RD-253

RD-253
RD-253(HOLRIST-253)
Mockup rocket motor RD-275 Salon du Bourget 2013 DSC 0062.jpg
원산지USSR/러시아
제1편RD-253: 1965
RD-275: 1995
RD-275RCM: 2007
디자이너에너고마쉬, 브이글루시코
제조사프로톤-PM
적용1단계 부스터
연관됨양성자
후계자RD-254, RD-256, RD-275, RD-275м
상태운영
액체연료엔진
추진제N2O4 / UDMH
혼합비2.67
사이클단계연소
배열
챔버1
노즐비26.2
퍼포먼스
추력, 진공RD-253: 1,630kN(370,000lbf)
RD-275: 1,750 kN(39만 lbf)
RD-275м: 1,832 kN(412,000 lbf)
추력, 해수면RD-253: 1,470 kN(33,000 lbf)
RD-275: 1,590kN(360,000lbf)
RD-275м: 1,671 kN(376,000 lbf)
추력 대 중량 비156.2
챔버 압력RD-253: 14.7 MPa(2,130psi, 147bar)
RD-275: 15.7 MPa(2,280psi, 157bar)
RD-275M: 16.5MPa(2,390psi, 165bar)
특정 임펄스, 진공RD-253: 316s
RD-275: 316s
RD-275M: 315.8s
특정 임펄스, 해수면RD-253: 285s
RD-275: 287s
RD-275M: 288s
짐벌 레인지7.5°, 단일 평면
치수
길이3m(9.8ft)
지름1.5m(4ft 11인치)
건조중량RD-253: 1,080kg(2,380lb)
RD-275: 1,070kg(2,360lb)
RD-275M: 1,070kg(2,360lb)
에 사용됨
양성자 1단계.
참조
참조[1][2][3][4][5][6][7]

RD-253(러시아어: рарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарари이 엔진은 프로토온 발사 차량의 1단계에 사용되며 산화제가 풍부한 단계별 연소 사이클을 이용해 터보펌프에 동력을 공급한다.이 엔진은 독성이 강하지만 상온에서 고압적이고 저장 가능한 UDMH/NO를24 연소시켜 엔진의 디자인을 단순화한다.null

역사

RD-253 개발은 1961년에 시작되었다.예비 조사와 엔진 개발 및 추가 생산은 발렌틴 글루시코의 지도 아래 수행되어 1963년에 마무리되었다.RD-253은 산화제가 풍부한 발전기 가스에 단계별 연소 사이클을 사용한다.1965년 7월 6개의 엔진이 1단 로켓에 동력을 공급하면서 처음 사용되었다.RD-253의 개발과 생산은 연소실에서 높은 수준의 추진력, 특정한 충동, 압력을 달성함으로써 당시의 로켓을 위한 질적인 도약이었다.이 엔진은 구소련과 현대 러시아에서 가장 신뢰할 수 있는 엔진 중 하나이다.null

프로톤-K 로켓의 1단계마다 6개의 RD-253 엔진을 사용했기 때문에, 이 시스템은 이 로켓이 운반체로 선택되었을 때 러시아 우주 임무에서 중추적인 역할을 했는데, 여기에는 '루나', '베네라', '마스 탐사', 유인 궤도 스테이션 '살류트', '미르' 등의 프로그램이 포함된다. 그리고 그것은 ISS에 몇 개의 주요 모듈을 공급했다.그것은 또한 무거운 위성 발사에도 널리 사용된다.[1][5]마지막 RD-253 로켓 엔진은 프로톤-K 로켓에 사용되어 2012년 3월 30일에 발사되었다.[6]null

엔진의 원래 개발 이후, 로켓에는 사용되지 않는 몇 가지 개조품이 설계되었다.그 중 하나가 RD-256 엔진이었는데, 이 엔진은 실험 모델에서 개발이 중단되었다.그것은 비행기에 사용되지 않았고 취소된 차량을 위해 설계되었다.[8]RD-254로 표시된 수정에는 진공 상태에서 작업할 수 있도록 확장 노즐이 공급되었다.null

현황 및 발전

프로톤 로켓에 대한 RD-253의 판매와 고용에 대한 모든 권리는 러시아 퍼머에서 생산되는 에너고마시에 의해 보유된다.null

수정 RD-275(14D14)는 보다 강력한 엔진 버전을 달성하기 위한 목적으로 1987-1993년 개발의 결과로 나타났다.연소실 압력을 상승시켜 7.7% 더 높은 추력에 도달했고, 정지궤도(GEO)까지 페이로드 질량을 최대 6,000kg(13,000lb) 이상까지 상승시킬 수 있었다.새로운 엔진을 장착한 프로톤 로켓의 성공적인 처녀 비행은 1995년에 완성되었다.null

Energomash는 2001년에 보다 강력한 차세대 엔진의 개발을 시작했다.추력이 5.2% 더 높고 명칭이 14D14M(RD-275M)이다.이 로켓은 로켓이 150kg(330lb)의 더 많은 탑재물을 GEO에 전달할 수 있도록 설계되었다.[1]

2002년부터 2003년까지의 기간 동안 이 버전의 엔진으로 일부 실험 작업이 완료되었다.총 시간이 735초인 3개의 실험 RD-275M의 4개의 시험 발사가 포함되었다.2005년 중반에 이 엔진은 정부 위원회에 의해 생산에 들어갔다.14D14M 엔진을 탑재한 프로톤-M의 첫 발사는 2007년 7월 7일에 실시된다.[1]null

최종판 RD-275M은 RD-276으로 지정되기도 하지만 2009년까지 RD-275M(14D14M)이라는 명칭이 더 흔해졌다.[1][4]일부[which?] 소식통들은 엔진당 생산원가를 150만 달러 정도로 지적하고 때로는 낮은 수치를 개당 100만 달러 정도로 부르기도 한다.[citation needed]null

버전

몇 년 동안 이 엔진의 많은 버전이 있었다.

