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1、俄罗斯的液体火箭发动机系列俄罗斯的液体火箭发动机系列网易 新闻 微博 邮箱 闪电邮 相册 有道 手机邮 印像派 梦幻人生 更多 博客 博客首页 博客话题 热点专题 博客油菜地 找朋友 博客圈子 博客风格 手机博客 短信写博 邮件写博 博客复制 摄影 主题展区 每日专题 摄影人物志 摄影师专访 摄影点评 随便看看 注册 登录 显示下一条|关闭 凹凸学院科学论坛导航首页 日志 相册 音乐 收藏 博友 关于我 日志AlexKea 加博友 关注他 最新日志2011年值得期待的大事记世界著名射电望远镜集锦世界著名光学望远镜集锦SpaceX公司于12月8日使用“波浪号和静海号系列运载火箭战神5号火箭博主推

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3、联20世纪20年代就开始从事火箭发动机研究的瓦朗坦格鲁什科，1954年，他成立了这家公司，并担任主席，公司当时叫做OKB-456。格卢什科领导设计局长达30多年，给当时的苏联提供了许多性能最好的发动机。公司曾设计了RD-107和RD-108发动机，驱动R-7火箭将卫星号人造卫星送入太空。之后又为“质子号”火箭设计了RD-253发动机，给“能源号”设计了RD-170，给“天顶号”设计了RD-171和RD-120，给“宇宙神”和“安加拉”设计了RD-180和RD-191，给“第聂伯”设计了RD-264，给“旋风号”设计了RD-261等。 R-7是前苏联最早的一种火箭，R-7火箭的设计特点之一是具有

4、一个芯级发动机段（A），其上捆绑了4个助推器（B，V，G和D）形成了第一级。每一级的芯级发动机上都捆绑着4个主发动机和4个游动发动机。对于第一级，一共有20个主燃烧室和12个游动燃烧室，都在同一时刻点火，推举着飞行器离开发射台。当连接器引爆时它们就会分离，剩下芯级发动机继续运行，其上面级称为第二级。对R-7的早期设计研究集中在以液氧和煤油的混合物为推进剂的单燃烧室发动机上，由格鲁什科负责的OKB-456设计局进行研发。芯级主发动机为RD-106发动机，发射时可以产生约520kN的推力，真空条件下可以产生约645kN的推力。4个捆绑助推器采用RD-105发动机，发射时每个发动机可以产生约540k

5、N的推力。然而，在研发过程中，这些发动机在单燃烧室燃烧稳定性上都暴露出了问题。到1953年，这一问题变得更加突出，使得火箭无法再承受高热核弹头不断增加的质量。1953年前，这种设计思想曾计划用于采用洲际弹道导弹来发射原子弹，但是后来转而用于发射（更重的）氢弹（或热核弹）。从原子弹转到热核弹是运载能力必须增加的主要原因。它必须具有把一个5.4吨的弹头送到8,500千米远的运载能力。令人万分苦恼的是，洲际弹道导弹的质量因此要达到283吨，需要将近3,920kN的推力。RD-107发动机（左）和RD-108发动机（右）RD-107火箭发动机和RD-108火箭发动机的技术参数参数/型号RD-107RD

6、-108RD-107A RD-108A RD-117RD-118真空推力：992kN997kN1021.3kN990.2kN1,021.097kN971.4 kN海平面推力：821kN746kN838.5kN792.5kN919.1 kN777.8 kN真空比冲：315s315s319s319s314s316s海平面比冲：257s248kg257s248s257s253s燃烧时间：118s286s118s286s重量：1,200kg1,400 kg直径：0.67m0.67m0.67m0.67m高度：2.86m2.86m2.86m2.86m燃烧室数：4+2V4+4V4+2V4+4V4+2V4+4

7、V燃料：煤油/液氧燃烧室压力：5.85MPa5.1MPa6MPa5.44MPa推重比：84.27：172.59：1混合比：2.47：12.39：12.47：12.39：12.47：12.39：1喷嘴面积比：18.8：118.8：118.8：118.8：118.8：118.8：1膨胀比：150：1150：1150：1150：1150：1150：1流量(吨/秒)：0.325 0.3060.3250.31350.3250.3135应用：R-7系列R-7系列联盟U助推级联盟2第一级联盟U2助推级联盟U2第一级为了达到要求，格鲁什科的设计局研制出了辅发动机RD-107和主发动机RD-108。RD-108

