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RD-0216 RD-0216 RD-0216 (РД-0216) 原開発国 ソビエト連邦 初飛行 1965-04-19 設計者 OKB-154 開発企業 PO Motorostroitel 或いはペルミ 目的 ICBM 推進装置 搭載 UR-100 後継 RD-0235 現況 引退済 液体燃料エンジン 推進薬 N 2 O 4 / UDMH サイクル 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル 構成 燃焼室 1 性能 推力 219キロニュートン (49,000 lbf) 燃焼室圧力 17.4メガパスカル (2,520 psi) 比推力 313秒 (3.07 km/s) 使用 UR-100 コア ステージ RD-0235 (РД-0235) 原開発国 ソビエト連邦 初飛行 1973-04-09 設計者 OKB-154 開発企業 Krasny Oktyabr 工場 目的 ICBM の推進装置 搭載 UR-100N , ロコット と ストレラ 現況 生産終了 液体燃料エンジン 推進薬 N 2 O 4 / UDMH サイクル 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル 構成 燃焼室 1 性能 推力 240キロニュートン (54,000 lbf) 燃焼室圧力 17.5メガパスカル (2,540 psi) 比推力 320秒 (3.1 km/s) 使用 UR-100N 2段目 RD-0216 と RD-0217 は N 2 O 4 と UDMH を 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル で燃焼する 液体 ロケットエンジン である。 RD-0216とRD-0217の違いはタンクを加熱されたガスで加圧するための熱交換器の有無である。 3基のRD-0216と1基のRD-0217がUR-100 ICBM の1段目で使用された。 エンジンは1974年まで生産され、1991年まで運用された。1100基以上のエンジンが生産された。 UR-100N 計画のために1段目の推進はより強力な RD-0233 エンジンを装備した。2段目には RD-0235 ( GRAU Index 15D113 )と呼ばれるRD-0217の派生型が使用された。 それは真空中での運転に最適化されたノズル延長部を使用してそれにより 比推力 が10秒、推力が21キロニュートン (4,700 lbf)増えた。固定式のノズルと 推力偏向 のために RD-0236 バーニアエンジン を備えた。2015年時点で UR-100NU と ロコット と ストレラ 用のエンジンの製造は終了した。 ^ a b c d e ^ a b ^ a b c d e f g h i ^ ^ a b c d ^ a b c d e f g h i ^ ^ This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-0233 RD-0233 RD-0233 (РД-0233) 原開発国 ソビエト連邦 初飛行 1973-04-09 設計者 OKB-154 搭載 UR-100N , ロコット と ストレラ 現況 生産終了 液体燃料エンジン 推進薬 N 2 O 4 / UDMH サイクル 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル 構成 燃焼室 1 性能 推力 520キロニュートン (120,000 lbf) 燃焼室圧力 20.5メガパスカル (2,970 psi) I sp (vac.) 310 秒 (3.0 km/s) I sp (SL) 285 秒 (2.79 km/s) 燃焼時間 121秒間 使用 UR-100N コアステージ RD-0233 ( GRAU Index 15D95 )と RD-0234 ( GRAU Index 15D96 )は N 2 O 4 と UDMH を 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル で燃焼する 液体 ロケットエンジン である。 RD-0233と RD-0234の相違点はタンク加圧ガスのための熱交換器の有無のみである。 3基のRD-0233と1基のRD-0234が UR-100UTTKh ICBM の1段目で使用された。 エンジンの生産は終了したものの、2015年時点で ICBM と同様に ロコット と ストレラ は運用中である。 ^ a b c d e f g ^ a b c d e f g h ^ ^ ^ a b This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-0236 RD-0236 RD-0236 (РД-0236) 原開発国 ソビエト連邦 初飛行 1973年4月9日 設計者 OKB-154 目的 バーニア エンジン 搭載 UR-100N , ロコット と ストレラ 現況 生産終了 液体燃料エンジン 推進薬 N 2 O 4 / UDMH サイクル ガス発生器 構成 燃焼室 4 性能 推力 15.76キロニュートン (3,540 lbf) I sp (vac.) 293秒 (2.87 km/s) 使用 UR-100N の2段目 RD-0236 ( GRAU Index 15D114 )は N 2 O 4 と UDMH を ガス発生器サイクル で燃焼する 液体式 ロケット バーニアエンジン である。 UR-100UTTKh の2段目では RD-0235 主エンジンと共に使用された。4基それぞれのノズルを平面内で傾ける ジンバル による 推力偏向制御 を備える。 