第聂伯和轰鸣号火箭上使用的发动机

第 三级发动机为RD-869，是一款单燃烧室的发动机，由前苏联的南方设计局研制，“第聂伯1号”火箭的第三级上用4台，此款发动机有2种工作模式，以适应 不同任务需求。由于“第聂伯1号”火箭可以发射超过10颗以上的卫星，最多的一次曾经发射18颗卫星，不过那次发射失败了，之后成功发射了14颗小卫星。 要把这些卫星发射到各种不同高度的轨道，需要有燃烧时间非常长的发动机，在携带少量燃料的情况下只能降低推力，因此，RD-869发动机其中一种工作模式 的真空推力为8.28千牛，而且还有节流模式，真空推力可以减小到2.47千牛。“第聂伯1号”火箭的第三级空重2,356千克，总重4,266千克，因 此，只携带了910千克的燃料，在真空推力为8.28千牛的情况下，每秒钟消耗2.7千克推进剂，但是第三级的额定燃烧时间可以达到700秒，因此，在第 三级推进过程中，需要转换工作模式，以便于把不同的卫星调到不同高度的轨道上。另一种工作模式的真空推力为20.21千牛，每秒钟消耗6.4千克的燃 料。 

“轰鸣号”火箭的第一级采用的是RD-0233发动机，这是一款单燃烧室的发动机，燃料为偏二甲肼/四氧化二氮，由化工自动化设计局 研制，“轰鸣号”火箭的第一级用了4台。单台RD-0233发动机的真空推力为517.5千牛，总推力为2,070千牛，真空比冲为315.5千牛。第二 级为1台RD-0235发动机和1台RD-0236发动机，RD-0235发动机为单燃烧室的发动机，真空推力为240千牛，真空比冲为320秒，RD- 0236发动机为4燃烧室的发动机，真空推力只有15.76千牛，用于姿态控制，真空比冲302.6秒，组合后就是一台RD-0234发动机。第三级为微 风KM上面级，就是微风M去掉了辅助燃料箱，发动机为S5.98M，由化工机械设计局研制，真空推力为19.63千牛，真空比冲为325.5秒。

RD-216、RD-216M、RD-251、RD-261、RD-261M、RD-264、RD-274、RD-0233发动机的技术参数

参数/型号	RD-216	RD-216M	RD-251	RD-261	RD-261M	RD-264	RD-274	RD-0233
真空推力：	1,739.7kN	1,745kN	2,643.8kN	2,794.2kN	2,916.5kN	4,522.8kN	4,950.5kN	2,070kN
海平面推力：	1,480.8kN	1,485.7kN	2,364.9kN	2,502.2kN	2,607.6kN	4,166.3kN	4,594.8kN	1,870kN
真空比冲：	289s	291.3s	301.4s	301.4s	300.3s	318.4s	318.7s	315.5s
海平面比冲：	246s	248s	269.6s	269.6s	268.5s	293.3s	295.8s	285s
燃烧时间：	146s		120s	120s	120s			121s
重量：	1,350kg		1,729kg	1,764kg		3,600kg
直径：	2.26m		2.52m	2.52m		3.03m
高度：	2.20m		1.76m	1.76m		2.15m
燃烧室数：	4	4	6	6	6	4	4	4
燃料：	偏二甲肼和AK-27I		偏二甲肼/四氧化二氮
燃烧室压力：	7.36MPa	7.36MPa	8.34MPa	8.34MPa		20.59MPa	22.6MPa	20.1MPa
推重比：			156.15：1			128.05
混合比：	2.5：1	2.5：1	2.6：1	2.6：1		2.67：1		2.6：1
喷嘴面积比：	18.8：1		14.7：1	14.7：1
流量(吨/秒)：	0.6138	0.6109	0.8945	0.9464	0.9903	1.4485	1.5840	0.6690
应用：	宇宙3	宇宙3M	旋风2A	旋风3	旋风4	第聂伯1	第聂伯	轰鸣号

