RD-270：修订间差异
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'''RD-270'''（{{Lang-ru|Раке́тный дви́гатель 270}}，缩写：8D420 || 英语： Rocket Engine 270，缩写：8D420）是一款单室[[液体火箭发动机|液体]]双组元[[火箭发动机|火箭发动机，]]由[[苏联]][[动力机械科研生产联合体|能源机械制造厂]]于1960-1970年间设计。它将用于拟议的重型[[宇宙火箭|UR-700]]和[[宇宙火箭|UR-900]]火箭系列的第一级，以及[[N1运载火箭|N1火箭]]。它是[[苏联]]单室发动机中推力最大的，在地球表面推力达640吨。它所用的推进剂是[[偏二甲肼]]（UDMH）和[[四氧化二氮]]（N<sub>2</sub>O<sub>4</sub>）。该舱室压力是最高水平之一，约为26MPa。这是通过对所有进入的燃料应用[[分级燃烧循环|全流量分级燃烧循环]]实现的，燃料变成气体并经过多个涡轮机，然后在燃烧室中燃烧。这使得发动机的[[比冲]]达到{{Convert|301|isp|abbr=on}}在地球表面。 |
'''RD-270'''（{{Lang-ru|Раке́тный дви́гатель 270}}，缩写：8D420 || 英语： Rocket Engine 270，缩写：8D420）是一款单室[[液体火箭发动机|液体]]双组元[[火箭发动机|火箭发动机，]]由[[苏联]][[动力机械科研生产联合体|能源机械制造厂]]于1960-1970年间设计。它将用于拟议的重型[[宇宙火箭|UR-700]]和[[宇宙火箭|UR-900]]火箭系列的第一级，以及[[N1运载火箭|N1火箭]]。它是[[苏联]]单室发动机中推力最大的，在地球表面推力达640吨。它所用的推进剂是[[偏二甲肼]]（UDMH）和[[四氧化二氮]]（N<sub>2</sub>O<sub>4</sub>）。该舱室压力是最高水平之一，约为26MPa。这是通过对所有进入的燃料应用[[分级燃烧循环|全流量分级燃烧循环]]实现的，燃料变成气体并经过多个涡轮机，然后在燃烧室中燃烧。这使得发动机的[[比冲]]达到{{Convert|301|isp|abbr=on}}在地球表面。 |
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== 历史 == |
== 历史 == |
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'''RD-270'''的研发于1962年6月26日开始。该发动机的初步调查和开发及其进一步生产都是在[[瓦连京·格鲁什科|瓦伦丁·格鲁什科 (Valentin Glushko)]]的指导下进行的，并于1967年完成。它成为迄今为止世界上使用高沸点推进剂的最强大的发动机。 至1969年间，使用适合在海平面工作且配有短喷嘴的实验发动机进行了多次试射。总共对22台发动机进行了27次试射，其中三台发动机试射了两次，其中一台试射了三次。<ref name="Harvey61">{{Cite book|last=Harvey|first=Brian|date=2007|title=Soviet and Russian Lunar Exploration|publisher=Springer-Praxis|pages=61-62|isbn=0387218963}}</ref>随后，所有工作及[[宇宙火箭|UR-700]]项目的相应活动均停止。 |
'''RD-270'''的研发于1962年6月26日开始。该发动机的初步调查和开发及其进一步生产都是在[[瓦连京·格鲁什科|瓦伦丁·格鲁什科 (Valentin Glushko)]]的指导下进行的，并于1967年完成。它成为迄今为止世界上使用高沸点推进剂的最强大的发动机。 至1969年间，使用适合在海平面工作且配有短喷嘴的实验发动机进行了多次试射。总共对22台发动机进行了27次试射，其中三台发动机试射了两次，其中一台试射了三次。<ref name="Harvey61">{{Cite book|last=Harvey|first=Brian|date=2007|title=Soviet and Russian Lunar Exploration|url=https://archive.org/details/sovietrussianlun0000harv|publisher=Springer-Praxis|pages=[https://archive.org/details/sovietrussianlun0000harv/page/61 61]-62|isbn=0387218963}}</ref>随后，所有工作及[[宇宙火箭|UR-700]]项目的相应活动均停止。 |
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RD 270也曾被考虑用于[[R-56（火箭）|R-56]]火箭（尽管从未正式采用），直到1964年6月设计工作停止。<ref name="Harvey612">{{Cite book|last=Harvey|first=Brian|date=2007|title=Soviet and Russian Lunar Exploration|publisher=Springer-Praxis|pages=61-62|isbn=0387218963}}</ref> <ref name="Hendrickx">{{Cite journal |last=Hendrickx |first=Bart |date=2011 |title=Heavy Launch Vehicles of the Yangel Design Bureau - Part 2 |url=http://www.bis-space.com/belgium/wp-content/uploads/2015/05/yangelrockets1.pdf |url-status=dead |journal=Journal of the British Interplanetary Society |volume=64 |page=2-24 |archive-url=https://web.archive.org/web/20151123152928/http://www.bis-space.com/belgium/wp-content/uploads/2015/05/yangelrockets1.pdf |archive-date=23 November 2015}}</ref> |