エンジンの生産は終了したものの、2015年時点において ICBM と同様に ロコット と ストレラ として運用中である。。 ^ a b c d e f g h ^ ^ ^ This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-0237 RD-0237 RD-0237 (РД-0237) 原開発国 ソビエト連邦 初飛行 1973-04-09 設計者 OKB-154 目的 ジンバル式エンジン 搭載 UR-100N と ストレラ 前身 RD-0225 現況 生産終了 液体燃料エンジン 推進薬 N 2 O 4 / UDMH サイクル 加圧供給式 構成 燃焼室 1 性能 推力 4.90キロニュートン (1,100 lbf) I sp (vac.) 200 s (2.0 km/s) ジンバル範囲 +/- 45° 使用 UR-100N MIRV 機 RD-0237 ( GRAU Index 15D114 )はソ連で開発された ロケットエンジン 。 N 2 O 4 と UDMH を燃焼する 加圧供給式 液体燃料 ロケット バーニアエンジン である。 UR-100UTTKh (SS-19)大陸間弾道ミサイルの MIRV 部に装備されており、 ジンバル による 推力偏向 制御を目的としている。 エンジンの生産は終了したものの、UR-100UTTKhミサイルとそれを転用した ストレラ ロケットでは2015年時点でも尚、運用中である。 ^ a b c d e f g ^ a b c d e f ^ This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-0243 RD-0243 RD-0244 (РД-0244) 原開発国 ソビエト連邦 初飛行 1981-12-27 設計者 OKB-154 搭載 RSM-54 , シュチーリ 現況 引退済 液体燃料エンジン 推進薬 N 2 O 4 / UDMH 混合比 2.6 サイクル 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル 構成 燃焼室 1 性能 推力 682キロニュートン (153,000 lbf) 燃焼室圧力 27.5メガパスカル (3,990 psi) I sp (vac.) 310秒 (3.0 km/s) I sp (SL) 280秒 (2.7 km/s) 燃焼時間 74秒間 使用 RD-0243 推進モジュール RD-0245 (РД-0245) 原開発国 ソビエト連邦 初飛行 1981-12-27 設計者 OKB-154 搭載 RSM-54 , シュチーリ 現況 引退済 液体燃料エンジン 推進薬 N 2 O 4 / UDMH 混合比 2.6 サイクル ガス発生器サイクル 構成 燃焼室 4 開口比(面積) 14 性能 推力 211キロニュートン (47,000 lbf) 燃焼室圧力 14.7メガパスカル (2,130 psi) I sp (vac.) 310秒 (3.0 km/s) I sp (SL) 280秒 (2.7 km/s) 燃焼時間 79秒間 使用 RD-0243 推進モジュール RD-0243 は RD-0244 主エンジンと RD-0245 バーニアスラスタ を組み合わせた推進モジュールである。両方とも N 2 O 4 と UDMH を燃焼する 液体 ロケットエンジン である。 RD-0244 主エンジンは 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル で バーニア の RD-0245 は単純な ガス発生器サイクル を採用する。体積の制限のある 潜水艦 から発射されるためモジュールは推進剤タンク内に沈められる。 開発されたのは1977年から1985年で最初の打ち上げは1981年12月27日だった。原型機は RSM-54 のために開発され、後に シュチーリ で使用された。 ^ a b c d e f g h i j k l m ^ a b c d e f g ^ a b c ^ a b c d e f g This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-0410 RD-0410 RD-0410 (РД-0410, GRAU index : 11B91) はソビエト連邦で1965年から1980年代に開発され、 液体水素 推進剤を使用する 核熱ロケットエンジン （nuclear thermal rocket engine）で、 セミパラチンスク試験場 でエンジンの地上試験が実施された。1994年のKurchatov有人火星飛行計画案（ en:List of manned Mars mission plans in the 20th century を参照）に、本機の使用が検討された。 米国で計画された NERVA のエンジンよりも排気温度と 比推力 では高性能だが、推力は低かった。RD-0410の推力はわずか35.2 kNで、333.6 kNを発揮するNERVAの1/10程度だった。このことは、 ツィオルコフスキーの公式 の観点からは優れたエンジンだが、原子力ロケットであることもあり、その自重のために、場合によってはブースター等の併用が必要なことを意味する。原子炉の炉心の設計には 炭化ウラン / タングステンカーバイト 燃料と 水素化ジルコニウム 減速材の間に断熱材が含まれていた。これは炉心の設計を大幅に小型化する目的だった。水素流は中性子のエネルギーを低く、吸収断面積を大きく維持する為に最初に減速材を冷却するので燃料棒に直接接触して加熱される。カーバイトと水素間で化学反応が生じる事により、減速材を通過後には1 pct の ヘプタン が水素に加わる。 水素加圧ターボポンプは キマフトマティキ 設計局によって設計された。 ^ a b Wade, Mark. “ RD-0410 ”. Encyclopedia Astronautica . 