RD-270
RD-270 | 이 글은 검증을 위해 인용구가 추가로 필요하다.– · · 책· · (2018년 11월)(이 템플릿 |
| 원산지 | USSR/러시아 |
|---|---|
| 날짜 | 1969 |
| 디자이너 | V. 글루시코, USSR/우크라이나 |
| 제조사 | 에너고마시 |
| 후계자 | RD-270M |
| 상태 | 은퇴한 |
| 액체연료엔진 | |
| 추진제 | N2O4 / UDMH |
| 사이클 | 완전유동단계연소 |
| 퍼포먼스 | |
| 추력, 진공 | 6,710 kN(1,510,000 lbf)[1] |
| 추력, 해수면 | 6,270 kN(1,410,000 lbf)[1] |
| 추력 대 중량 비 | 189.91 |
| 챔버 압력 | 26.1 MPa(3,790 psi)[1] |
| 특정 임펄스, 진공 | 322초(3.16km/s) |
| 특정 임펄스, 해수면 | 301초(2.95km/s) |
| 치수 | |
| 길이 | 194인치(4,900mm) |
| 지름 | 132 in(3,400 mm) |
| 건조중량 | 3,620kg(7,620lb)[1] |
| 에 사용됨 | |
| UR-700 및 UR-900 제안 1단계 | |
RD-270(러시아어: рарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарарар그것은 N1에서뿐만 아니라 중수차 UR-700과 UR-900 로켓 패밀리의 1단계에 사용될 예정이었다.그것은 구소련의 단일 챔버 엔진 중 가장 높은 추력을 가지고 있는데, 지구 표면의 640 미터 톤이다.사용되는 추진체는 비대칭 디메틸하이드라진(UDMH)과 질소 테트록사이드(NO24)이다.챔버 압력은 약 26 MPa로 가장 높게 고려되었다.이는 유입되는 모든 연료 질량에 대해 전체 흐름 단계 연소 사이클을 적용하여 달성되었으며, 가스로 전환되어 연소실에서 연소되기 전에 몇 개의 터빈을 통과한다.이를 통해 엔진은 지구 표면에서 301초(2.95km/s)의 특정 임펄스를 달성할 수 있었다.null
프로그램 취소 결정이 내려졌을 때 엔진 시험이 진행 중이었다.1970년 12월 11일 해당 로켓 프로젝트에 대한 다른 모든 작업과 함께 개발이 중단되었다.null
역사
RD-270의 개발은 1962년 6월 26일에 시작되었다.엔진의 예비 조사와 개발 및 추가 생산은 발렌틴 글루시코의 지도 아래 수행되어 1967년에 완료되었다.지금까지 고화질 추진제를 사용하면서 세계에서 가장 강력한 엔진이 되었다.1967-1969년 동안, 여러 시험 발사는 해수면에서 작동하도록 적응되고 짧은 노즐을 가진 실험 엔진으로 수행되었다.모두 27개의 시험 발사가 22개의 엔진으로 수행되었고, 3개의 엔진은 두 번 시험되었으며, 그 중 1개는 세 번 시험되었다.[2]모든 작업은 UR-700 프로젝트에 대한 해당 활동과 함께 나중에 중단되었다.null
RD 270은 1964년 6월에 설계 작업이 중단되기 전까지 R-56 로켓(공식적으로 채택된 적은 없지만)에 대해서도 검토되었다.[2][3]null
개발 중에 글루시코는 수정된 RD-270M 엔진에서 펜타보레인 "zip" 추진제의 사용을 연구했다.이는 엄청난 독성 문제를 만들었지만 엔진의 특정 충동을 42초(0.41km/s) 증가시켰다.[4]null
디자인
엔진 스로틀 범위는 95–105%, 추력 벡터 제어 범위는 ±12°(프로젝트 R-56) 및 UR-700 로켓 제품군의 경우 ±8°이었다.산화제 대 연료 비율은 2.67이었고 최대 [1]7%까지 변경할 수 있다.null
RD-270과 같은 연소실에서의 높은 특정 임펄스 및 압력을 달성하기 위해 2개의 회로의 전유 단계 연소 사이클을 적용했다.프리버너가 장착된 터빈 쌍은 연료를 기체 형태로 바꾸고 모든 연료 구성품을 순환시킨다.터빈 중 하나는 연료가 풍부한 가스를 사용하여 연료 펌프에 동력을 공급하고, 다른 하나는 산화제가 풍부한 가스를 사용하여 산화제 펌프에 동력을 공급한다.그 결과 주 연소실(MCC)은 발전기 가스만 태운다.엔진 컨트롤러는 두 개의 독립 연료 및 산화제 회로의 기능을 조절한다.[1]null
MCC를 냉각하기 위한 목적으로 4개의 내부 슬롯 벨트로 벽 구조를 레이어드했다.노즐의 일부 부분은 열 보호를 위해 이산화지르코늄으로 덮여 있다.[1]null
참고 항목
- 로켓엔진
- 단계식 연소 사이클
- "유니버설 로켓" 제품군용 RD-253 엔진
- 4개의 연소실을 갖춘 RD-170 비교 가능한 러시아 RP-1/LOX 엔진
- F-1 비교 가능한 RP-1/LOX 엔진
- 랩터는 현대의 메탄 엔진과 견줄 만 하다.
- 양성자 로켓 - 범용 로켓 시리즈 중 하나의 계승자.
- N1("캐리어 #1") - 소련의 달 프로젝트를 위한 대체 로켓.
참조
- ^ a b c d e f g «RD-270(8D420) »(러시아어)
- ^ a b Harvey, Brian (2007). Soviet and Russian Lunar Exploration. Springer-Praxis. pp. 61–62. ISBN 0387218963.
- ^ Hendrickx, Bart (2011). "Heavy Launch Vehicles of the Yangel Design Bureau - Part 1" (PDF). Journal of the British Interplanetary Society. 64: 2–24. Retrieved 9 July 2020.
- ^ 우주비행사: RD-270 웨이백 머신에 2009-04-30 보관.
