俄羅斯的液體火箭發(fā)動機系列

俄羅斯的液體火箭發(fā)動機系列動力機械科研生產(chǎn)聯(lián)合體（NPOEnergomash）是俄羅斯一家專門從事液體推進劑火箭設計生產(chǎn)的公司。其創(chuàng)建者是蘇聯(lián)20世紀20年代就開始從事火箭發(fā)動機研究的瓦朗坦·格魯什科，1954年，他成立了這家公司，并擔任主席，公司當時叫做OKB-456。格盧什科領導設計局長達30多年，給當時的蘇聯(lián)提供了許多性能最好的發(fā)動機。公司曾設計了RD-107和RD-108發(fā)動機，驅動R-7火箭將衛(wèi)星號人造衛(wèi)星送入太空。之后又為“質子號”火箭設計了RD-253發(fā)動機，給“能源號”設計了RD-170，給“天頂號”設計了RD-171和RD-120，給“宇宙神”和“安加拉”設計了RD-180和RD-191，給“第聶伯”設計了RD-264，給“旋風號”設計了RD-261等。R-7是前蘇聯(lián)最早的一種火箭，R-7火箭的設計特點之一是具有一個芯級發(fā)動機段（A），其上捆綁了4個助推器（B，V，G和D）形成了第一級。每一級的芯級發(fā)動機上都捆綁著4個主發(fā)動機和4個游動發(fā)動機。對于第一級，一共有20個主燃燒室和12個游動燃燒室，都在同一時刻點火，推舉著飛行器離開發(fā)射臺。當連接器引爆時它們就會分離，剩下芯級發(fā)動機繼續(xù)運行，其上面級稱為第二級。對R-7的早期設計研究集中在以液氧和煤油的混合物為推進劑的單燃燒室發(fā)動機上，由格魯什科負責的OKB-456設計局進行研發(fā)。芯級主發(fā)動機為RD-106發(fā)動機，發(fā)射時可以產(chǎn)生約520kN的推力，真空條件下可以產(chǎn)生約645kN的推力。4個捆綁助推器采用RD-105發(fā)動機，發(fā)射時每個發(fā)動機可以產(chǎn)生約540kN的推力。然而，在研發(fā)過程中，這些發(fā)動機在單燃燒室燃燒穩(wěn)定性上都暴露出了問題。到1953年，這一問題變得更加突出，使得火箭無法再承受高熱核彈頭不斷增加的質量。1953年前，這種設計思想曾計劃用于采用洲際彈道導彈來發(fā)射原子彈，但是后來轉而用于發(fā)射（更重的）氫彈（或熱核彈）。從原子彈轉到熱核彈是運載能力必須增加的主要原因。它必須具有把一個5.4噸的彈頭送到8,500千米遠的運載能力。令人萬分苦惱的是，洲際彈道導彈的質量因此要達到283噸，需要將近3,920kN的推力。RD-107發(fā)動機（左）和RD-108發(fā)動機（右）RD-107火箭發(fā)動機和RD-108火箭發(fā)動機的技術參數(shù)參數(shù)/型號RD-107RD-108RD-107ARD-108ARD-117RD-118真空推力：992kN997kN1021.3kN990.2kN1,021.097kN971.4kN海平面推力：821kN746kN838.5kN792.5kN919.1kN777.8kN真空比沖：315s315s319s319s314s316s海平面比沖：257s248kg257s248s257s253s燃燒時間：118s286s118s286s重量：1,200kg1,400kg直徑：0.67m0.67m0.67m0.67m高度：2.86m2.86m2.86m2.86m燃燒室數(shù)：4+2V4+4V4+2V4+4V4+2V4+4V燃料：煤油/液氧燃燒室壓力：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噴嘴面積比：18.8：118.8：118.8：118.8：118.8：118.8：1膨脹比：150：1150：1150：1150：1150：1150：1流量(噸/秒)：0.3250.3060.3250.31350.3250.3135應用：R-7系列R-7系列聯(lián)盟U助推級聯(lián)盟2第一級聯(lián)盟U2助推級聯(lián)盟U2第一級為了達到要求，格魯什科的設計局研制出了輔發(fā)動機RD-107和主發(fā)動機RD-108。