8、发射时能产生约736kN的推力（真空下约942kN），燃烧时间为304秒；RD-107的推力和燃烧时间分别为814kN和122秒。这两种发动机仍然使用液氧/煤油，保留了用于“联盟号”的助推级和第一级发动机（已改进）的中心推进单元，并有来自第二级或上面级的推力。RD-107和RD-108并不是R-7的最初选择。用于运载火箭发动机的早期设计是一种单室液氧/煤油发动机，其推力约为490589kN；但是人们很快就发现，这种发动机不能推举起55吨的载荷，而且在地面测试中其燃烧室的不稳定性导致出现严重的振荡，显示出了其性能的低劣。这个问题在由NII-88的总设计师A.伊萨耶夫进行的一次设计测试中得到了解决

9、。他曾测试过由推力392kN的单室发动机改进的多室发动机，显示出它比单室发动机具有更大的累计推力。后来就演变为采用泵压式的四室发动机，这就减少了不稳定燃烧带来的影响，也减小了发动机的质量，并使研制和测试的各个阶段都得到了很大的简化。这样，RD-107和RD-108的研制成功为R-7提供了所需的动力。19571966年期间，经对R-7发动机、结构和其上面级的改进，一个可靠的、通用的运载火箭系列诞生了，并支持了苏联/俄罗斯航天计划50年。1975年6月5日，通用机械制造部签署了一项命令，对在“联盟U”火箭进行改进，助推级和第一级火箭使用合成煤油，助推级用的发动机由RD-107变为RD-117，第一

10、级用的发动机由RD-107变为RD-118，这样“联盟U2”就能比标准型的“联盟U”的发射能力有所提高。但是由于1996年停止生产合成煤油，因此不得不继续使用“联盟U”进行载人飞船的发射和执行“进步号”飞船与“和平号”空间站及早期的国际空间站对接的任务。后来又对RD-107和RD-108发动机进行了改进，用于“联盟FG”和“联盟2”，改进后的发动机叫做RD-107A和RD-108A。“质子K”系列火箭的第一级用的是RD-253。RD-253的研制工作开始于1961年，由格鲁什科领导的设计团队设计，于1963年完成。RD-253采用的是燃气发生器的富氧燃气进行补燃的经济运行方式，以四氧化二氮/偏

11、二甲肼为推进剂。其第一级有6台RD-253发动机，分别捆绑在中央大氧化剂贮箱周围，这6台发动机每台都有自己的燃料贮箱。第一级与第二级的发动机都安装在铰链支架上，这可使控制火箭的能量损耗最小。第一次发射是在1965年7月。RD-275发动机是RD-253的改进型，于1987年到1993年研制成功，主要是提高了7.7%的推力，燃烧室所承受的的压力也更高，地球静止轨道的运载能力提高了600千克，采用RD-275发动机的“质子号”于1995年首次发射。从2001年开始，动力机械科研生产联合体又对RD-275进行了改进，此次改进提高了5.2%的推力，地球静止轨道运载能力也相应提高了150千克。改进后的R

12、D-275发动机叫作RD-275M，一些列测试工作于2002年到2003年完成，总共燃烧了735秒，2005年，RD-275M发动机开始进行生产。有时候把RD-275M也叫做RD-276发动机，但是RD-275M肯定不是最后的版本。RD-253发动机（左二）和RD-275（右二）由格鲁什科领导的设计团队研制了供“能源号”与“天顶号”使用的RD-170/RD-171型高压补燃液氧煤油发动机。“能源号”火箭的助推器使用RD-170，而“天顶号”火箭则使用RD-171。二者的区别在于，RD-170的推力矢量喷管可以沿2个方向轴摆动，RD-171的喷管则只能沿1个方向轴摆动。RD-170/RD-171