2009年9月25日閲覧。 ^ “ «Konstruktorskoe Buro Khimavtomatiky» - Scientific-Research Complex / RD0410. Nuclear Rocket Engine. Advanced launch vehicles ”. KBKhA - Chemical Automatics Design Bureau. 2009年9月25日閲覧。 ^ USSR's Nuclear rocket engines (russian) ^ Demyanenko, Y.; Dmitrenko, A.; Ivanov, A.; Pershin, V.; Shostak, A.; Zelkind, G.; Minick, A.; Bracken, R. (July 2005). “Ground Test Demonstrator Engine Boost Turbopumps Design and Development” (PDF) . 41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit . Tucson, Arizona: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., . 2012年8月21日閲覧 . {{cite conference}} : CS1メンテナンス: 余分な句読点 (カテゴリ) This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless oth
, Arizona: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., . 2012年8月21日閲覧 . {{cite conference}} : CS1メンテナンス: 余分な句読点 (カテゴリ) This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-100 RD-100 RD-100 (ロシア語 :. РД-100, Ракетный Двигатель 100 ; trasl Raketnyy Dvigatel 100),は ドイツ から接収した V2ロケット の生産設備を移転した ソビエト連邦 （以後ソ連）で量産された最初の ロケットエンジン の名称である。このエンジンはソ連で生産されたV2の同型機である R-1ミサイル の動力として搭載された。 このエンジンは ヴァレンティン・グルシュコ と正式に招聘されたドイツ人のV2号の専門家のチームによって開発された。当時のソ連の産業基盤は未熟で活用できる産業資源が限られており、開発は難航した。機材が不十分で機材を揃える事から始めなければならなかった。 計画は1946年に開始され、1947年半ばにはRD-100は最初に準備が整った。1948年5月に最初の試験が実施された。R-1ミサイルはこのエンジンを搭載して1950年に就役した。 ^ a b Wade, Mark. “ RD-100 ”. Encyclopedia Astronautica. 2013年8月11日閲覧。 This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-101 RD-101 RD-101 （ロシア語： РД-101, Ракетный Двигатель 101; trasl Raketnyy Dvigatel 101）は ソビエト連邦 で2番目に量産された RD-100 を改良した ロケットエンジン である。 R-2 ミサイルに搭載されて使用された。 This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-107 RD-107 RD-107 RD-107 原開発国 ソビエト連邦 設計者 OKB-456 開発企業 JSC クズネツォフ 搭載 R-7 系列 前身 RD-105 現況 生産中 液体燃料エンジン 推進薬 液体酸素 / ケロシン 混合比 2.47 サイクル ガス発生器サイクル 構成 燃焼室 4 開口比(面積) 18.86 性能 推力 (vac.) RD-107: 997.7 kN (101,740 kgf) RD-107A: 1,020.4 kN (104,050 kgf) 推力 (SL) RD-107: 815.9 kN (83,200 kgf) RD-107A: 839.1 kN (85,560 kgf) 燃焼室圧力 RD-107: 5.84 MPa (58.4 bar) RD-107A: 6.00 MPa (60.0 bar) I sp (vac.) RD-107: 313秒 RD-107A: 320.2秒 I sp (SL) RD-107: 256秒 RD-107A: 263.3秒 寸法 乾燥重量 RD-107: 1,190 kg (2,620 lb) RD-107A 1,190 kg (2,620 lb) 使用 R-7 系列の1段目 リファレンス 出典 RD-107 ( ロシア語 : РД-107 、8D74) は、1957年から R-7 (ロケット) に使用され、後にR-7を元に開発された宇宙ロケット ソユーズ ロケットファミリーの1段に使用されている ロケット エンジン。同じく2段(4本のブースターに囲まれている中心部)には RD-108 エンジンが使われている。 RD-107とRD-108エンジンの主な違いは、 バーニアスラスター の数が2基と4基と異なる点である。 ^ a b c d e f g h Russian/Ukrainian space-rocket and missile liquid-propellant engines This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-108 RD-108 RD-108 RD-108エンジン 原開発国 ソビエト連邦 設計者 OKB-456 開発企業 JSC クズネツォフ 目的 2段目用エンジン 搭載 R-7系列 前身 RD-105 現況 製造中 液体燃料エンジン 推進薬 液体酸素 / ケロシン 混合比 2.39 サイクル ガス発生器サイクル 構成 燃焼室 4 開口比(面積) 18.86 性能 推力 (vac.) 945.4 kN (96,400 kgf) 推力 (SL) 744.3 kN (75,900 kgf) 燃焼室圧力 5.08 MPa (50.8 bar) I sp (vac.) 315秒 I sp (SL) 248秒 使用 R-7系列 リファレンス 出典 RD-108 ( ロシア語 : РД-108 ) は、1957年から R-7 (ロケット) に使用され、後にR-7を元に開発された宇宙ロケット ソユーズ ロケットファミリーの2段に使用されている ロケット エンジン。同じく1段(周囲の4本のブースター)には RD-107 エンジンが使われている。 RD-107とRD-108エンジンの主な違いは、 バーニアスラスタ の数が2基と4基と異なる点である。 ^ Russian/Ukrainian space-rocket and missile liquid-propellant engines This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-117 RD-117 RD-117 原開発国 ロシア 使用期間 2001 設計者 NPOエネゴマシュ 開発企業 NPOエネゴマシュ 目的 1段目ブースター 前身 RD-107 現況 運用中 液体燃料エンジン 推進薬 液体酸素 / RP-1 サイクル ガス発生器サイクル 構成 燃焼室 4 開口比(面積) 18.86 性能 推力 (vac.) 991.00 kN (101,054 kgf) 推力 (SL) 778.65 kN (79,400 kgf) 推力重量比 7001721800000000000♠ 72.18 燃焼室圧力 53.2 bar (5.32 MPa) I sp (vac.) 316 秒 I sp (SL) 253 秒 燃焼時間 130 秒間 寸法 全長 2.87 m (9 ft 5 in) 直径 1.85 m (6 ft 1 in) 乾燥重量 1,100 kg (2,400 lb) 使用 ソユーズ-U リファレンス 出典 RD-117 (11D511)は ケロシン と 液体酸素 を推進剤として使用する ガス発生器サイクル の液体燃料ロケットエンジンである。 RD-107 の改良型であるRD-117は ソユーズ-U に使用される。 ^ “ NPO Energomash Engines ”. NPO Energomash . 2015年6月30日閲覧。 ^ Russian/Ukrainian space-rocket and missile liquid-propellant engines This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-118 RD-118 RD-118 原開発国 ロシア 使用期間 2001年以降 設計者 NPOエネゴマシュ 開発企業 NPOエネゴマシュ 目的 2段目ブースター 前身 RD-108 現況 運用中 液体燃料エンジン 推進薬 液体酸素 / RP-1 サイクル ガス発生器サイクル 構成 燃焼室 4 開口比(面積) 18.86 性能 推力 (vac.) 971.4 kN (99,060 kgf) 推力 (SL) 777.8 kN (79,310 kgf) 燃焼室圧力 5.32 MPa (53.2 bar) I sp (vac.) 316 秒 I sp (SL) 253 秒 寸法 全長 2.865 m (9 ft 4.8 in) 直径 1.95 m (6 ft 5 in) 使用 ソユーズ-U (11A511U) ソユーズ-U2 (11A511U2) リファレンス 出典 RD-118 (11D512)は RD-108 の改良型のケロシンと液体酸素を推進剤として使用する ガス発生器サイクル の液体燃料ロケットエンジンである。RD-118(11D511P)は ソユーズ-U (11A511U)、RD-118Pは ソユーズ-U2 (11A511U2)に使用される。 ^ “ NPO Energomash Engines ”. NPO Energomash . 2015年6月30日閲覧。 ^ Russian/Ukrainian space-rocket and missile liquid-propellant engines This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-119 RD-119 RD-119 (РД-119) 宇宙とミサイル技術博物館 ( サンクトペテルブルク ) コスモス打ち上げ機(11К63) 2段目のRD-119ロケットエンジン 原開発国 ソビエト連邦 使用期間 1960-1963 設計者 エネゴマシュ , V.グルシュコ 搭載 コスモス-2 現況 生産終了 液体燃料エンジン 推進薬 液体酸素 / UDMH 混合比 1.5 サイクル ガス発生器サイクル 構成 燃焼室 1 開口比(面積) 1350 性能 推力 (vac.) 106キロニュートン (24,000 lbf) 推力 (SL) 65.6キロニュートン (14,700 lbf) 燃焼室圧力 7.9メガパスカル (1,150 psi) I sp (vac.) 352秒 (3.45 km/秒) I sp (SL) 220秒 (2.2 km/秒) 燃焼時間 260秒間 ジンバル範囲 4基の首振り可能なノズルが固定 寸法 全長 2,170ミリメートル (85 in) 直径 1,024ミリメートル (40.3 in) 乾燥重量 168.5キログラム (371 lb) 使用 コスモス-2 (11K63) RD-119 ( GRAU 分類 8D710 ) は ガス発生器サイクル で 液体酸素 と UDMH を燃焼する 液体燃料 ロケットエンジン である。