателя, 5 — корректирующий двигатель.

С5.120 однокамерный, двухкомпонентных жидкостных ракетный двигатель малой тяги, с вытеснительной подачей топлива, многократного включения, предназначен для работы в вакууме. Горючее самовоспламеняющееся, несимметричный диметилгидразин (НДМГ, гептил), окислитель амил (АК-27И, азотный тетраоксид).

Двигательная установка состоит из блока агрегатов и систем, сгруппированных в единую конструкцию на силовом элементе — раме. Бак представляет собой двухполостную емкость, изготовленную из стальных сферических обечаек, разделенных перегородкой. В полостях бака размещаются эластичные разделители, в которые подается газ наддува для вытеснения компонентов топлива.
Технические характеристики:

Масса заправляемого топлива (кг)

окислителя — 179,2;

горючего — 89,6;

Тяга двигателя (Н) — 2943;
Удельный импульс тяги (Н с/кг) — 2843;
Давление в камере сгорания (МПа) ~0.8–1
Масса заряжаемого азота (кг) — 9,7;
Масса конструкции (кг) — 140;
Масса снаряженной ДУ (кг) — 426;
Число включений корректирующего двигателя — 20;
Импульс, вырабатываемый за одно включение (Н с)

минимальный — 1375;

максимальный (суммарный) — 716000;

Соотношение расходов компонентов топлива — 2,09;
Непроизводительные выбросы компонентов топлива при включении (кг)

окислитель — 0,182;

горючее — 0,108;

Источники:

1. Козлов Д.И. (ред) Конструирование автоматических космических аппаратов.

ТДУ-1 (индекс ГРАУ 8Д66)

2026-02-17T12:10:36.478Z

#россия_ссср

#двигательная_установка

#исаев

#жрд

ТДУ-1

Тормозная двигательная установка ТДУ-1 разработана ОКБ А. М. Исаева, в 1959 г. как управляющий двигатель КА «Восток», «Восход», «Зенит» предназначался для создания тормозного импульса при спуске с околоземной орбиты.

Используемый ЖРД С5.4 - однокамерный двигатель с турбонасосной подачей самовоспламеняющегося высококипящего топлива, азотнокислотного окислителя (АК-20Ф) и горючего несимметричного диметилгидразина (ТГ-02).

Камера ЖРД устанавливается неподвижно вдоль оси торовых топливных баков, в цилиндрическом стакане, приваренном к нижнему шпангоуту приборного отсека. Отработанный газ турбины ТНА истекает через восемь неподвижных рулевых сопл. Блок сопл стабилизации состоит из двух сопл тангажа, двух сопл рысканья и четырех сопл вращения. Для наддува баков и управления агрегатами автоматики ТДУ используется сжатый азот, хранящийся в двух сферических баллонах. Подача компонентов топлива в двигатель при его запуске на орбите в условиях невесомости обеспечивается расположенными в баках эластичными разделителями, работающими только при запуске ЖРД (в дальнейшем газ наддува воздействует на топливо непосредственно, минуя разделители). Нормальное воспламенение топлива достигается созданием в камере сгорания (КС) избыточного давления. С этой целью КС изолирована от окружающей среды тонкой металлической заглушкой (с предохранительным клапаном), впаянной в сопло, и при запуске наддувается азотом. С началом работы ТДУ заглушка выбрасывается продуктами сгорания топлива.

Для включения стабилизации углового положения на участке работы и для выключения ТДУ служит система управления. С помощью этой системы вектор тяги выдерживается относительно начального направления продольной оси КА с точностью ±2°. Исполнительные органы СУ ТДУ - реактивные сопла, рабочим телом для которых являются отработанный газ, выходящий из ТНА.

Технические характеристики:

Тяга в пустоте (кН) — 15,63;
Удельный импульс в пустоте (м/с) — 2610;
Давление в камере сгорания р (МПа) — 5,59;
Масса топлива (кг) — 280;
Соотношение компонентов — 3,07;
Время работы (максимальное) (c) — 46;
Масса двигательной установки (сухая) (кг) — 98;
Диаметр двигательной установки (мм) — 900;
Длина двигательной установки (мм) — 1100;
Длина сопла (мм) — 420;
Диаметр критического сечения сопла (мм) — 54;
Диаметр выходного сечения сопла (мм) — 269.

Источники:

Козлов Д. И. (ред) Конструирование автоматических космических аппаратов;
Двигатели 1944-2000 авиационные, ракетные, морские, промышленные;
Матвеев Н. К. Семенов А. А. Космические Аппараты Серии «Зенит» (2018);
«Двигатель» №1 (73) 2011 г. Двигатели КБХА на службе космонавтики.