RD-270

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RD-270 (РД-270)
用途: UR-700とUR-900の第1段
推進剤: 非対称ジメチルヒドラジン/四酸化二窒素
開発年: 1969年
大きさ
全高 194 in (4,900 mm)
直径 132 in (3,400 mm)
乾燥重量 7,489 lb (3,370 kg)[1]
推力重量比
性能
海面高度での比推力 301秒
真空中での比推力 322秒
海面高度での推力 1,409,552 lbf (6.27 MN)[1]
真空中での推力 1,508,467 lbf (6.71 MN)[1]
燃焼室圧力 3,828 psi (26,1 MPa)[1]
設計者
製造会社: OKB-456
推進技術者: ヴァレンティン・グルシュコ
設計チーム: OKB-456

RD-270 (ロシア語: Ра́кетный дв́игатель 270, Rocket Engine 270, 8D420) - は1960年から1970年にかけてソビエトOKB-456(第456設計局)によって開発された単体の燃焼室を備えた二液推進系の液体燃料ロケットである。月面到達を目指すUR-700とUR-900ロケットシリーズの第一段に使用される予定だった。1970年12月31日に搭載予定のロケットの作業と共に終了した。ソビエトとロシアにおいて単体の燃焼室のロケットエンジンとしては最も高推力で地表で640tの推力だった。推進剤には非対称ジメチルヒドラジン(UDMH)と四酸化二窒素(N2O4)が使用された。燃焼室圧力は当時最大の約26 MPaだった。これは流入する全ての推進剤を燃焼室で燃焼する為に送る前に酸化剤リッチと燃料リッチの状態で駆動する二組のタービンを通すフルフロー二段燃焼サイクルを適用する事によって達成された。これにより地表での比推力は301秒に達した。 エンジンの試験は進行中だったが計画の中止が決まった。1970年12月11日に全ての作業がロケットの計画に纏わる他の全ての作業と共に止まった。開発は凍結され試験段階だった試験用エンジンのみが残された。 2009年時点においてソビエトとロシアにおいて単一の燃焼室のエンジンとしては最も強力である。

歴史[編集]

RD-270の開発は1962年6月26日に開始された。予備調査と開発と量産はヴァレンティン・グルシュコが率いて1967年に予備調査が完了した。完成当時は高沸点推進剤を使用するエンジンとしては世界で最も強力なエンジンだった。1967年から1969年にかけて海面高度での作動の為に(膨張比の小さい)短いノズルを備えたいくつかの実験用エンジンの燃焼試験が行われた。22機のエンジンで計27回の燃焼試験が行われ、その中で3基のエンジンが複数回試験されその中の1基は3回試験された。後にUR-700ロケット計画の中止により全ての作業は止まった。

エンジンの開発は理論上高比推力が期待される燃料としてペンタボラン'zip'推進剤の使用の可能性を試験する為にRD-270mに変更された。燃料のペンタボランは大きな毒性の問題をはらんではいたがエンジンの比推力を42秒増加した。試験は環境上の問題により局地的に実施された。[2]N-1ロケットの為に改良されたRD-270Kがあったが地上試験の段階で問題が解決しなかった。

設計[編集]

エンジンの出力範囲は95-105%で推力の噴射方向はR-56ロケット用の場合±12°でUR-700ロケット用の場合±8°で調整できる。酸化剤と燃料の混合比は2.67で7%変えられる。

高比推力と高圧の燃焼室圧力を達成する為にRD-270は二系統のフル・フロー二段燃焼サイクルを適用している。二組のタービンと予備燃焼室からガスの状態で全ての推進剤が循環する。一つのタービンは燃料リッチガスで燃料ポンプを駆動し、もう一方は酸素リッチのガスで酸化剤のポンプを駆動する。その結果主燃焼室(MCC)はガス発生器から送られるタービンを駆動後のガスのみを燃焼する。エンジンの制御装置は燃料系統と酸化剤系統の二つを独立して調整する機能を有する。

主燃焼室にはフィルム冷却による冷却の為に内部に溝が4本あり、ノズルの最も加熱される部分は熱防御の為にジルコニアによって被覆されている。[1]


関連項目[編集]

脚注[編集]

外部リンク[編集]