ノズルの膨張比が大きく独特の推進剤の組み合わせにより準低温推進剤のガス発生器エンジンとしてはかなり高水準の 比推力 である352秒に到達した。エンジンの主ノズルは固定されガス発生器からの排気はエンジンの側面の4基のノズルから排出される。 ジンバル 式 バーニア で 推力制御 する代わりに燃焼ガスは電気駆動のシステムでノズルが制御される。 ^ a b c d e f g h i j ^ a b c d e f g h ^ a b c This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-120 RD-120 RD-120 (РД-120) 用途: ゼニットの第2段 推進剤: ケロシン/ 液体酸素 燃焼サイクル: 二段燃焼サイクル 開発年: 1985年 大きさ 全高 3,872m 直径 1,954m 乾燥重量 1285kg 推力重量比 性能 海面高度での比推力 真空中での比推力 350秒 海面高度での推力 真空中での推力 85t 燃焼時間 350秒 燃焼室圧力 16,2 MPa ノズル面積比 106:1 設計者 製造会社: ユージュマシュ 推進技術者: ??? 設計チーム: エネゴマシュ RD-120 ( 11Д123, ракетный двигатель-120 )は1985年に エネゴマシュ によって ゼニット シリーズの2段目に使用する為に開発された液体燃料 ロケットエンジン である。 ウクライナ の ユージュマシュ で生産される。RD-120はソビエトのロケットエンジンの主任設計者だった ヴァレンティン・グルシュコ が1976年から1985年にかけてレニングラード・気体力学研究所(現 NPOエネゴマシュ )で開発したものである。RD-120はゼニットの2段目に搭載され、真空中での運転に最適化されている。派生型は、推力を増強したタイプと、大気圧中の使用に最適化された1段目使用目的のタイプが2種類の、計3種類がある。後者のエンジンは RD-120K と RD-120M と呼ばれ、ノズル長を短縮して海水面レベルで点火・作動を始めるのに最適化されている。このエンジンを使用する打上げロケットは現在まだ無い。2003年以降のゼニット3SLには、2001年から開発が始まった、推力が10％増強された前述したエンジンが使用される。1985年の最初の打ち上げから2006年まで推力増強型を含め60基が使用された。 ^ ロシア語版にはガス発生器サイクルと書かれていたがドイツ語版には二段燃焼サイクルと書かれていた。構造や燃焼室の圧力から判断すると二段燃焼サイクルの可能性が高い ^ a b c d e f “ Информация о двигателе РД-120 ”. НПО Энергомаш имени академика В. П. Глушко. 2010年11月25日閲覧。 ^ “ Двигатель РД120 ”. Южный машиностроительный завод. 2010年11月25日閲覧。 ^ “ Жидкостный ракетный двигатель РД-120 ”. Oil-tehno.ru. 2010年5月3日時点の オリジナル よりアーカイブ。2010年11月25日閲覧。 ^ “ RD-120 - Specifications ”. SPACEandTECH. 2011年6月29日時点の オリジナル よりアーカイブ。2010年11月27日閲覧。 This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-170 RD-170 RD-170の模型 RD-171 (РД-171) 用途: 1段 推進剤: RP-1 / 液体酸素 開発年: 1984年 サイクル: 二段燃焼サイクル 大きさ 全高 4015 mm 直径 3565 mm 乾燥重量 9500 kg 推力重量比(sea/vac) 77.895/84.842 性能 海面高度での比推力 309 s (3,030 N·s/kg) 真空中での比推力 337 s (3,315 N·s/kg) 海面高度での推力 7,256.921 kN 真空中での推力 7,904.160 kN 燃焼室圧力 24.516 MPa 設計者 製造会社: NPOエネゴマシュ 設計チーム: NPOエネゴマシュ RD-170 （ ロシア語 : РД-170 ）とは ケロシン と 液体酸素 を推進剤として使用する二液推進系の 二段燃焼サイクル の液体燃料 ロケットエンジン である。世界で最も強力なマルチノズル、マルチ燃焼室式のロケットエンジンで NPOエネゴマシュ によって設計、生産されている。4台のエンジンが束ねられているように見えるが、実際には1台のターボポンプに4つの燃焼室とノズルがついており、これで1ユニットである。元は エネルギア の打ち上げ用に開発された。 This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-180 RD-180 1998年11月4日に マーシャル宇宙飛行センター の試験設備で試験中のRD-180 RD-180 (РД-180) 用途: 1段 推進剤: RP-1 / 液体酸素 開発年: 1999年 大きさ 全高 140 in (3.56 m) 直径 124 in (3.15 m) 乾燥重量 12,081 lb (5,480 kg) 推力重量比 78.44 性能 海面高度での比推力 311秒 (3,053 N·s/kg) 真空中での比推力 338秒 (3,313 N·s/kg) 海面高度での推力 860,568 lbf (3,83 MN) 真空中での推力 933,400 lbf (4.15 MN) 燃焼室圧力 3,868 psia (26.7 MPa, 266.8 bar) 設計者 製造会社: RD AMROSS 推進技術者: ??? 