  • RD-220: N-1 1단계에 대한 초기 제안.[9]
  • RD-221: N-1 2단계에 대한 초기 제안.[9]
  • RD-222(GRAU 지수 11D41):N-1 1단계 개발 프로그램.[9]
  • RD-223(GRAU Index 11D42):N-1 2단계 개발 프로그램.[9]
  • RD-253(GRAU 지수 11D43):프로토(8K62) 1단계용 직렬 생산 버전.N-1 1단계를 위해 제안되었다.
  • RD-253F (GRAU 지수 11D43F): R-36M (15ASA14)[9] 1단계 프로젝트.
  • RD-254 (GRAU Index 11D44) : UR-700 3단계 프로젝트와 프로톤과 N-1 2단계는 RD-253 고고도 버전이었다.
  • RD-275 (GRAU Index 14D14): 프로토온-M 1단계용 직렬 생산.추진력이 8% 향상된 [9]RD-253
  • RD-275м AKA RD-276 (GRAU 지수 14D14м):프로톤-M 1단계 연쇄 제작.RD-275가 개선되었다.[9]
RD-253 엔진[9] 제품군
엔진 RD-220 RD-221 RD-222
(11D41) 		RD-223
(11D42) 		RD-253
(11D413) 		RD-253F
(11D413F) 		RD-254
(11D44) 		RD-275
(14D14) 		RD-275M
(RD-276, 14D14M)[4]
개발 1960 1960-1961 1962-1966 1966-1967 1961-1963 1987-1993 2001-2005
연소실 압력 14.7 MPa(2,130 psi) 16.9 MPa(2,450 psi) 14.7 MPa(2,130 psi) 15.7 MPa(2,280 psi) 16.5 MPa(2,390 psi)
스러스트(진공) 1,074kN(24만1,000lbf) 1,120 kN (25만 lbf) 1,634kN(367,000lbf) 1700kN(380,000lbf) 1,635kN(368,000lbf) 1,870 kN(42,000 lbf) 1,720 kN(39만 lbf) 1,750 kN(39만 lbf) 1,832kN(412,000lbf)
스러스트(해상 수준) 947kN(213,000lbf) 해당 없음 1,471 kN(331,000 lbf) 해당 없음 1,474 kN(331,000 lbf) 1,720 kN(39만 lbf) 해당 없음 1,590kN(360,000lbf) 1,671 kN(376,000 lbf)
특정 임펄스(진공) 306초(3.00km/s) 318초(3.12km/초) 302초(2.96km/s) 314초(3.08km/s) 316초(3.10km/초) 317초(3.11km/초) 328초(3.22km/s) 316초(3.10km/초) 315.8초(3.097km/초)
특정 임펄스(해수위) 270초(2.6km/s) 해당 없음 272초(2.67km/s) 해당 없음 285초(2.79km/s) 290초(2.8km/s) 해당 없음 287초(2.81km/초) 288초(2.82km/s)
높이 2,600mm(100인치) 4,200mm(170인치) 3,520mm(137인치) 5,050mm(199인치) 3,000mm(120인치) 2700mm(110인치) 4000mm(160인치) 3,050mm(120인치) 3,050mm(120인치)
지름 1300mm(51인치) 2,400mm(94인치) 1,460mm(57인치) 2,570mm(100인치) 1,500mm(59인치) 1,490mm(59인치) 2,600mm(100인치) 1,500mm(59인치) 1,500mm(59인치)
용도 N-1 1단계 N-1 2단계 N-1 1단계 N-1 2단계 프로톤(8K62) 1단계 R-36M (15ASA14) 1단계 UR-700 3단계, 프로토 및 N-1 2단계 프로톤-M 1단계 프로톤-M 1단계
상태 프로젝트(폐기) 은퇴한 프로젝트(폐기) 은퇴한 생산 중

참고 항목

참조

  1. ^ a b c d e "RD-253". NPO Energomash. Retrieved 2015-07-07.
  2. ^ "RD-253-11D48". Encyclopedia Astronautica. Archived from the original on 2016-03-04. Retrieved 2015-07-07.
  3. ^ "RD-253". Encyclopedia Astronautica. Archived from the original on 2015-08-24. Retrieved 2015-07-07.
  4. ^ a b c "Liquid rocket engine RD-276". Proton-PM. Retrieved 6 July 2015.
  5. ^ a b "Proton-K". Encyclopedia Astronautica. Retrieved 2015-07-07.
  6. ^ a b Zak, Anatoly. "Proton History". RussianSpaceWeb. Retrieved 2015-07-07.
  7. ^ Zak, Anatoly. "2015-07-07". RussianSpaceWeb. Retrieved 2015-07-07.
  8. ^ "RD-253 (11D43) and RD-275 (14D14)" (in Russian). Retrieved 2015-07-07.
  9. ^ a b c d e f g h "NPO Energomash list of engines". NPO Energomash. Retrieved 2015-06-20.