RD-170 – ウィキペディア

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ゼニスロケットのRD-171エンジンのモデル

RD-170 （から ロシア ジェットエンジン 、「Reactivny Dwigatel」）（Gray Index 11d521）は、液体ロケット用のロケットエンジンです。それはレニングレーダーにありました ガス動的研究所 開発された（今日のNPOエネルギー症）。エネルギーロケットの4つのブースターは、それぞれRD-170で駆動され、そこから派生したRD-171は最初のロケットレベルのゼニスロケットの主要なエンジンです。 [初め] RD-170は、依然として最も強力な流体ロケットエンジンです。

手前でAtlas VのRD-180エンジン

燃焼テスト中のAtlas VのRD-180エンジン

前景では、アンタレスロケットのRD-181エンジン
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RD-170は、灯油と液体酸素（LOX）で操作され、4つの主要な燃焼チャンバーで構成され、タービンが約190 MWの出力とポンプを共有しました。タービンの駆動に必要なエネルギーは、2つのガス発生器または前燃焼チャンバーでの酸素が豊富な事前燃焼によって提供されました。これを行うために、酸化因子の全量と燃料のごく一部が供給され、低温で燃焼してタービンを駆動しました。その後、開室からの排気ガスがメインの燃料チャンバーに到達しました。そこでは、燃料の主要部分が供給されて燃えました。この実行を通じて、シンプルな前burning（ 英語 酸化剤が豊富な段階的燃焼サイクル ）、25 MPaの高い燃焼室圧があったとしても、エンジンはポンプの駆動のために燃料を失うことはありませんでした。同時に、前燃焼で極低温酸素を予熱すると、燃焼の効率が改善され、燃焼の不安定性が低下し、それ以外の場合は振動につながる可能性があります。それにもかかわらず、エンジンは最初はテストの問題に対処する必要がありました。これは、酸素が豊富な大気を25 MPAプリントと400°Cの入力温度でメインフォーカルチャンバーにマスターするのが難しいためです。スペースシャトルの3つのSSMEエンジンは、燃料が豊富な事前燃焼で22 MPaで動作し、RD-253は15 MPaでのみ動作します。エンジンのもう1つの特異性は、加速度、したがってロケット構造の負荷を減らすために、推力を減らすことができることでした（ソースに応じて40％または56％の公称値の56％に異なります）。

ソユーズロケットとは対照的に、エネルギーのために軸の周りにノズルを回転させることができるため、エンジンは追加のコントロールエンジンに分配される可能性があります。派生 RD-171 （11d520）ゼニスの場合、この目的のためにノズルの2つの軸制御（最大6.3°、8°を超えるテストで）があります。

RD-170エンジンを搭載したEnergijaの4つのブーサーには、パラシュートが再利用され、装備されていました。エンジンは最大10回のスタートを耐える必要があり、テストは20のスタートにも対処することを示しています。

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一部のソースは、Zenit-3SLのエンジンを推定しています RD-173 [2] [3] 推力が7,695 kN/8,338 kNに増加し、これのメーカーは RD-171M 専用。 [4]

いつ RD-180 （2つの燃焼チャンバー、25.7 MPa燃焼室の圧力と4.159 kNスラストのみ）RD-170エンジンは、US-IIIおよびAtlas Vで使用されます。 RD-191 （アンガラロケットの上の燃焼室、25.7 MPA燃焼室圧、3,230 kgの質量、2,079 kNスラストのみ）。

いつ RD-181 Antares Rocket用に変更されたRD-191のバージョンと呼ばれます。 [5] 2014年12月、60のドライブの配達契約が署名されました。 [6]

指定の下 RD-193 Soyuz 2.1のバリアントは、NK-33エンジンの代替として開発されました。開発は2011年8月に発表され、最初のテストは2012年半ばに行われ、2013年にテストシリーズが完了したことが発表されました。エンジンは、RD-191よりも760 mm短く、300 kg軽くする必要があります。 [7]

RD-170/RD-171 RD-180 RD-191 RD-193 [8]
混合比lox/kerosene 2.63 2.72 ≈2.6
燃料チャンバー 4 2 初め 初め
総高さ 3,78 m 3,00 m 4,05 m 3,02 m
直径 4,02 m 3,56 m 2,00 m 2,10 m
乾物 9,500 kg（RD-171の場合は9,750） 5.393 kg 3.230 kg 2.900 kg
質量/スラスト比（床/真空） 1,26/1,20 kg/kn
燃焼室の直径 380 mm ？んん ？んん
燃焼室の圧力 24,5 MPa 25,7 MPa 25,7 MPa
ノズルの直径 235,5 mm ？んん ？んん
ノズルの直径 ≈1430mm ？んん ？んん
ノズル圧力 0,072 MPa ？ MPA ？ MPA
拡張関係 36.87 36.87 37
ベーススラスト/真空推力 7.550/7.900 kn 3.828/4.152 kN 1.985/2.079 kn ？/2.085 kN
特定の衝動（床/真空） 3030/3315 ns/kg 3306 ns/kg
  1. ↑ Bernd Leitenberger： ゼニスキャリアロケット。 2008年7月9日にアクセス 。
  2. ↑ RD -170-仕様。 Andrews Space＆Technology、アーカイブ オリジナル 午前 2008年7月25日 ; 2008年7月9日にアクセス （英語）。
  3. ↑ RD-173 2008年7月9日にアクセスされた百科事典宇宙飛行士。
  4. ↑ DD-170/171。 NPOエネルギー、 2008年7月9日にアクセス （ロシア）。
  5. ↑ Russianspaceweb.com： アンガラのエンジンは米国で仕事を得ています 、2015年8月1日にアクセス
  6. ↑ deagel.com： RD-181 、2015年8月1日にアクセス
  7. ↑ Russianspaceweb.com： RD-193エンジン 、2015年8月1日にアクセス
  8. ↑ SpaceFlight101： Soyuz 2-1V -SpaceFlight101 、2015年8月1日にアクセス

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