13、是迄今为止世界上推力最大的液体火箭发动机，其真空推力高达7,903kN。由于威力强大，“天顶号”火箭的第一级只需安装一台发动机。RD-170火箭发动机的管路系统虽然动力机械制造科研生产联合体有着丰富的研制分级燃烧循环的发动机的经验，但是以往研制的都是单燃烧室的推力不是很大的发动机，如N1火箭上的NK系列发动机，研制推力如此大的四燃烧室的闭式循环的发动机，当时的前苏联还是显得捉襟见肘，正是由于RD-170发动机的研制过程出现了问题，才使得“能源号”火箭的首次发射一推再推。美国还没有研制过使用没油和液氧的分级燃烧循环的发动机，只研制过供“土星5号”使用的F-1发动机，虽然推力很大，但是该发动机采用

14、的是燃气发生器循环，是开式循环。RD-170、RD-171和RD-171M火箭发动机RD-170发动机有4个燃烧室，一台涡轮泵和2个预燃室。其中涡轮泵是单级的，整个涡轮泵系统还包括有一台氧化剂泵，一台两级型的燃料泵，整个系统连接了低压的燃料泵和氧化剂泵，并使推进剂增压，防止涡轮泵形成空穴现象，从而防止燃烧不稳定现象的出现。这涡轮泵有2个富氧预燃室燃烧后形成的高压气体来驱动，起先时，原本打算只用一个预燃室，这样每秒种要燃烧掉1.5吨的推进剂，这样的流量太大了。在RD-170发动机整个氧化剂和煤油的循环过程中，只有少部分推进剂通过预燃室，约占6%。这涡轮泵大约能产生257,000匹马力的动力。RD

15、-170发动机可以在可以节流到额定功率的50%，且装有万向节转向装置，它借助于8个液压执行机构来执行，可以沿2个方向轴摆动，RD-171的喷管则只能沿1个方向轴摆动。因此RD-170发动机必须考虑这8个液压执行机构的可靠性，必须要防止空气通过旋转接头进入箭体，因此要使用强大的驱动器阻止空气动力学压力。RD-170、RD-171、RD-171、RD-253、RD-275、RD-276火箭发动机的技术参数参数/型号RD-170RD-171RD-171MRD-172RD-253RD-275RD-275MRD-276真空推力：7,887kN7,903kN7,903kN8,343.6kN1,635kN1

16、,749.6kN1783.7kN1,832kN海平面推力：7,550kN7,550kN7,550kN7,688.4kN1,474kN1,589kN1,620kN1,671kN真空比冲：337s337.2s337.2s337.4s316s316s316s318.8s海平面比冲：309.3s309.3s309.3s310.9s285s287s287s288s燃烧时间：150s150s150s130s130s重量：9,750kg9,500kg9,500kg1,280kg1,280kg直径：4.02m4.02m4.02m1.50m1.50m1.50m高度：3.78m3.78m3.78m2.72m2.7

17、2m2.72m燃烧室数：4444111燃料：煤油/液氧偏二甲肼/四氧化二氮燃烧室压力：24.52MPa24.52MPa24.52MPa25.69MPa14.71MPa15.69MPa16.67MPa推重比：82.66：184.84：184.84：1130.25：1139.06：1混合比：2.63：12.63：12.63：12.63：12.67：12.67：12.67：1喷嘴面积比：36.87：136.87：136.87：136.87：126：126：126：1流量(吨/秒)：2.3925 2.39252.39252.52170.52740.56460.57560.5917应用：能源号天顶号天顶

18、2M祝融星质子K质子M质子M质子MRD-170发动机的正规燃烧时间为140秒到150秒，至少可以重复使用10次，这是通过测试得到的。尽管RD-170发动机只执行了2次“能源号”任务，但是它的双胞胎RD-171使用得相当频繁。RD-180和RD-191火箭发动机RD-180是俄罗斯动力机械制造科研生产联合体于19941995年开始在RD-170和RD-171发动机的基础上研制的一款双燃烧室双喷嘴的火箭发动机。RD-180有70左右的组件都与RD-170相同，显著降低了研制新型发动机的成本，缩短了研制周期。RD-180发动机有两个推力室，由一个富氧燃烧预燃器驱动公用涡轮泵。由于RD-170发动机已

