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1、俄罗斯的液体火箭及发动机详细介绍火箭简介火箭简介“东方号”系列火箭是世界上第一个航天运载火箭系列，包括“卫星号” 、 “月球号” 、“东方号” 、 “上升号” 、 “闪电号” 、 “联盟号” 、 “进步号”等型号，后四种火箭又构成“联盟号”子系列火箭。“东方号”运载火箭是对“月球号”火箭略加改进而构成的，主要是增加了一子级的推进剂质量和提高了二子级发动机的性能。这种火箭的中心是一个两级火箭，周围有四个长19。8 米、直径 2。68 米的助推火箭。中心的两级火箭，一子级长28。75 米，二子级长 2。98 米，呈圆筒形状。发射时，中心火箭发动机和四个助推火箭发动机同时点火。大约两分钟后， 助推火
2、箭分离脱落， 主火箭继续工作两分钟后， 也熄火脱落。 接着末级火箭点火工作，直到把有效载荷送入绕地球的轨道。东方号火箭因发射“东方号”宇宙飞船而得名， 1961年 4 月 12 日把世界上第一位宇航员加加林送上地球轨道飞行并安全返回地面。“联盟号”火箭是“联盟号”子系列中的两级型火箭，系通过挖掘“东方号”火箭一子级的潜力和采用新的更大推力的二子级研制而成。因发射联盟系列载人飞船而得名。最长49。52 米，起飞重量 310 吨，近地轨道的运载能力约为7。2 吨。“能源号”运载火箭是前苏联的一种重型的通用运载火箭， 也是目前世界上起飞质量与推力最大的火箭。“能源号”运载火箭的主要任务有：发射多次使
3、用的轨道飞行器；向近地空间发射大型飞行器、大型空间站的基本舱或其它舱段、 大型太阳能装置；向近地轨道或地球同步轨道发射重型军用、民用卫星；向月球、火星或深层空间发射大型有效载荷。“能源号”运载火箭长约60 米，总重 2400 吨，起飞推力 3500 吨，能把 100 吨有效载荷送上近地轨道。火箭分助推级和芯级两级， 助推级由四台液体助推器构成， 每个助推器长32 米，直径4 米；芯级长60 米，直径8 米，由四台液体火箭发动机组成。发射时，助推级和芯级同时点火，助推级四台助推火箭工作完毕后， 芯级将有效载荷加速到亚轨道速度， 在预定的轨道高度与有效载荷分离。尔后有效载荷靠自身发动机动力进入轨道
4、。“能源号”运载火箭成为前苏联运载火箭发展的一个新的里程碑。“质子号”系列运载火箭是前苏联第一种非导弹衍生的、 专为航天任务设计的大型运载器。在“能源号”重型火箭投入使用以前，该型号是前苏联运载能力最大的运载火箭。 “质子号”系列共有三种型号：二级型、三级型和四级型。二级型“质子号”共发射了三颗“质子号”卫星，此后便停止使用。火箭全长41 米，最大直径 7。4 米。三级型“质子号”主要用于“礼炮号” 、 “和平号”等空间站的发射。火箭全长57 米，最大直径 7。4 米。四级型“质子号”主要用于发射各类大型星际探测器和地球同步轨道卫星。火箭全长57。2 米，最大直径 7。4 米。“天顶号”是前苏
5、联的一种中型运载火箭，主要是用来发射轨道高度在1500km 以下的军用和民用卫星、经过改进的“联盟号” TM 型载人飞船和“进步号”改进型货运飞船。“天顶号”2 型是两级运载火箭，其一子级还被用作“能源号”火箭助推级的助推器。“天顶号”3 型是三级运载火箭，它在二型的基础上，增加了一个远地点级，用于将有效载荷送入地球同步轨道、其它高轨道或星际飞行轨道。2 型与 3 型用的一子级和二子极是相同的。“天顶号”是前苏联继“旋风号”后第二个利用全自动发射系统实施发射的运载火箭。在发射厂，火箭呈水平状态进行总装、测试、转运至发射台。所有发射操作，包括火箭离开总装测试厂房，由铁路转运至发射台、起竖、连接电
6、路、气动与液压系统、测试、 加注推进剂、点火等都是按照事先确定的程序自动进行的。“天顶号”2 型最大长度 57 米，最大直径 3。9 米。“天顶号”3 型最大长度 61。4 米，最大直径 3。9 米。发动机详细介绍发动机详细介绍动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）是俄罗斯一家专门从事液体推进剂火箭设计生产的公司。其创建者是苏联 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-10
7、8 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
8、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 540kN 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
9、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-108997kN746kN315s248kg286s1,400 kg0.67m2.86m4+4V5.1MPa72.59：1
10、2.39：118.8：1150：10.306R-7 系列RD-107A1021.3kN838.5kN319s257s118s0.67m2.86m4+2V6MPa2.47：118.8：1150：10.325RD-108A990.2kN792.5kN319s248s286s0.67m2.86m4+4V5.44MPa2.39：118.8：1150：10.3135RD-1171,021.097kN919.1 kN314s257s4+2V2.47：118.8：1150：10.325RD-118971.4 kN777.8 kN316s253s4+4V2.39：118.8：1150：10.3135真空推力：