RD-108發(fā)射時能產(chǎn)生約736kN的推力（真空下約942kN），燃燒時間為304秒；RD-107的推力和燃燒時間分別為814kN和122秒。這兩種發(fā)動機仍然使用液氧/煤油，保留了用于“聯(lián)盟號”的助推級和第一級發(fā)動機（已改進）的中心推進單元，并有來自第二級或上面級的推力。RD-107和RD-108并不是R-7的最初選擇。用于運載火箭發(fā)動機的早期設計是一種單室液氧/煤油發(fā)動機，其推力約為490—589kN；但是人們很快就發(fā)現(xiàn)，這種發(fā)動機不能推舉起55噸的載荷，而且在地面測試中其燃燒室的不穩(wěn)定性導致出現(xiàn)嚴重的振蕩，顯示出了其性能的低劣。這個問題在由NII-88的總設計師A.伊薩耶夫進行的一次設計測試中得到了解決。他曾測試過由推力392kN的單室發(fā)動機改進的多室發(fā)動機，顯示出它比單室發(fā)動機具有更大的累計推力。后來就演變?yōu)椴捎帽脡菏降乃氖野l(fā)動機，這就減少了不穩(wěn)定燃燒帶來的影響，也減小了發(fā)動機的質量，并使研制和測試的各個階段都得到了很大的簡化。這樣，RD-107和RD-108的研制成功為R-7提供了所需的動力。1957—1966年期間，經(jīng)對R-7發(fā)動機、結構和其上面級的改進，一個可靠的、通用的運載火箭系列誕生了，并支持了蘇聯(lián)/俄羅斯航天計劃50年。1975年6月5日，通用機械制造部簽署了一項命令，對在“聯(lián)盟U”火箭進行改進，助推級和第一級火箭使用合成煤油，助推級用的發(fā)動機由RD-107變?yōu)镽D-117，第一級用的發(fā)動機由RD-107變?yōu)镽D-118，這樣“聯(lián)盟U2”就能比標準型的“聯(lián)盟U”的發(fā)射能力有所提高。但是由于1996年停止生產(chǎn)合成煤油，因此不得不繼續(xù)使用“聯(lián)盟U”進行載人飛船的發(fā)射和執(zhí)行“進步號”飛船與“和平號”空間站及早期的國際空間站對接的任務。后來又對RD-107和RD-108發(fā)動機進行了改進，用于“聯(lián)盟FG”和“聯(lián)盟2”，改進后的發(fā)動機叫做RD-107A和RD-108A?！百|子K”系列火箭的第一級用的是RD-253。RD-253的研制工作開始于1961年，由格魯什科領導的設計團隊設計，于1963年完成。RD-253采用的是燃氣發(fā)生器的富氧燃氣進行補燃的經(jīng)濟運行方式，以四氧化二氮/偏二甲肼為推進劑。其第一級有6臺RD-253發(fā)動機，分別捆綁在中央大氧化劑貯箱周圍，這6臺發(fā)動機每臺都有自己的燃料貯箱。第一級與第二級的發(fā)動機都安裝在鉸鏈支架上，這可使控制火箭的能量損耗最小。第一次發(fā)射是在1965年7月。RD-275發(fā)動機是RD-253的改進型，于1987年到1993年研制成功，主要是提高了7.7%的推力，燃燒室所承受的的壓力也更高，地球靜止軌道的運載能力提高了600千克，采用RD-275發(fā)動機的“質子號”于1995年首次發(fā)射。從2001年開始，動力機械科研生產(chǎn)聯(lián)合體又對RD-275進行了改進，此次改進提高了5.2%的推力，地球靜止軌道運載能力也相應提高了150千克。改進后的RD-275發(fā)動機叫作RD-275M，一些列測試工作于2002年到2003年完成，總共燃燒了735秒，2005年，RD-275M發(fā)動機開始進行生產(chǎn)。有時候把RD-275M也叫做RD-276發(fā)動機，但是RD-275M肯定不是最后的版本。RD-253發(fā)動機（左二）和RD-275（右二）由格魯什科領導的設計團隊研制了供“能源號”與“天頂號”使用的RD-170/RD-171型高壓補燃液氧煤油發(fā)動機?！