19、经过了1,000,000多秒的热试车，因此RD-180发动机的研制风险较低。1996年，RD-180被洛克希德马丁公司选定用于“宇宙神3”运载火箭，后来主要是用于20世纪90年代开发改进型一次性运载火箭（EELV）和“宇宙神5”运载火箭。考虑到这些火箭既要满足军用，又要用于商业发射，因此普惠公司也加入发动机合作项目。发动机的生产全部在俄罗斯进行，而负责出售的是发动机生产商动力机械科研生产联合体和普惠公司组成的合资公司。RD-180以煤油和液氧为推进剂，使用高压分级燃烧循环。RD-180继承了先驱RD-170的富氧预燃室设计，使发动机效率更高。喷嘴的活动由四个液压缸支持。RD-180首先被使用在

20、“宇宙神2A-R”火箭上，也就是“宇宙神2A”加字母R。（R代表俄罗斯，因为火箭采用了俄罗斯的主发动机）这款火箭后来被命名为“宇宙神3号”。目前美国现役的“宇宙神5号”火箭也沿用了RD-180。当初洛马公司用来做结构测试和频率响应测试的那台RD-180陈列在第23界G8峰会美国总统克林顿和俄罗斯总统叶利钦会晤的地方。RD-180火箭发动机的管路系统RD-180、RD-191M、NK-15、NK-33、NK-43火箭发动机的技术参数参数/型号RD-180RD-191MNK-15NK-33NK-33-1NK-33(1)NK-43真空推力：4,152kN2,095.1kN1543.65kN1,678

21、.1 kN2,186.9 kN1,685.6kN1754.2kN海平面推力：3,829.1kN1,921.2kN1,378.6 kN1,505.79 kN1,919.6 kN1,511.65kN真空比冲：338s337.5s318s331s350.6s331.3s346s海平面比冲：311s309.5s284s297s307.8s297.1s燃烧时间：150s150s重量：5,393kg3,230kg1,247kg1,235kg1,396kg直径：3.15m1.45m1.5m2m2.5m高度：3.56m4m2.7m3.7m燃烧室数：2111111燃料煤油/液氧燃烧室压力：26.67MPa25.

22、69MPa7.85MPa14.54MPa18.02MPa14.22MPa14.54MPa推重比：78.44：1126.22：1136.66：1128.22：1混合比：2.72：12.6：12.52：12.8：12.6：12.8：1喷嘴面积比：36.87：127：170：1流量(吨/秒)：1.25430.6330.4950.5170.6360.518850.517应用：宇宙神5/Rus-M天顶号N1第一级N1F第一级联盟3金牛座2N1F第二级RD-191液氧煤油火箭发动机是RD-170/180发动机家族的改型。RD-191发动机用途广泛，可以用作火箭第一级也可用作第二级。俄罗斯工程师向液氧煤油燃

23、料中添加了有限数量的液氢，成功实现了三种组分的同时稳定燃烧。此外，RD-191发动机的可回收性和复用性将大大降低部署载荷的成本。美国是世界上首先验证可重复使用液体燃料火箭可行性的国家，像航天飞机上的主发动机SSME，但是它是随航天飞机一起返回地面的。“能源号”火箭上的助推级是可以回收的，其RD-170是可以重复用的，但是使用次数仅有若干次。早在20世纪90年代中期，美国就发射了一枚小型的“德尔塔快船”单级火箭并成功返回。但美国决定与俄罗斯联合开发可重复用的发动机。19941995年间，动力机械科研生产联合体曾致力于此项工作。此后不久美国放弃与俄罗斯的合作，将全部工作转为机密类。波音公司正在进行

24、一项耗资数十亿美元的太空运载计划（SLI），将研发先进可重复使用运载火箭。同时，NASA以竞标形式研发了下一代可重复使用运载火箭。欧空局（ESA ）也曾尝试研发可重复使用的发动机，但NASA和ESA均未能在此领域有所建树。NK-33和NK-43是苏联60年末70年代初由库兹涅佐夫设计局设计制造的火箭发动机。用于登月火箭N1。NK-33的推重比是当前发动机领域最高的，同时其比冲也达到了很高的数值。NK-43与NK-33类似，但是用于上面级的。它喷嘴较长，在高空空气稀薄的环境下工作效率较高。其产生的推力和比冲更大，但也更长更重。NK-33和NK-43分别源自早期和NK-15和NK-15V发动机。该