11、992kN海平面推力： 821kN真空比冲：315s海平面比冲： 257s燃烧时间：118s重量：直径：高度：燃料：推重比：混合比：膨胀比：应用：1,200kg0.67m2.86m煤油/液氧84.27：12.47：1150：1R-7 系列燃烧室数：4+2V燃烧室压力： 5.85MPa喷嘴面积比： 18.8：1流量(吨/秒)： 0.325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发射时能产生约 736kN 的推力（真空下约942kN） ，燃烧时间为304 秒；RD-10
12、7 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。他曾测试过由推力 392kN 的单
13、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-
14、117，第一级用的发动机由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
15、器的富氧燃气进行补燃的经济运行方式，以四氧化二氮/偏二甲肼为推进剂。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
16、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 RD-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-253RD-253 发动机（左二）和发动机（左二）和 RD-275RD-275（右二）（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
17、”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 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
18、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
19、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-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
20、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RD-170号RD-171RD-171M RD-172RD-253RD-275RD-275M RD-276真 空 推7,887kN7,903kN7,903kN8,343.6kN 1,635kN1,749.6kN 1783.7kN 1,832kN力：海 平 面7,550kN7,550kN7,550kN7,688.4kN 1,474kN1,589kN1,620kN1,671kN推力：真 空 比337s冲：海 平 面309.3s比冲：燃 烧 时150s间：直径：4.02m高度：3
21、.78m燃 烧 室4数：337.2s309.3s150s337.2s309.3s150s337.4s310.9s316s285s130s1,280kg1.50m2.72m1316s287s130s1,280kg1.50m2.72m1316s287s318.8s288s1.50m2.72m1重量：9,750kg9,500kg9,500kg4.02m3.78m44.02m3.78m44燃料：煤油/液氧偏二甲肼/四氧化二氮16.67MPa2.67：126：10.5917质子 M燃 烧 室24.52MPa 24.52MPa 24.52MPa 25.69MPa 14.71MPa 15.69MPa压力：推
22、重比： 82.66：1 84.84：1 84.84：1130.25：1 139.06：10.5756质子 M26：10.5646质子 M混合比： 2.63：12.63：12.63：12.63：12.67：12.67：1喷 嘴 面36.87：1 36.87：1 36.87：1 36.87：1 26：1积比：流量(吨/2.39252.3925秒)：应用：能源号天顶号2.39252.52170.5274质子 K天顶 2M 祝融星 RD-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，
23、但是它的双胞胎 RD-171 使用得相当频繁。RD-180RD-180 和和 RD-191RD-191 火箭发动机火箭发动机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
24、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“宇宙神 2A-R”火箭上，也就是“宇宙神 2A”加字母 R。 （R 代表俄罗
25、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-180真 空 推4,152kN力：海平面推3,829.1kN力：真 空 比338s冲：海平面比311s冲：燃 烧 时150s间：重量：直径：高度：5,393kg3.15m3.56mRD-191M
26、 NK-15NK-33NK-33-1NK-33(1)NK-432,095.1kN 1543.65kN 1,678.1 kN2,186.9 kN 1,685.6kN 1754.2kN1,921.2kN 1,378.6 kN 1,505.79 kN 1,919.6 kN 1,511.65kN337.5s309.5s150s3,230kg1.45m4m1318s284s1,247kg1.5m2.7m1331s297s1,235kg2m3.7m1350.6s307.8s1331.3s297.1s1346s1,396kg2.5m1燃 烧 室2数：燃料煤油/液氧燃烧室压26.67MPa力：推重比： 78.