澳茉刺枴被鸺闹破魇褂肦D-170，而“天頂號”火箭則使用RD-171。二者的區(qū)別在于，RD-170的推力矢量噴管可以沿2個方向軸擺動，RD-171的噴管則只能沿1個方向軸擺動。RD-170/RD-171是迄今為止世界上推力最大的液體火箭發(fā)動機，其真空推力高達7,903kN。由于威力強大，“天頂號”火箭的第一級只需安裝一臺發(fā)動機。RD-170火箭發(fā)動機的管路系統(tǒng)雖然動力機械制造科研生產(chǎn)聯(lián)合體有著豐富的研制分級燃燒循環(huán)的發(fā)動機的經(jīng)驗，但是以往研制的都是單燃燒室的推力不是很大的發(fā)動機，如N1火箭上的NK系列發(fā)動機，研制推力如此大的四燃燒室的閉式循環(huán)的發(fā)動機，當時的前蘇聯(lián)還是顯得捉襟見肘，正是由于RD-170發(fā)動機的研制過程出現(xiàn)了問題，才使得“能源號”火箭的首次發(fā)射一推再推。美國還沒有研制過使用沒油和液氧的分級燃燒循環(huán)的發(fā)動機，只研制過供“土星5號”使用的F-1發(fā)動機，雖然推力很大，但是該發(fā)動機采用的是燃氣發(fā)生器循環(huán)，是開式循環(huán)。RD-170、RD-171和RD-171M火箭發(fā)動機RD-170發(fā)動機有4個燃燒室，一臺渦輪泵和2個預燃室。其中渦輪泵是單級的，整個渦輪泵系統(tǒng)還包括有一臺氧化劑泵，一臺兩級型的燃料泵，整個系統(tǒng)連接了低壓的燃料泵和氧化劑泵，并使推進劑增壓，防止渦輪泵形成空穴現(xiàn)象，從而防止燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象的出現(xiàn)。這渦輪泵有2個富氧預燃室燃燒后形成的高壓氣體來驅動，起先時，原本打算只用一個預燃室，這樣每秒種要燃燒掉1.5噸的推進劑，這樣的流量太大了。在RD-170發(fā)動機整個氧化劑和煤油的循環(huán)過程中，只有少部分推進劑通過預燃室，約占6%。這渦輪泵大約能產(chǎn)生257,000匹馬力的動力。RD-170發(fā)動機可以在可以節(jié)流到額定功率的50%，且裝有萬向節(jié)——轉向裝置，它借助于8個液壓執(zhí)行機構來執(zhí)行，可以沿2個方向軸擺動，RD-171的噴管則只能沿1個方向軸擺動。因此RD-170發(fā)動機必須考慮這8個液壓執(zhí)行機構的可靠性，必須要防止空氣通過旋轉接頭進入箭體，因此要使用強大的驅動器阻止空氣動力學壓力。RD-170、RD-171、RD-171、RD-253、RD-275、RD-276火箭發(fā)動機的技術參數(shù)參數(shù)/型號RD-170RD-171RD-171MRD-172RD-253RD-275RD-275MRD-276真空推力：7,887kN7,903kN7,903kN8,343.6kN1,635kN1,749.6kN1783.7kN1,832kN海平面推力：7,550kN7,550kN7,550kN7,688.4kN1,474kN1,589kN1,620kN1,671kN真空比沖：337s337.2s337.2s337.4s316s316s316s318.8s海平面比沖：309.3s309.3s309.3s310.9s285s287s287s288s燃燒時間：150s150s150s130s130s重量：9,750kg9,500kg9,500kg1,280kg1,280kg直徑：4.02m4.02m4.02m1.50m1.50m1.50m高度：3.78m3.78m3.78m2.72m2.72m2.72m燃燒室數(shù)：4444111燃料：煤油/液氧偏二甲肼/四氧化二氮燃燒室壓力：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噴嘴面積比：36.87：136.87：136.87：136.87：126：126：126：1流量(噸/秒)：2.39252.39252.39252.52170.52740.56460.57560.5917應用：能源號天頂號天頂2M祝融星質子K質子M質子M質子MRD-170發(fā)動機的正規(guī)燃燒時間為140秒到150秒，至少可以重復使用10次，這是通過測試得到的。