設計チーム: NPOエネゴマシュ RD-180 はロシアで開発された、 RD-170 の派生型の ロケットエンジン である。RD-170はターボポンプ1基で4つの燃焼室を持つのに対してRD-180の燃焼室は2つである。外見上は二基のロケットエンジンに見えるが、それが一基のRD-180である。 ジェネラル・ダイナミクス 社(後に航空宇宙部門は ロッキード・マーティン に吸収される)によって1990年代初頭に アトラスロケット に採用された。 プラット・アンド・ホイットニー (P&W)によって一部生産された。エンジンはP&Wと NPOエネゴマシュ の ジョイントベンチャー のRD AMROSSから販売される。 RD-180は ケロシン - 液体酸素 を燃料とする 二段燃焼サイクル である。 酸素 リッチの予燃焼器からのガスで ターボポンプ を回転させる。酸素リッチの方が単位重量あたりの出力が大きいからである。その代わり、高圧、高温の酸素性のガスがエンジンを循環するので耐食性が必要になる。4機の油圧 アクチュエータ でノズルを動かす。 This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-191 RD-191 RD-191 (РД-191) 用途: 1段 推進剤: RP-1 / 液体酸素 開発年: 2001年 大きさ 全高 4,000 mm (160 in) 直径 1,450 mm (57 in) 乾燥重量 2,200 kg (4,900 lb) 推力重量比 97 x 性能 海面高度での比推力 310.7 s 真空中での比推力 337 s 海面高度での推力 196 tf (1,920 kN; 193 LTf; 216 STf) 真空中での推力 213 tf (2,090 kN; 210 LTf; 235 STf) 燃焼室圧力 3,746 psi (25,830 kPa)または263.4 kg/cm² (3,746 psi) 設計者 製造会社: NPOエネゴマシュ 設計チーム: エネゴマシュ RD-191 は ロシア で開発された ロケットエンジン である。原型は エネルギア に使用された RD-170 の派生形である。4基の燃焼室を1単位とするRD-170に対してRD-191は単一の燃焼室でターボポンプがあてがわれる。 RD-191は燃料としてRP-1（ ケロシン ）、酸化剤として 液体酸素 を用い、高圧の 二段燃焼サイクル により燃焼させるため高効率である。 This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-214 RD-214 RD-214 (РД-214) 宇宙とミサイル技術博物館 ( サンクトペテルブルク ). コスモス LVの1段目のRD-214 ロケットエンジン 原開発国 ソビエト連邦 使用期間 1955-1959 設計者 エネゴマシュ , V.グルシュコ 開発企業 I. V. Stalin記念第19工場 搭載 R-12と コスモス-2 現況 引退済 液体燃料エンジン 推進薬 AK-27I / TM-185 混合比 3.97 サイクル ガス発生器サイクル 構成 燃焼室 4 開口比(面積) 9.42 性能 推力 (vac.) 730.2キロニュートン (164,200 lbf) 推力 (SL) 635.2キロニュートン (142,800 lbf) 燃焼室圧力 4.36メガパスカル (632 psi) I sp (vac.) 264秒 (2.59 km/s) I sp (SL) 230秒 (2.3 km/s) 燃焼時間 140秒間 寸法 全長 2,380ミリメートル (94 in) 直径 1,480ミリメートル (58 in) 乾燥重量 655キログラム (1,444 lb) 使用 R-12と コスモス-2 リファレンス 出典 RD-214 （ ロシア語 : РД-214 、 GRAU 認識番号8D59、 8Д59 ）は、 AK-27I （ 硝酸 73% + 四酸化二窒素 27% + ヨウ素 不動態 ）の混合物と TM-185 （ ケロシン と ガソリン の混合物）を ガス発生器サイクル で燃焼する 液体 ロケットエンジン である。 V2ロケット のエンジンに影響された多くのエンジンと同様に、 過酸化水素 (H 2 O 2 )を 触媒 で分解して生じる蒸気で1台のタービンを駆動する。同様に燃焼室と 推力偏向 はノズルの排気を偏流翼によって偏向する。 ^ ^ a b ^ ^ This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-216 RD-216 RD-216 (РД-216) RD-216の模式図 原開発国 ソビエト連邦 設計者 エネゴマシュ , V.グルシュコ 開発企業 I. V. Stalin記念第19工場 搭載 R-14 液体燃料エンジン 推進薬 AK-27 または 四酸化二窒素 / ヒドラジン または 非対称ジメチルヒドラジン 混合比 2.50 サイクル ガス発生器サイクル 構成 燃焼室 4 開口比(面積) 18.8 性能 推力 (vac.) 1,728 kN (176,200 kgf) 推力 (SL) 1,480.8 kN (151,000 kgf) 燃焼室圧力 73.6 bar (7.36 MPa) I sp (vac.) 291.4秒 I sp (SL) 247.7秒 寸法 全長 2,220 mm (87 in) 直径 2,260 mm (89 in) 乾燥重量 1,350 kg (2,980 lb) 使用 R-14 リファレンス 出典 RD-216 （ ロシア語 : РД-216 、 GRAU 認識番号8D514、 8Д514 ）は AK-27 と ヒドラジン または 四酸化二窒素 と 非対称ジメチルヒドラジン を ガス発生器サイクル で燃焼する 液体 ロケットエンジン である。 ^ Russian/Ukrainian space-rocket and missile liquid-propellant engines This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-250 RD-250 RD-250 (РД-250) 原開発国 ソビエト連邦 初飛行 1965年12月16日 設計者 OKB-456 開発企業 ユージュマシュ 搭載 R-36 , ツィクロン-2 と ツィクロン-3 現況 生産終了 液体燃料エンジン 推進薬 N 2 O 4 / UDMH 混合比 2.6 サイクル ガス発生器サイクル 構成 燃焼室 2 性能 推力 (vac.) 882 kN (198,000 lbf) 推力 (SL) 788 kN (177,000 lbf) 燃焼室圧力 8.33 MPa (1,208 psi) I sp (vac.) 301秒 (2.95 km/秒) I sp (SL) 270秒（2.6 km /秒） 寸法 乾燥重量 788 kg (1,737 lb) 使用 R-36 , ツィクロン-2 と ツィクロン-3 の1段目 リファレンス 出典 RD-250 ( GRAU Index 8D518 )は2基のノズルを備える N 2 O 4 と UDMH を 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル で燃焼する一連の 液体式 ロケットエンジン 。RD-250は OKB-456 によって ヤンゲリ の PA ユージュマシュ の 大陸間弾道ミサイル である R-36 (ミサイル) (8K67)のために開発された。複数の派生機種が同様に ツィクロン-2 と ツィクロン-3 打ち上げ機にも使用される。 ツィクロン-4 での使用も予定されていたが、生産終了により計画は中止された。 ^ ^ ^ ^ ^ ^ This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-253 RD-253 RD-253 Mock-up of a RD-275 rocket motor at the パリ航空ショー in 2013 原開発国 ソビエト連邦 ロシア 初飛行 RD-253 : 1965 RD-275 : 1995 RD-275М : 2007 設計者 NPOエネゴマシュ , ヴァレンティン・グルシュコ 開発企業 OKB-456,Proton-PM 目的 1段目ブースター 搭載 プロトン 後継 RD-254, RD-256, RD-275, RD-275М 現況 現役 液体 構成 燃焼室 1 開口比(面積) 26.2 性能 推力 (vac.) RD-253 : 1,630 kN (370,000 lb f ) RD-275 : 1,750 kN (390,000 lb f ) RD-275М : 1,832 kN (412,000 lb f ) 推力 (SL) RD-253 : 1,470 kN (330,000 lb f ) RD-275 : 1,590 kN (360,000 lb f ) RD-275М : 1,671 kN (376,000 lb f ) 推力重量比 156.2 燃焼室圧力 RD-253 : 14.7 MPa (2,130 psi; 147 bar) RD-275 : 15.7 MPa (2,280 psi; 157 bar) RD-275M : 16.5 MPa (2,390 psi; 165 bar) I sp (vac.) RD-253 : 316秒 RD-275 : 316秒 RD-275M : 315.8秒 I sp (SL) RD-253 : 285秒 RD-275 : 287秒 RD-275M : 288秒 7.5°, 1軸 寸法 全長 3 m (9.8 ft) 直径 1.5 m (4 ft 11 in) 乾燥重量 RD-253 : 1,080 kg (2,380 lb) RD-275 : 1,070 kg (2,360 lb) RD-275M : 1,070 kg (2,360 lb) リファレンス 出典 RD-253 ( ロシア語 : Раке́тный дви́гатель 253 , ロケットエンジン253 )は、 ソビエト連邦 が開発して現在はロシアの NPOエネゴマシュ が生産する液体燃料ロケットエンジンで、 プロトンロケット の第1段に使用される。 RD-253 は世界初の非低温燃料による酸化剤リッチの高温のタービン駆動後のガスを再燃焼する 二段燃焼サイクル エンジンである。この二液推進系のエンジンは毒性のある 非対称ジメチルヒドラジン / 四酸化二窒素 を推進剤とするように設計され、利用には環境と経済的な問題がある。しかし、高沸点の 自己着火性推進剤 のおかげで RD-253 はより単純で安全で廉価でその設計は負の側面を上回る。 ^ ^ ^ ^ ^ ^ ^ This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise no