RD 270也曾被考虑用于[[R-56（火箭）|R-56]]火箭（尽管从未正式采用），直到1964年6月设计工作停止。<ref name="Harvey612">{{Cite book|last=Harvey|first=Brian|date=2007|title=Soviet and Russian Lunar Exploration|url=https://archive.org/details/sovietrussianlun0000harv|publisher=Springer-Praxis|pages=[https://archive.org/details/sovietrussianlun0000harv/page/61 61]-62|isbn=0387218963}}</ref> <ref name="Hendrickx">{{Cite journal |last=Hendrickx |first=Bart |date=2011 |title=Heavy Launch Vehicles of the Yangel Design Bureau - Part 2 |url=http://www.bis-space.com/belgium/wp-content/uploads/2015/05/yangelrockets1.pdf |url-status=dead |journal=Journal of the British Interplanetary Society |volume=64 |page=2-24 |archive-url=https://web.archive.org/web/20151123152928/http://www.bis-space.com/belgium/wp-content/uploads/2015/05/yangelrockets1.pdf |archive-date=23 November 2015}}</ref> |
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在开发过程中，格鲁什科研究了在改进的 |
在开发过程中，格鲁什科研究了在改进的RD-270M发动机中使用[[戊硼烷(9)|戊硼烷]]“zip”推进剂。这会产生严重的毒性问题，但会使发动机的比冲增加{{Convert|42|isp}}。<ref name="L1">[http://www.astronautix.com/engines/rd270.htm Astronautix: '''RD-270'''] {{Webarchive|url=https://web.archive.org/web/20090430234903/http://astronautix.com/engines/rd270.htm|date=2009-04-30}}.</ref> |
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== 设计 == |
== 设计 == |
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发动机[[火箭发动机|油门范围]]为95–105%，推力矢量控制范围为±12°（[[R-56（火箭）|R-56]]项目）和±8°（ [[宇宙火箭|UR-700]]火箭系列）。氧化剂与燃料的比率为2.67，最高可改变7%。<ref name="NSPO">[http://www.lpre.de/energomash/RD-270/index.htm «RD-270 (8D420)»]. (in Russian)</ref> |
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为了达到RD-270预计的那样高的[[比冲]]和[[燃燒室|燃烧室]]压力，采用了两套[[分级燃烧循环|全流量分级燃烧循环]]。一对带有预燃器的涡轮机将燃料转化为气态，并循环所有燃料成分。其中一个涡轮机使用富燃料气体为燃料泵提供动力，另一个涡轮机使用富氧化剂气体为氧化剂泵提供动力。因此，主燃烧室（'''MCC''' ）仅燃烧涡轮机未燃烧完的气体。发动机控制器调节两个独立的燃料和氧化剂回路的功能。<ref name="NSPO2">[http://www.lpre.de/energomash/RD-270/index.htm «RD-270 (8D420)»]. (in Russian)</ref> |
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* [[RD-170火箭发动机|RD-170]]可与俄罗斯[[RP-1煤油|RP-1]]/[[液氧|LOX]]发动机媲美，带有四个燃烧室。 |
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* [[质子运载火箭|质子]]火箭——通用火箭系列之一的后继者。 |
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* [https://web.archive.org/web/20161228051852/http://astronautix.com/r/rd-270.html RD-270]于{{le|Encyclopedia Astronautica}} |