        RD-0146发动机是化工自动化设计局设计的一款发动机，是和美国普惠公司合作研制的，是俄罗斯版的RL10系列发动机，它将用于Rus-M系列运载火 箭的第二级。1997年，“质子号”火箭的制造商赫鲁尼切夫打算研制一种推力在100千牛左右的低温发动机，计划采用延长型喷嘴并要求提高真空比冲，此任 务分配给了化工自动化设计局。1999年，化工自动化设计局改进了RD-0146发动机得到了RD-0146U，部分资金由美国普惠公司资助。2000年 4月7日，普惠公司与俄罗斯的化工自动化设计局签署协议给予普惠的独家销售权。RD-0146发动机采用的是膨胀循环，因此没有预燃室，也没有冷却系统， 但是装备了延长型的喷嘴。发动机能重复点火，且装有转向装置，能在两个平面内转向。没有预燃室是为了能重复点火。 

前苏联 没有致力于研制液氢发动机作为上面级，对低温技术的实际应用非常渺茫。在20世纪60年代登月竞赛时，科罗廖夫研制的N1火箭采用的是煤油，采用液氢的低 温发动机的上面级还在计划中，后来出现的RD-56曾经计划用于N1M。前苏联/俄罗斯最早采用液氢的上面级为KVD-1，由阿列克谢伊萨耶夫的设计局设 计（KBKhM），发动机用的是RD-56M，推力为7.5吨，RD-56M采用分级燃烧循环，而美国的RL10系列采用的是膨胀循环，但是从来没有使用 过。化工自动化设计局设计的RD-0120是采用液氢的发动机，“能源号”的芯级采用4台，但是“能源号”火箭只发射过2次，由于经济上的原因，之后再也 没有发射过。20世纪90年代，俄罗斯和印度签署协议，提供给印度RD-56发动机，用于建造GSLV火箭的上面级，并重新取名为KVD-1。俄罗斯关于 液氢方面的技术也得以保留和改进。1997年，赫鲁尼切夫航天中心选择了RD-56M发动机用于KVRB（Kislorodno-Vodorniy Racketniy Block）上面级，KVRB上面级计划用于“质子号”火箭，将来还会用在“安加拉”火箭上。

RD-56M、普惠公司的RD-0146、化工自动化设计局加长型喷嘴的RD-0146E和RD-0146U发动机

1998 年，科罗廖夫能源火箭宇航集团要求化工自动化设计局设计一款液氢发动机，用于暴风雪T和祝融星火箭，命名为RO-95，推力要达到10吨，比冲要达到 475秒。此项目于1989年开始，点火测试计划在1991年到1992年，但是此项目超出原先的设想，而且也没有预算，和RD-56项目一样。此外，俄 罗斯还有RD-0131和RD-0132项目，但是从来没有执行过。最后在1995年，化工自动化设计局选择继续发展吸引人的RD-0126（原来的 RO-95）发动机。

RD-0126是采用液氢/液氧的单燃烧室发动机，最吸引人的地方是它的比冲极其得高。RD-0126于1993年开 始设计，并于1998年进行了热测试。该款发动机采用的是环形燃烧室和延长型的喷嘴，涡轮泵和发动机是分离的，这些都是为了提高比冲。RD-0126的真 空比冲为470秒，真空推力为39.2千牛，高2.6米，重320千克，推重比为12.49，混合比为6。改进后的RD-0126E推力没有变化，但是燃 烧室的压力所有增加，从5.89MPa曾加到6.86MPa，真空比冲提高到472秒。RD-0126A于1996年开始研制，它采用延长扭曲型喷嘴和环 形燃烧室，真空推力达到98.1千牛，真空比冲为476秒。发动机重340千克，推重比为29.41，混合比为6，高2.73米，燃烧室压力达到11.8 MPa。RD-0126发动机用于上面级，如Onega的上面级（“联盟号”系列）。

