RD-170

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RD-170 rocket engine.jpg
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-171の模型

RD-170ロシア語:РД-170)とは。ケロシン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、生産される。RD-170は4機の燃焼室を持ち、1台のターボポンプから推進剤を供給するロケットエンジンである。元々、エネルギアの打ち上げに使用されていた。一見、4台のエンジンが束ねてあるように見えるが、実は4基で1ユニットである。

概要[編集]

ケロシン液体酸素推進剤として予備燃焼室と4基の燃焼室と190 MWの出力の2基のターボポンプで構成される。ソユーズロケットは追加の制御エンジンを使用して姿勢制御を行うがエネルギア用のRD-170はノズルの方向を振る事ができる。ゼニットロケット用の派生形のRD-171(11D520)もノズルを(最大6.3°、試験時は8°まで)振る事ができる。

同様にこのエンジンの特徴として出力を74%まで下げることができる。類似のRD-253では燃料ポンプを駆動するタービンは予備燃焼室内に配置される。さらに酸化剤と一部の燃料が噴射され低温で燃焼してタービンを駆動する。予備燃焼室からの排出ガスは主燃焼室へ送られ燃料が噴射され燃焼する。この設計によりエンジンの燃焼室は圧力は25MPaに達し毎秒430kg以上の酸素と160kgの燃料を送るためにポンプを駆動したガスは失われない。ターボポンプのタービンは1段式でポンプは2段式で2基のガス発生器を備える。酸化剤の加圧ポンプの配管は酸化剤ポンプの吸入工へ繋がっており、酸化剤は混合器へ送られる。燃料加圧ポンプの配管は燃料ポンプの吸入口へ繋がり、ポンプの1段目はポンプの2段目へ接続される。燃料の一部は再生冷却の為に燃焼室とノズルの冷却へ送られる。

同時に予備と主燃焼室の不安定燃焼と燃焼振動によって高水準の燃焼を減らした。しかしながらこのエンジンは最初の試験で主燃焼室内の25MPaの圧力と400℃の温度を制御する事が困難な事による問題に苦しんだ。スペースシャトルの主エンジンは22MPaでRD-253ではわずか15MPaだった。 4基のRD-170がエネルギアのブースター用に再設計されパラシュートを装備した。

RD-180(2基の燃焼室、燃焼圧力25.7 MPaで推力4159 kN)はアトラスIIIアトラス V用で、RD-191 (1基の燃焼室で燃焼圧力25.7MPa、重量 3230 kgで推力2079 kN)はアンガラ・ロケットに搭載される。

開発史[編集]

RD-170とRD-171エンジンは1975年にエネルギアゼニット(元々エネルギアを打ち上げる為のブースターだった。)のエンジンとして開発が始まった。従来ソビエト連邦のロケットエンジンで使用されてきた毒性のある自己着火性推進剤を止めて、比推力が高く環境負荷の小さい液体酸素とケロシンを使用する液体燃料ロケットエンジンとして開発された。エネルギアでの使用では10回程度の再使用を目指していた。試作されたエンジンは20回試験台上で試験された。このエンジンは高い信頼性、良好な整備性、制御特性を備える。総計900回の試験で燃焼時間は総計100000秒に達する。 RD-171は1985年4月にゼニットロケットの1段目として初めて打ち上げられ、1987年と1988年にはRD-170がエネルギアの打ち上げに使用された。1999年からはシーローンチでゼニット3SLでRD-171が運用される。

基本となるRD-170/171エンジンは1976年から1986年に開発され1992年から1996年にかけてRD-171の推力増強型が開発された。6基のエンジンで5500秒の燃焼試験が行われ、その中の1基では1590秒間燃焼試験が行われた。推力増強型のRD-171は2003年から2004年にシーローンチで使用された。RD-171mの認証は2004年7月5日に取得され、(計画によると)最終試験で105%出力での安定性と1093.6秒間の運転が認証された。最初に生産されたRD-171mは2004年3月25日に140秒間の燃焼試験が実施された。RD-171mの生産はヒムキのエネゴマシュで行われる。RD-171mの運用はシーローンチランド・ローンチで行われる。

共用型ターボポンプ[編集]

いくつかの旧ソビエト連邦、およびロシア製ロケットエンジン同様に小型の燃焼室を1台のターボポンプ周辺に配置している。この結果、短いが幅の広いロケットエンジンになり、開発が容易になる。1950年代初頭、グルシコを含む多くのソビエトにおけるロケットエンジン開発者達は大型の燃焼室の設計において振動の問題に悩まされた。この問題を解決する為に、小型の燃焼室を束ねる方法を選んだ。その結果、1台の燃焼室が故障しても、他の燃焼室の燃焼時間を増せば補う事ができた。採用されている二段燃焼サイクルは酸素リッチの状態でタービンを駆動する。そのためスペースシャトルH-IIロケットシリーズで使用されている水素リッチ式の二段燃焼サイクルが還元性雰囲気中で駆動するのに比べて酸化性雰囲気中で駆動するので難易度が高いが高出力を得られる。旧ソビエト連邦、ロシア以外の国ではまだ実用化された例はない。