27、44：1混合比： 2.72：1喷嘴面积36.87：1比：流量(吨/1.254325.69MPa 7.85MPa2.6：10.63314.54MPa18.02MPa 14.22MPa 14.54MPa2.6：10.51885128.22：12.8：170：10.517126.22：1 136.66：12.52：10.4952.8：127：10.5170.636秒)：应用：宇宙5/Rus-M神天顶号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
28、斯工程师向液氧煤油燃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
29、， 将全部工作转为机密类。 波音公司正在进行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，
30、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，
31、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
32、。 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
33、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”也将用 1 台”NK-33发动机。NK-33NK-33（上）和（上）和 NK-43NK-43（下）火箭发动机（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
34、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
35、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 秒为发射时的燃烧时间，回收后还可以燃烧 960 秒。
36、如果任务有所变化时可以达到2,000 秒，也就是说，如果能回收的话，可以使用 3 到 4 次。虽然 RD-0120 发动机在发射完毕下落过程中与芯级一起坠毁， 但是能回收的话可以使用 1020 次。RD-0120 发动机原本计划在实践中不段地得到改进，真空推力达到 230 吨。真空比冲达到460.5 秒，此外还计划使用延伸型的喷嘴以提高比冲。不过实际建造的 RD-0120 发动机的技术参数是固定的，这和航天飞机主发动机一样。前苏联/俄罗斯有着广泛研究分级燃烧循环发动机的经验， RD-0120 只使用了一台涡轮泵，液氢和液氧在此集会。这和航天飞机主发动机不同， 它使用的是分离型的涡轮泵， 而且液
37、氢和液氧是独立的是独立的涡轮泵。本来RD-0120 也采用这样的设计，不过最终还是选择了单涡轮泵，因为这样可以简化控制系统的点火顺序。RD-0120 采用的是通道璧型的喷嘴，和采用铜管冷却的喷嘴，零件数量减少了，焊接点减少了，制造工艺也简单了。在 20 世纪 90 年代，美国也曾经考虑过为航天主发动机研制这样的喷嘴，这样的设计能增加重复使用的次数。RD-0120RD-0120 的管路系统RD-0163 发动机是俄罗斯新开发的用于Rus-M 项目的一款火箭发动机，用在助推级上。RD-0163 这个代号很怪异，“0”通常情况下代表是第二级火箭发动机，或者是芯级使用的发动机，如“能源号”上使用的 R
38、D-0120 发动机，但是助推级上通常第一数字为 “1”。RD-0163 发动机是化工自动化设计局研制的一款发动机， 可能是萨马拉和库兹涅佐夫合作开发的原苏联液氧煤油高压补燃火箭发动机NK-33 的改进型号，是单燃烧室的一款发动机， 但是在 Rus-M项目中两台发动机组合在一起使用， 像 RD-180 发动机， 但是组合后推力比 RD-180 发动机要大，真空推力达到 5,440.7 千牛。俄罗斯有着丰富的天然气资源， 使用液态天然气是一个相当不错的选择， 而且液态天然气是一种相当环保的燃料。目前，俄罗斯正在研制的“人力车”系列运载火箭就使用液态天然气作为燃料。使用 RD-182 作为第一级和