称ジメチルヒドラジン / 四酸化二窒素 を推進剤とするように設計され、利用には環境と経済的な問題がある。しかし、高沸点の 自己着火性推進剤 のおかげで RD-253 はより単純で安全で廉価でその設計は負の側面を上回る。 ^ ^ ^ ^ ^ ^ ^ This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-263 RD-263 RD-263 (РД-263) 原開発国 ソビエト連邦 使用期間 1969-1975 設計者 エネゴマシュ , V.グルシュコ 開発企業 PA ユージュマシュ 搭載 R-36M と ドニエプル 現況 製造終了 液体燃料エンジン 推進薬 N 2 O 4 / UDMH 混合比 2.67 サイクル 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル 構成 燃焼室 1 性能 推力 (vac.) 1,128キロニュートン (254,000 lbf) 推力 (SL) 1,040キロニュートン (230,000 lbf) 燃焼室圧力 20.6メガパスカル (2,990 psi) I sp (vac.) 318 s (3.12 km/s) I sp (SL) 293 s (2.87 km/s) ジンバル範囲 7° 寸法 全長 2,150ミリメートル (85 in) 直径 1,080ミリメートル (43 in) 乾燥重量 870キログラム (1,920 lb) 使用 R-36M と R-36MUTTKh コア ステージ (15А14 と 15A18) RD-263 ( GRAU 分類 15D117 ) は N 2 O 4 と UDMH を 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル で燃焼する 液体 ロケットエンジン である RD-264 ( GRAU 分類 15D119 )推進モジュールは4基の RD-263 である。 R-36M KB ユージュノエ のみが1段目の推進を エネゴマシュ へ発注し、両段の代わりに RD-270 が開発された。1970年4月にユージュノエはエンジンの書類を入手した。1972年末以降エネゴマシュは独自の試験設備でエンジンの燃焼試験を開始した。1973年9月にエンジンは飛行のための認証を取得した。 エンジンの製造は終了したものの、 ICBM と同様に2015年時点で ドニエプル-1 が運用中である。 ^ a b c d e f g h i j k l m ^ a b ^ a b c d e f ^ a b ^ This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-264 RD-264 RD-264 設計者 ソビエト連邦 КБ « エネゴマシュ » 開発企業 エネゴマシュ 液体燃料ロケット 性能 推力 海面高度: 4521 kN 真空中: 4610 kN 寸法 直径 3,03 m RD-264 (GRAU index - 11D119 )は4基の燃焼室を備えたグルシュコの監督下のOKB 456(後の エネゴマシュ )で 大陸間弾道ミサイル のR-36Mの1段目のために開発された 二段燃焼サイクル の液体燃料ロケットエンジンである。 構造的にはRD-264は4基の単体の燃焼室エンジン15D117 ( RD-263 )共通 ターボポンプ ユニット(TPU)で構成される。主燃焼室は燃料として 非対称ジメチルヒドラジン 、酸化剤として 四酸化二窒素 を使用して真空中での推力は461トン (4521 kN)を生み出す。 ICBM R-36Mとその改良型の人工衛星打ち上げ用ロケットの ドニエプル の1段目の主エンジンとして使用される。 This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.
RD-270 RD-270 RD-270 (РД-270) 用途: UR-700とUR-900の第1段 推進剤: 非対称ジメチルヒドラジン / 四酸化二窒素 開発年: 1969年 大きさ 全高 194 in (4,900 mm) 直径 132 in (3,400 mm) 乾燥重量 7,489 lb (3,370 kg) 推力重量比 188 性能 海面高度での比推力 301秒 真空中での比推力 322秒 海面高度での推力 1,409,552 lbf (6.27 MN) 真空中での推力 1,508,467 lbf (6.71 MN) 燃焼室圧力 3,828 psi (26.1 MPa) 設計者 製造会社: OKB-456 推進技術者: ヴァレンティン・グルシュコ 設計チーム: OKB-456 RD-270 ( ロシア語 : Ра́кетный дв́игатель 270 , Rocket Engine 270 , 8D420 ) は、 1960年 から 1970年 にかけて ソビエト の OKB-456(第456設計局) によって開発された単体の燃焼室を備えた二液推進系の 液体燃料ロケット である。月面到達を目指すUR-700とUR-900ロケットシリーズの第一段に使用される予定だった。1970年12月31日に搭載予定のロケットと共に開発は中止された。ソビエトとロシアにおいて単体の燃焼室のロケットエンジンとしては最も高推力で、地表で640ｔの推力だった。推進剤には 非対称ジメチルヒドラジン (UDMH) と 四酸化二窒素 (N 2 O 4 ) が使用された。燃焼室圧力は当時最大の約26 MPaだった。この圧力を達成するために、燃焼室へ送る前の推進剤は、酸化剤リッチと燃料リッチの状態で駆動する二組のタービンを駆動した（ フルフロー二段燃焼サイクル ）。これにより地表での比推力は301秒に達した。 1970年12月11日にロケット本体とともに開発が凍結され、試験用エンジンのみが残された。 2009年時点においてソビエトとロシアにおいて単一の燃焼室のエンジンとしては最も強力である。 ^ a b c d «RD-270 (8D420)» . (in russian) This article is issued from Wikipedia . The text is available under Creative Commons Attribution-Share Alike 4.0 unless otherwise noted. Additional terms may apply for the media files.