RD-270(俄语: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,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-700UR-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。

RD-270 (РД-270)
原产国苏联
研发日期1969年
设计者瓦连京·格鲁什科, 苏联/乌克兰苏维埃社会主义共和国
制造者Energomash
下一代产品RD-270M
现状退役
液态火箭发动机
推进剂四氧化二氮 / 偏二甲肼
系统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
燃烧室压力26.1 MPa(3,790 psi)[1]
比冲(真空)322 s(3.16 km/s)
比冲(海平面)301 s(2.95 km/s)
尺寸
长度4.9米(16英尺)
直径3.4米(11英尺)
净重3,370千克(7,430磅)[1]
用于
UR-700UR-900的第一级

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

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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(0.41千米每秒)。[5]

设计

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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

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参考文献

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  1. ^ 1.0 1.1 1.2 1.3 1.4 «RD-270 (8D420)». (in Russian)
  2. ^ Harvey, Brian. Soviet and Russian Lunar Exploration. Springer-Praxis. 2007: 61-62. ISBN 0387218963. 
  3. ^ Harvey, Brian. Soviet and Russian Lunar Exploration. Springer-Praxis. 2007: 61-62. ISBN 0387218963. 
  4. ^ 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). 
  5. ^ Astronautix: RD-270 互联网档案馆存档,存档日期2009-04-30..
  6. ^ «RD-270 (8D420)». (in Russian)
  7. ^ «RD-270 (8D420)». (in Russian)

外部链接

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