盡管RD-170發(fā)動機只執(zhí)行了2次“能源號”任務，但是它的雙胞胎RD-171使用得相當頻繁。RD-180和RD-191火箭發(fā)動機RD-180是俄羅斯動力機械制造科研生產(chǎn)聯(lián)合體于1994—1995年開始在RD-170和RD-171發(fā)動機的基礎上研制的一款雙燃燒室雙噴嘴的火箭發(fā)動機。RD-180有70％左右的組件都與RD-170相同，顯著降低了研制新型發(fā)動機的成本，縮短了研制周期。RD-180發(fā)動機有兩個推力室，由一個富氧燃燒預燃器驅動公用渦輪泵。由于RD-170發(fā)動機已經(jīng)過了1,000,000多秒的熱試車，因此RD-180發(fā)動機的研制風險較低。1996年，RD-180被洛克希德·馬丁公司選定用于“宇宙神3”運載火箭，后來主要是用于20世紀90年代開發(fā)改進型一次性運載火箭（EELV）和“宇宙神5”運載火箭?？紤]到這些火箭既要滿足軍用，又要用于商業(yè)發(fā)射，因此普惠公司也加入發(fā)動機合作項目。發(fā)動機的生產(chǎn)全部在俄羅斯進行，而負責出售的是發(fā)動機生產(chǎn)商動力機械科研生產(chǎn)聯(lián)合體和普惠公司組成的合資公司。RD-180以煤油和液氧為推進劑，使用高壓分級燃燒循環(huán)。RD-180繼承了先驅RD-170的富氧預燃室設計，使發(fā)動機效率更高。噴嘴的活動由四個液壓缸支持。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代表俄羅斯，因為火箭采用了俄羅斯的主發(fā)動機）這款火箭后來被命名為“宇宙神3號”。目前美國現(xiàn)役的“宇宙神5號”火箭也沿用了RD-180。當初洛馬公司用來做結構測試和頻率響應測試的那臺RD-180陳列在第23界G8峰會美國總統(tǒng)克林頓和俄羅斯總統(tǒng)葉利欽會晤的地方。RD-180火箭發(fā)動機的管路系統(tǒng)RD-180、RD-191M、NK-15、NK-33、NK-43火箭發(fā)動機的技術參數(shù)參數(shù)/型號RD-180RD-191MNK-15NK-33NK-33-1NK-33(1)NK-43真空推力：4,152kN2,095.1kN1543.65kN1,678.1kN2,186.9kN1,685.6kN1754.2kN海平面推力：3,829.1kN1,921.2kN1,378.6kN1,505.79kN1,919.6kN1,511.65kN真空比沖：338s337.5s318s331s350.6s331.3s346s海平面比沖：311s309.5s284s297s307.8s297.1s燃燒時間：150s150s重量：5,393kg3,230kg1,247kg1,235kg1,396kg直徑：3.15m1.45m1.5m2m2.5m高度：3.56m4m2.7m3.7m燃燒室數(shù)：2111111燃料煤油/液氧燃燒室壓力：26.67MPa25.69MPa7.85MPa14.54MPa18.02MPa14.22MPa14.54MPa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噴嘴面積比：36.87：127：170：1流量(噸/秒)：1.25430.6330.4950.5170.6360.518850.517應用：宇宙神5/Rus-M天頂號N1第一級N1F第一級聯(lián)盟3金牛座2N1F第二級RD-191液氧煤油火箭發(fā)動機是RD-170/180發(fā)動機家族的改型。