RD-263
| 原開発国 |  ソビエト連邦 |
|---|---|
| 使用期間 | 1969-1975[1] |
| 設計者 | エネゴマシュ, V.グルシュコ[1] |
| 開発企業 | PA ユージュマシュ[2] |
| 搭載 | R-36M と ドニエプル[1] |
| 現況 | 製造終了 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進薬 | N2O4[3] / UDMH[3] |
| 混合比 | 2.67[3] |
| サイクル | 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル[1][3] |
| 構成 | |
| 燃焼室 | 1[3] |
| 性能 | |
| 推力 (vac.) | 1,128キロニュートン (254,000 lbf)[1] |
| 推力 (SL) | 1,040キロニュートン (230,000 lbf)[1] |
| 燃焼室圧力 | 20.6メガパスカル (2,990 psi)[1] |
| Isp (vac.) | 318 s (3.12 km/s)[1] |
| Isp (SL) | 293 s (2.87 km/s)[1] |
| ジンバル範囲 | 7°[4] |
| 寸法 | |
| 全長 | 2,150ミリメートル (85 in)[1] |
| 直径 | 1,080ミリメートル (43 in)[1] |
| 乾燥重量 | 870キログラム (1,920 lb)[1] |
| 使用 | |
| R-36M と R-36MUTTKh コア ステージ (15А14 と 15A18)[1] | |
RD-263 (GRAU 分類 15D117) はN2O4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[3]RD-264 (GRAU 分類 15D119)推進モジュールは4基の RD-263 である。[5] 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。[2] 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。[4]
派生型[編集]
基本的なエンジンを以下に示す
- RD-263 (GRAU Index: 15D117): 初期型でR-36M と R-36MUTTKhの1段目 (15А14 と15A18)で使用された。[1][3]
- RD-268 (GRAU Index: 15D168): MR-UR-100 (15А15) と MR-UR-100UTTKh (15A16)の1段目で使用された。[1][6][7][8]
- RD-273 (AKA RD-263F): RD-263Fの更新計画を基に改良された派生型。 R-36M2 (15A18M) と (15A18M2) の1段目で使用された。[9][10][7][11]
| エンジン | RD-263 | RD-268 | RD-273 |
|---|---|---|---|
| 別名 | 15D117 | 15D168 | RD-263F |
| 推進モジュール | RD-264 | N/A | RD-274 |
| 開発期間 | 1969-1975 | 1970-1976 | 1982-1988 |
| エンジン種類 | 液体式 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル を使用してN2O4/UDMH 推進剤 O/F 比は 2.67 | ||
| 燃焼室内圧力 | 20.6 MPa (2,990 psi) | 22.6 MPa (3,280 psi) | 22.6 MPa (3,280 psi) |
| 推力 (真空中) | 1,130 kN (250,000 lbf) | 1,240 kN (280,000 lbf) | 1,240 kN (280,000 lbf) |
| 推力 (海面高度) | 1,040 kN (230,000 lbf) | 1,130 kN (250,000 lbf) | 1,130 kN (250,000 lbf) |
| Isp (真空中) | 318s | 318.5s | 318s |
| Isp (海面高度) | 293s | 295.6s | 296s |
| 全長 | 2,150 mm (85 in) | 2,150 mm (85 in) | 2,150 mm (85 in) |
| 全幅 | 1,080 mm (43 in) | 1,083 mm (42.6 in) | 1,080 mm (43 in) |
| 乾燥重量 | 870 kg (1,920 lb) | 770 kg (1,700 lb) | 不明 |
| 搭載機 | R-36M (15А14) とR-36MUTTKh (15A18) コアステージ | MR-UR-100 (15А15) と MR-UR-100UTTKh (15A16) 1段目 | R-36M2 (15A18M) と (15A18M2) 1段目 |
| 状態 | 製造終了 | 引退済[12] | 引退済[13] |
| 出典 | [3][9][6][10][1][11] | ||
モジュール[編集]
複数のこれらのエンジンをモジュール化される。主なモジュールを示す:
- RD-264 (GRAU Index 15D119): 4基のRD-263で構成される。R-36MとR-36MUTTKhの1段目(15А14 と15A18)の推進モジュール。[1][5]
- RD-274 (GRAU Index ): 4基のRD-274で構成される。R-36M2 (15A18M)と (15A18M2)の1段目の推進モジュール。[14][7][11]
関連項目[編集]
出典[編集]
- ^ a b c d e f g h i j k l m n o p q “NPO Energomash list of engines”. NPO Energomash. 2015年6月20日閲覧。
- ^ a b Zak, Anatoly. “R-36M/15A14/SS-18/Satan/RS-20”. RussianSpaceWeb.com. 2015年6月20日閲覧。
- ^ a b c d e f g h “RD-263”. Encyclopedia Astronautica. 2015年6月20日閲覧。
- ^ a b Zak, Anatoly. “The Dnepr launcher”. RussianSpaceWeb.com. 2015年6月20日閲覧。
- ^ a b “RD-264”. Encyclopedia Astronautica. 2015年6月20日閲覧。
- ^ a b “RD-268”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月24日閲覧。
- ^ a b c McDowell, Jonathan. “Russian engines”. Jonathan's Space Report. 2015年7月24日閲覧。
- ^ “History”. NPO Energomash. 2015年7月24日閲覧。
- ^ a b “RD-263F”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月24日閲覧。
- ^ a b “RD-273”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月24日閲覧。
- ^ a b c Lardier, Christian. “Liquid Propellant Engines in the Soviet Union”. IAA History Simposia (American Astronautical Society) 19: 39-73.
- ^ “Ballistic Missiles”. Missile Threat. 2015年7月24日閲覧。
- ^ “Kazakhstan Missiles”. Nuclear Threat Initiative (2012年8月). 2015年7月24日閲覧。
- ^ “RD-274”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月24日閲覧。