39、助推级、RD-183 作为第三级、RD-185 作为第二级，还可能使用 RD-190 发动机， 相当于 6 台 RD-169 发动机， 这些发动机都是动力机械制造科研生产联合体研制。采用液态天然气比煤油的发动机比冲要高 20 秒左右，而且 70%80%的硬件可以得到沿用，只是推力减小了。 采用液态甲烷的发动机推力范围相当广泛， 从 1 千克到 200 吨都可以做到，但是要研制 200 吨以上的发动机就有难度了。 目前，采用液态甲烷的发动机大致有2 种，一种是采用闭式循环的富氧预燃室技术（closed oxidizer-rich gasgenerator，ORG） ，另一种是闭式循环的富燃料预燃
40、室技术（fuel-rich gas generator，FRG） 。其次还有一种发动机采用3 元推进剂液态天然气、液氢和液氧。助推级和芯级上的 RD-182 发动机是有区别的，于 1994 年开始研制。芯级上的 RD-182发动机的推力比助推级上要大，真空推力达到902.2 千牛，真空比冲为352 秒，而助推级上的 RD-182 发动机真空推力为 815.8 千牛，真空比冲为351 秒。混合比都一样，为3.4，燃烧室压力和膨胀比也有所区别， 芯级上的 RD-182 发动机的燃烧室压力为17.16MPa，膨胀比为729，助推级上的RD-182 发动机的燃烧室压力为16.28MPa，膨胀比为692
41、。“人力车 0”上的第一级将使用一台 RD-190 发动机，相当于 6 台 RD-169 发动机，真空推力为 1,003.3 千牛，真空比冲为 351 秒。“人力车”系列运载火箭的第二级都用 RD-158 发动机，该发动机的真空推力为 179.4 千牛， 真空比冲为 378 秒。 将来还可能使用 RD-183 发动机， 用于第三级。 RD-183发动机的真空推力只有9.8 千牛， 真空比冲为 360 秒， 燃烧室压力为 7.35MPa， 混合比为 3.4，每秒钟的推进剂流量为2.8 千克。RD-0141 发动机也是采用液态天然气的一款发动机， 由化工自动化设计局研制， 用于“乌连戈伊”（Ure
42、ngoy）火箭的第一级，“乌连戈伊”是俄罗斯提议中的一种火箭，是以俄罗斯地名“乌连戈伊”命名的，那里有世界第二大天然气田。RD-0141 发动机于 1998 年提议研制，它重 1,973 千克，高 3.35 米，推重比 116.3，真空推力为 2,250 千牛，真空比冲为 353 秒，海平面推力 2,059 千牛，海平面比冲 323 秒。RD-0143 发动机用于“乌连戈伊”的第二级，它的真空推力为 343 千牛，真空比冲为 372秒。 RD-0120、RD-0120M、RD-0163、RD-182、RD-190、RD-185 火箭发动机的技术参数参数/型号RD-0120RD-0120M RD
43、-0163RD-182(1)RD-182(2) RD-190815.8kN727.7kN351s313s1,500kg1.5m2.8m1RD-185真空推力： 1,517.1kN 1,525.5kN 5,440.7kN902.2kN海 平 面 推1,961kN力：真空比冲： 454.5s海 平 面 比359s冲：燃烧时间： 500s重量：直径：高度：燃料：3,450kg2.42m4.55m液氢/液氧1,961.7kN 4,876.6kN794.7kN454.6s372s500s3,450kg2.42m4.55m1320s286.8s2353s311s1,500kg1.5m2.8m11,003.