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[[Category:使用自燃推进剂的火箭发动机]] |
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2024年7月7日 (日) 23:17的最新版本
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| 原產國 | 苏联 |
|---|---|
| 研發日期 | 1969年 |
| 設計者 | 瓦连京·格鲁什科, 苏联/乌克兰苏维埃社会主义共和国 |
| 製造者 | Energomash |
| 下一代产品 | RD-270M |
| 現狀 | 退役 |
| 液態火箭發動機 | |
| 推進劑 | 四氧化二氮 / 偏二甲肼 |
| 系統 | 全流量分级燃烧循环 |
| 性能 | |
| 推力（真空） | 6.710 MN（1,508,000 lbf）[1] |
| 推力（海平面） | 6.270 MN（1,410,000 lbf）[1] |
| 推重比 | 189.91 |
| 燃燒室壓力 | 26.1 MPa（3,790 psi）[1] |
| 比衝（真空） | 322 s（3.16 km/s） |
| 比衝（海平面） | 301 s（2.95 km/s） |
| 尺寸 | |
| 長度 | 4.9米（16英尺） |
| 直徑 | 3.4米（11英尺） |
| 淨重 | 3,370公斤（7,430磅）[1] |
| 用於 | |
| UR-700和UR-900的第一级 | |
RD-270（俄語：Раке́тный дви́гатель 270，缩写：8D420 || 英语： Rocket Engine 270，缩写：8D420）是一款单室液体双组元火箭发动机，由苏联能源机械制造厂于1960-1970年间设计。它将用于拟议的重型UR-700和UR-900火箭系列的第一级，以及N1火箭。它是苏联单室发动机中推力最大的，在地球表面推力达640吨。它所用的推进剂是偏二甲肼（UDMH）和四氧化二氮（N2O4）。该舱室压力是最高水平之一，约为26MPa。这是通过对所有进入的燃料应用全流量分级燃烧循环实现的，燃料变成气体并经过多个涡轮机，然后在燃烧室中燃烧。这使得发动机的比冲达到301 s（2.95 km/s）在地球表面。
当决定取消该计划时，发动机测试正在进行中。 1970年12月11日，相应火箭项目的所有其他开发工作均停止了。
历史
[编辑]RD-270的研发于1962年6月26日开始。该发动机的初步调查和开发及其进一步生产都是在瓦伦丁·格鲁什科 (Valentin Glushko)的指导下进行的，并于1967年完成。它成为迄今为止世界上使用高沸点推进剂的最强大的发动机。 至1969年间，使用适合在海平面工作且配有短喷嘴的实验发动机进行了多次试射。总共对22台发动机进行了27次试射，其中三台发动机试射了两次，其中一台试射了三次。[2]随后，所有工作及UR-700项目的相应活动均停止。
RD 270也曾被考虑用于R-56火箭（尽管从未正式采用），直到1964年6月设计工作停止。[3] [4]
在开发过程中，格鲁什科研究了在改进的RD-270M发动机中使用戊硼烷“zip”推进剂。这会产生严重的毒性问题，但会使发动机的比冲增加42秒（0.41公里每秒）。[5]
设计
[编辑]发动机油门范围为95–105%，推力矢量控制范围为±12°（R-56项目）和±8°（ UR-700火箭系列）。氧化剂与燃料的比率为2.67，最高可改变7%。[1]
为了达到RD-270预计的那样高的比冲和燃烧室压力，采用了两套全流量分级燃烧循环。一对带有预燃器的涡轮机将燃料转化为气态，并循环所有燃料成分。其中一个涡轮机使用富燃料气体为燃料泵提供动力，另一个涡轮机使用富氧化剂气体为氧化剂泵提供动力。因此，主燃烧室（MCC ）仅燃烧涡轮机未燃烧完的气体。发动机控制器调节两个独立的燃料和氧化剂回路的功能。[6]
为了冷却主燃烧室，它采用分层壁结构，内部有四条槽带。喷嘴的某些部件被二氧化锆覆盖，以起到热防护作用。[7]
参见
[编辑]- 火箭发动机
- 全流量分级燃烧循环
- “通用火箭”系列的RD-253发动机。
- RD-170可与俄罗斯RP-1/LOX发动机媲美，带有四个燃烧室。
- 使用RP-1/LOX驱动的F-1发动机，RD-270的海平面比冲比它的真空比冲还要大。
- 同样使用全流量分级式燃烧循环的猛禽甲烷发动机。
- 质子火箭——通用火箭系列之一的后继者。
- N1（“运载器1号”）——苏联月球项目的替代火箭。
参考文献
[编辑]- ^ 1.0 1.1 1.2 1.3 1.4 «RD-270 (8D420)». (in Russian)
- ^ Harvey, Brian. Soviet and Russian Lunar Exploration. Springer-Praxis. 2007: 61-62. ISBN 0387218963.
- ^ Harvey, Brian. Soviet and Russian Lunar Exploration. Springer-Praxis. 2007: 61-62. ISBN 0387218963.
- ^ Hendrickx, Bart. Heavy Launch Vehicles of the Yangel Design Bureau - Part 2 (PDF). Journal of the British Interplanetary Society. 2011, 64: 2-24. （原始内容 (PDF)存档于23 November 2015）.
- ^ Astronautix: RD-270 互联网档案馆的存檔，存档日期2009-04-30..
- ^ «RD-270 (8D420)». (in Russian)
- ^ «RD-270 (8D420)». (in Russian)