“质子号”火箭上原本级化使用美国普惠公司的 RL10系列发动机，化工自动化设计局只要对发动机稍加改进就能适应“质子号”火箭。但是还是存在潜在的技术升级问题，普惠公司不可能与俄罗斯合作，因 此，化工自动化设计局选择了RD-0146发动机，但是还是存在销售问题。其次，普惠公司的合作伙伴洛克达还对因对发动机的交付和系统维护负责。1999 年，化工自动化设计局要求赫鲁尼切夫选择RD-0146U发动机用于“质子号”火箭和“安加拉”火箭。 

    RD-0146发动机是俄罗斯第一款没有预燃室的发动机，采用了延长型的喷嘴，但是没有冷却系统。没有预燃室就能保证稳定性，尤其是重复点火的性能。由于 是第一次设计这样的发动机，化工自动化设计局决定采用分离型的涡轮泵，并努力提高发动机的参数性能。燃料泵的转速达到破记录的123,000转每分钟，这 样高的速度能把发动机的尺寸和重量降到最低，而且能保证泵的工作效率。这承重泵采用钛合金，燃烧室和喷嘴采用的是耐热的碳-碳复合材料（以碳纤维为骨架来 增强以碳或石墨为基质而构成的复合材料），该材料有高比强度、耐高温、耐腐蚀、热膨胀系数小、抗热震性能好、使用寿命长等优良性能。但由于造价昂贵，目前 仅能用于军工，如远程导弹的端头鼻锥、火箭发动机喷管喉衬和隔热屏、高速飞机的刹车片，以及原子能反应堆中的部件等。该发动机还采用最新研制的钛合金和铝 合金技术。

RD-0126、RD-0126、RD-0126E和RD-0126A发动机

2001 年，化工自动化设计局完成了对RD-1046发动机的最后设计，一定数量的发动机零件已经在制造工厂被实验性的生产出来。球形阀已经完成了防漏测试，点火 装置已经完成了点火测试，一些零件完成自主实验。在那时延长型的没有冷却系统的喷嘴已经合作研发完成。和实物一样的RD-0146发动机的实体模型已经在 上市销售。3台实验性的发动机已经被造出，包含有燃料和氧化剂管路系统，主燃烧室和点火装置，当时准备在2001年的3月到5月进行测试。2002年，科 罗廖夫能源火箭宇航集团公司要求在Onega火箭（“联盟号”的改进型）上使用RD-0146发动机，发动机被指定为RD-0146E。2008年，化工 自动化设计局官方资料显示RD-0146U发动机已经点火17次，其中8次采用的是液氢/液氧燃料，6次采用的是氧气和甲烷的混合物。在当时俄罗斯已经计 划采用RD-0146和RD-0163发动机用于Rus-M火箭。到2009年，RD-0146发动机的所有零件已经准备完毕，包括经过严格测试的点火装 置的燃烧室。当时已经建造了4台同样的发动机，而且在109.5%的推力下进行了30次点火测试，总测试时间达到1,680秒，其中一台发动机测试了27 次，总测试时间达到1,604秒，没有出现意外。

RD-0126、RD-56M、RD-0146火箭发动机的技术参数

参数/型号	RD-0126	RD-0126E	RD-0126A	RD-56M	RD-56M	RD-0146	RD-0146E	RD-0146U
真空推力：	39.2kN	39.2kN	98.1kN	73.58kN	102.97kN	97.9kN	98.1kN	98.1kN
真空比冲：	470s	472s	476s	461s	461.1s	451.1s	463.5s	470s
燃烧室数：	1	1	1	1	1	1	1	1
燃料：	液氢/液氧
燃烧室压力：	5.89MPa	6.86MPa	11.8MPa			7.92MPa	7.92MPa
重量：	320kg	234kg	340kg			243kg	242kg
混合比：	6：1	6：1	6：1			6：1	6：1	6：1
喷嘴面积比：						211.6：1
膨胀比：
推重比：	12.49：1		29.41：1
流量(吨/秒)：	0.0085	0.0085	0.021	0.0163	0.0228	0.0221	0.021575	0.0159
应用：	Onega	Yamal	未知	GSLV	KVRB	宇宙神5	Onega	安加拉