関連形[編集]

RD-170は現在、生産されていない、しかし、関連型が活躍している。

RD-171[編集]

RD-170の関連型の一つであるRD-171が現在、ウクライナゼニットに使用されている。2011年現在において最も強力な液体燃料ロケットエンジンである。RD-170のノズルは1軸方向にのみ向きを変えられるがRD-171のノズルは2軸に向きを変えられる。RD-172とRD-173は推力を増強した形式であるがまだ生産されていない。

RD-173とRD-171m[編集]

1996年28基のエンジンが生産され試験された。RD-173はメインターボポンプの容量が拡大されていた。デジタル式の制御装置を導入した事によって単純化され、信頼性が高まり、軽量化された。ガス発生器の混合器はRD-170やRD-171に使用されているような溶接による接合ではないので試験後、速やかに交換する事が可能である。1995年以降RD-171の生産が開始されたがエネゴマシュではより強力な近代化されたRD-170(RD-171)、RD-173の生産を継続する。エネゴマシュはエネルギアの1段目に使用されたRD-170の派生機種であるRD-171をシーローンチへ供給する。

RD-180[編集]

RD-180アトラスIIIアトラス Vで使われているエンジンで、それ以前のアトラスロケットで使われていた3基のエンジンをこの1基で置き換え、尚且つ、コストダウンと性能を向上させた。ノズルが2個あるので一見2台のエンジンが並べられているように見えるが1ユニットである。このエンジンも同様にロシアの新型のRus-Mロケットの1段エンジンに使用される予定になっていた。[1]

RD-191[編集]

RD-191はアンガラ (ロケット)用に開発中である。[2]

RD-151[編集]

RD-151はRD-191の推力を170tに減らしたものである。このエンジンは2009年7月30日に燃焼試験が行われた。2009年8月25日に韓国の羅老ロケットの1段目として最初の飛行試験が実施された。ナロ1号ロケットの第一段目はアンガラロケットのユニバーサルロケットモジュール(URM)から流用された。[3][4]

仕様(RD-170)[編集]

  • 4 基の燃焼室、4基のノズル
  • 1 台のターボポンプ - タービン出力257,000 hp (192 MW); およそ3隻の原子力砕氷船の出力に相当する。
  • 点火手段: 点火時のみ自己着火性推進剤を供給
  • 海面高度での推力:7,257 kN
  • 真空中での推力:7,904 kN
  • 海面高度での比推力: 309 s
  • 真空中比推力: 337 s
  • 重量: 9,750 kg
  • 推力重量比(sea/vac): 75.9 / 82.7


RD-170 RD-171 RD-171M RD-180 RD-191
ケロシン/液体酸素の混合比 ~2.6 ~2.6? ~2.6? 2.72 ~2.6
ノズルの数 4 4 4 2 1
全高 4000 mm 4015 mm 4015 mm 3600 m 3780 m
直径 3800 mm 3565 mm 3565 mm 3200 m 2100 m
乾燥重量 9750 kg 9500 kg 9300 kg 5480 kg 2200 kg
推力/重量比 (地上/真空中) 75.9 / 82.7 77.9 / 84.8 79.6 / 86.7 71.2 / 77.3 89.1 / 96.6
燃焼室圧力 24.5 MPa 24.5 MPa 24.5 MPa 25.7 MPa 25.7 MPa
開口部での噴流の圧力 0.66 MPa 0.66 MPa? 0.66 MPa? 0.69 MPa 0.69 MPa
膨張比 36.87 36.87? 36.87? 36.87 37
地上での推力/真空中での推力 7257 / 7904 kN 7257 / 7904 kN 7257 / 7904 kN 3827 / 4152 kN 1922 / 2085 kN
比推力 (地上/真空中) 309 / 337 s 309 / 337 s 309.5 / 337.2 s 311.9 / 338.4 s 311.2 / 337.5

脚注[編集]

  1. ^ Coppinger, Rob (2009年8月11日). “The Bear's stars shine brighter”. Flight International. 2009年8月22日閲覧。
  2. ^ Successful Tests of Angara Stage 1 Engine”. Khrunichev (2007年12月12日). 2008年5月11日閲覧。
  3. ^ First launch of KSLV-1 is conducted” (2009年8月25日). 2009年8月22日閲覧。
  4. ^ S. Korea to launch first space rocket on Aug. 19” (2009年8月25日). 2009年8月22日閲覧。

外部リンク[編集]