25、发动机是分级燃烧循环双元液体推进剂火箭发动机，采用富氧预燃室技术驱动涡轮泵。由于富氧排气可能烧穿燃烧室壁，因而这种类型的发动机是比较少见的。美国从未在富氧发动机领域有过成功经验，而苏联在冶金方面的优势使之有制造这种发动机的基础。由于NK-33使用了两种密度近似的推进剂液氧和煤油，所以可以用一个转轴来驱动两者的供料涡轮泵。这使NK-33具有非常高的真空推重比136.66:1。即便是更重的NK-43，其真空推重比也达到了128.22：1。N1原本是在第一级使用NK-15发动机，在第二级使用NK-15V。然而N1发射的接连失败是这项工程没有了下文。而N1的改进还在继续，库兹涅佐夫将两种发动机分别改造

26、为NK-33和NK-43。改造后的N1就是N1F。由于在登月竞赛上失利，苏联不得不重新设计新的重型运载火箭“能源号”。因此，N1F从未试飞。随着N1工程的停工，政府下令毁掉一切资料，一个政府官员接管了这些发动机，将它们存放在仓库中。发动机的消息最后传到了美国。将近30年后，一些尚存怀疑态度的技术人员被带到仓库。 随后，其中一台发动机被带回美国，在精确测定发动机性能后，其技术参数才被公之于众。至于用剩下的NK-33做什么时常成为争论焦点。当时超前的设计理念使这批发动机至今仍有利用价值。喷气飞机公司已将NK-33和NK-43分别重命名为AJ26-58AJ26-59。基斯特勒航空航天公司，即现在的基

27、斯特勒火箭飞机公司（RpK）用3台NK-33和NK-43设计了K-1火箭。科罗廖夫能源火箭宇航集团公司打算用1台NK-33来驱动新运载器“Aurora-L.SK”。还有提议用NK-33替换“联盟号”中间的RD-108，或者再用四台NK-33替换4个推进发动机RD-107。通过减轻飞船重量来增加有效载荷，而且使用仓库存货也能降低飞船造价。“Aurora”和“联盟3”替换计划都面临一个现实问题，就是NK-33的现存数量不是很多，难以用在每年频繁发射的联盟飞船上。而基斯特勒的K-1是可重用的，需要的发动机数量比较少。轨道科学公司研制的“金牛座2号”运载火箭的第一级使用2台NK-33，“联盟1号”也将

28、用1台”NK-33发动机。NK-33（上）和NK-43（下）火箭发动机RD-0120是化工自动化设计局设计的一款液氢/液氧发动机，它的真空推力为190吨，真空比冲为454.5秒。“能源号”火箭芯级采用4台RD-0120发动机作为动力装置，采用分级燃烧循环，氧气和氢气在预燃室燃烧后驱动涡轮泵，之后再注入主燃烧室完成最后的燃烧过程。具体的过程是燃料和氧气先通过各自的低压燃料泵和氧化剂泵，连续不段地泵到主涡轮泵，部分燃料和氧气泵到预燃室燃烧驱动涡轮泵，燃烧后的高压气体再注入主燃烧室，另一部分液氢通过低压的燃料泵和主涡轮泵泵到冷却管路系统，之后由液体变为气体，在通过主涡轮泵泵到主燃烧室，液氧通过低压的

29、氧化剂泵和主涡轮泵泵到主燃烧室，氢气和氧气在主燃烧室燃烧后形成高压的气体从喷嘴喷出产生强大的推力。每台RD-0120发动机都有一台单杆的涡轮泵，它由2级组成，1台3级的燃料泵，2台氧化剂泵。其中1台氧化剂泵用于供给主燃烧室，另一台氧化剂泵用于供给预燃室和低压的液氧泵。这主涡轮泵的转速达到每分钟3,2500转，由富燃料预燃室驱动，工作温度达到530度。每台RD-0120发动机都装有万向节转向装置，并配有2个液压伺服执行机构，液压泵的动力来自于高压的氢气，最大偏航能力为11度，发动机能在45%100%的范围内节流，美国的航天飞机主发动机可以在67%104%范围内节流。气动控制系统包括压力氦气瓶，气动和电动阀门以及管道系统。RD-0120发动机燃烧时间在450秒到500秒间，如果没有达到预期速度会延长燃烧时间。发动机总的燃烧时间可以达到1,670秒，230秒为测试点火，480秒