RD-0120

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RD-0120
原開発国 ソビエト連邦の旗 ソビエト連邦
使用期間 1976-1987
初飛行 1987-05-15
最終(最新)飛行 1988-11-15
設計者 OKB-154
開発企業 ヴォロネジ機械工場
目的 1段目のエンジン
搭載 エネルギア
後継 RD-0122
現況 引退済
液体燃料エンジン
推進薬 液体酸素 / 液体水素
混合比 6.0
サイクル 二段燃焼サイクル
構成
燃焼室 1
ノズル比 85.70
性能
推力 (vac.) 1,961.3 kN (440,900 lbf) (106%)
推力 (SL) 1,526 kN (343,000 lbf) (106%)
推力重量比 43.95 (真空中)
燃焼室圧力 21.9 MPa (3,180 psi)
Isp (vac.) 455 秒 (4.46 km/s)
Isp (SL) 353.2 秒 (3.464 km/s)
燃焼時間 500秒間
ジンバル範囲 +/- 7°
寸法
全長 4,550 mm (179 in)
直径 2,420 mm (95 in)
乾燥重量 3,450 kg (7,600 lb)
使用
エネルギアコア ステージ
リファレンス
出典 [1][2][3]

RD-0120 (11D122としても認識される)はスペースシャトルの主エンジン(SSME)に相当するエネルギアの液体水素/液体酸素を推進剤とするコアロケットエンジンである。オービターではなくエネルギアコアに搭載され、飛行後、エンジンは回収されないがモジュラー設計である。(エネルギアコアはシャトルの打ち上げ以外にも多様な用途へ対応する)基本的にはアメリカの水素-酸素エンジン技術よりも成熟しているが少なからずロシアの技術革新や方法が取り入れられており、SSMEとRD-0120には相違点がある。RD-0120は理論的な比推力付近まで到達している。燃焼室の圧力はSSMEよりも高く、推力重量比を犠牲にしてSSMEよりも単純化、低コスト化されている。燃料リッチ二段燃焼サイクルであり、単軸で燃料と酸化剤の両方のターボポンプを駆動する。より単純で廉価なチャンネルウォールノズルのようないくつかのロシアの設計の特徴が1990年代末にロケットダインによってSSMEへの適用可能か検討された。SSMEでは必要な音響共鳴燃焼室を使用せずに燃焼の安定を達成する。

仕様[編集]

RD-0120[編集]

推力 (真空): 1.8639 MN (190 tons), (海面高度): 1.5171 MN
比推力 (真空): 454 s (4449 m/s), (海面高度): 359 s
燃焼時間: 通常 480-500秒, 認定 1670秒.
基本重量: 3,449 kg.
全長: 4.55 m, 直径: 2.42 m
推進剤: LOX & LH2
燃焼サイクル: 二段燃焼サイクル
主燃焼室圧力: 21.8 MPa
混合比: 6:1
ノズル開口比: 85.7
製造者: キマフトマティキ (Воронежском КБ Химавтоматики)
搭載機: エネルギア コア ステージ

RD-0120とSSMEの比較[編集]

仕様諸元
型式 (単位) RD-0120 SSME
燃焼サイクル - 二段燃焼サイクル 二段燃焼サイクル
推力 kN 1,961 2,278
混合比 酸素:水素 6:1 5
膨張比 - 85.7 77.5
比推力 (Isp) 454(真空中)、359(海面高度) 453(真空中)、363(海面高度)
燃焼室圧力 MPa 21.8 18.9
全長 m 4.55 4.24
重量 kg 3,449 3,177
出力制御 可能 可能


関連[編集]

脚注[編集]

  • Hendrickx, Bart; Bert, Vis (2007). Energiya-Buran: The Soviet Space Shuttle. Chichester, UK: Praxis Publishing Ltd. ISBN 978-0-387-69848-9. 
  1. ^ RD-0120”. 2015年7月15日閲覧。
  2. ^ ЖРД РД-0120 (11Д122)” [RD-0120 (11D122)] (Russian). 2015年7月7日閲覧。
  3. ^ Liquid Rocket Engine”. Voronezh Mechanical Plant. 2015年5月29日閲覧。

外部リンク[編集]