44、3kN 179.4kN4,166.3kN351s309s1,470kg2.4m1.7m6378s415kg1.5m3.3m1燃烧室数： 1煤油/液氧 液态天然气/液氧17.16MPa16.28MPa 14.71MPa 14.71MPa61.33：13.4：10.2606人力车3.4：10.2370人力车69.36：143.97：13.4：10.2922人力车3.4：10.0484人力车燃 烧 室 压21.87MPa 21.45MPa力：推重比：混合比：57.97：157.97：15.95：15.95：185.7：10.4300能源 M1.7338Rus-M喷 嘴 面 积85.7：1比：流量(吨
45、/秒)： 0.4300应用：能源号早期的“联盟号”火箭第二级采用 RD-0110 发动机，它是四燃烧室四喷嘴的液氧/煤油发动机，目前使用的RD-0110 发动机有“联盟 U”、“联盟 FG”和“联盟 2-1a”，早期的“联盟 2-1b”也采用 RD-0110 发动机，为了提高运载能力，以后会用RD-0124 发动机。RD-0124 发动机和RD-0110 发动机相比，推力并没有增加，但是比冲有所提高，燃烧时间也增加了，而且取消了 4 台游离发动机。RD-0124 发动机采用的是多级涡轮泵，并采用冷却系统，有4 个喷嘴，但是只有一个涡轮泵。RD-0124 的燃烧室压力非常高，因此，比冲也非常高，
46、达到353 秒。RD-0124 发动机的第一次火箭发射是在 2006 年 12 月 27 日。俄罗斯的安加拉系列运载火箭将广泛使用 RD-0124 发动机作为第二级。俄罗斯研制的 RD-0154 发动机计划用于提升现役的“联盟号”火箭的性能， 它吸引人的地方是比冲极其得高，是目前使用煤油/液氧作为燃料的发动机中是最高的，超过了 RD-0124发动机的 359 秒，达到 363 秒。RD-0154 发动机重 536 千克，燃烧室压力15.2MPa，真空推力 300.5 千牛，计划用于 Aurora 和“联盟 2-3”的第二级。其次，俄罗斯还推出了RD-0155 发动机，用于“联盟号”系列火箭的助
47、推级，主要也是用于提升 “联盟号”系列火箭运载能力。RD-0155 发动机和以前使用的RD-107A 发动机相比，真空推力只提升了 7 千牛，达到 1027.5千牛，真空比冲提升了 17 秒，达到 337 秒。RD-0155 是一款双燃烧室的发动机，重 1,150千克，燃烧室压力达到 17.65MPa，混合比 2.6，将来计划用于 Onega、Avrora“联盟 2-3”和“联盟 3”。RD-0163RD-0163、RD-182RD-182、RD-185RD-185、RD-0154RD-0154、RD-0155RD-0155 发动机发动机“联盟号”火箭使用的上面级最为著名的是 Fregat，发
48、动机采用的是 S5.92，是单燃烧室的发动机，由化工机械设计局研制。化工机械设计局还设计了S5.98 发动机，应用在微风M和微风 KM 上，S5.92 和 S5.98 发动机都是采用偏二甲肼和四氧化二氮作为燃料，推力也差不多，S5.92 发动机为 19.85 千牛，S5.98 发动机为 19.63 千牛，最大的不同是 S5.98 发动机有 4 台游离发动机。“联盟号”火箭早期使用的是 Ikar 上面级，发动机采用的是S5.461，生产代号为 17D61， 由进步国家科研生产航天火箭中心研制， 在 1999 年时用于发射“全球星” （由48 颗卫星组成全球移动通信网） ，总共发射了 6 次。Ik
49、ar 上面级有 1 台主发动机和 16 台辅助的发动机，主发动机的真空推力为2,943 牛，其中4 台发动机的推力为 110 牛，还有4 台发动机的推力为 52 牛，最后的8 台发动机的推力为5.88 牛。S5.461 发动机重 820 千克，高2.56 米，直径 2.72 米，推重比为 36，真空比冲为 307 秒，燃烧室压力为 0.88MPa，燃料为偏二甲肼和四氧化二氮。RD-0110RD-0110 发动机、发动机、RD-0124RD-0124 发动机、发动机、S5.92S5.92 发动机和和发动机和和 RD-58RD-58 系列火箭发动机系列火箭发动机早期的“质子号”使用的上面级有 D
50、和 DM 系列组级， 发动机都采用 RD-58 或者它的改进型号， 如 RD-58M 和 RD-58S。 RD-58 由科罗廖夫能源火箭宇航集团公司研制， RD-58 和 RD-58M燃料用的是煤油/液氧，而 RD-58S 用的是合成煤油/液氧。RD-0110、RD-0124、S5.92、S5.98、RD-58、RD-58M、RD-58S 火箭发动机的技术参数参数/型号RD-0110 RD-0124S5.92359s270s4331s1S5.98325.5s1+4VRD-583461RD-583521RD-58MRD-58S353s1361s1合成煤油/液氧7.94MPa280：1真空推力：