RD-191發(fā)動機用途廣泛，可以用作火箭第一級也可用作第二級。俄羅斯工程師向液氧煤油燃料中添加了有限數(shù)量的液氫，成功實現(xiàn)了三種組分的同時穩(wěn)定燃燒。此外，RD-191發(fā)動機的可回收性和復用性將大大降低部署載荷的成本。美國是世界上首先驗證可重復使用液體燃料火箭可行性的國家，像航天飛機上的主發(fā)動機SSME，但是它是隨航天飛機一起返回地面的?！澳茉刺枴被鸺系闹萍壥强梢曰厥盏?，其RD-170是可以重復用的，但是使用次數(shù)僅有若干次。早在20世紀90年代中期，美國就發(fā)射了一枚小型的“德爾塔快船”單級火箭并成功返回。但美國決定與俄羅斯聯(lián)合開發(fā)可重復用的發(fā)動機。1994—1995年間，動力機械科研生產(chǎn)聯(lián)合體曾致力于此項工作。此后不久美國放棄與俄羅斯的合作，將全部工作轉為機密類。波音公司正在進行一項耗資數(shù)十億美元的太空運載計劃（SLI），將研發(fā)先進可重復使用運載火箭。同時，NASA以競標形式研發(fā)了下一代可重復使用運載火箭。歐空局（ESA）也曾嘗試研發(fā)可重復使用的發(fā)動機，但NASA和ESA均未能在此領域有所建樹。NK-33和NK-43是蘇聯(lián)60年末70年代初由庫茲涅佐夫設計局設計制造的火箭發(fā)動機。用于登月火箭N1。NK-33的推重比是當前發(fā)動機領域最高的，同時其比沖也達到了很高的數(shù)值。NK-43與NK-33類似，但是用于上面級的。它噴嘴較長，在高空空氣稀薄的環(huán)境下工作效率較高。其產(chǎn)生的推力和比沖更大，但也更長更重。NK-33和NK-43分別源自早期和NK-15和NK-15V發(fā)動機。該發(fā)動機是分級燃燒循環(huán)雙元液體推進劑火箭發(fā)動機，采用富氧預燃室技術驅動渦輪泵。由于富氧排氣可能燒穿燃燒室壁，因而這種類型的發(fā)動機是比較少見的。美國從未在富氧發(fā)動機領域有過成功經(jīng)驗，而蘇聯(lián)在冶金方面的優(yōu)勢使之有制造這種發(fā)動機的基礎。由于NK-33使用了兩種密度近似的推進劑液氧和煤油，所以可以用一個轉軸來驅動兩者的供料渦輪泵。這使NK-33具有非常高的真空推重比——136.66:1。即便是更重的NK-43，其真空推重比也達到了128.22：1。N1原本是在第一級使用NK-15發(fā)動機，在第二級使用NK-15V。然而N1發(fā)射的接連失敗是這項工程沒有了下文。而N1的改進還在繼續(xù)，庫茲涅佐夫將兩種發(fā)動機分別改造為NK-33和NK-43。改造后的N1就是N1F。由于在登月競賽上失利，蘇聯(lián)不得不重新設計新的重型運載火箭“能源號”。因此，N1F從未試飛。隨著N1工程的停工，政府下令毀掉一切資料，一個政府官員接管了這些發(fā)動機，將它們存放在倉庫中。發(fā)動機的消息最后傳到了美國。將近30年后，一些尚存懷疑態(tài)度的技術人員被帶到倉庫。隨后，其中一臺發(fā)動機被帶回美國，在精確測定發(fā)動機性能后，其技術參數(shù)才被公之于眾。至于用剩下的NK-33做什么時常成為爭論焦點。當時超前的設計理念使這批發(fā)動機至今仍有利用價值。噴氣飛機公司已將NK-33和NK-43分別重命名為AJ26-58AJ26-59?；固乩蘸娇蘸教旃?，即現(xiàn)在的基斯特勒火箭飛機公司（RpK）用3臺NK-33和NK-43設計了K-1火箭?？屏_廖夫能源火箭宇航集團公司打算用1臺NK-33來驅動新運載器“Aurora-L.SK”。還有提議用NK-33替換“聯(lián)盟號”中間的RD-108，或者再用四臺NK-33替換4個推進發(fā)動機RD-107。通過減輕飛船重量來增加有效載荷，而且使用倉庫存貨也能降低飛船造價?！癆urora”和“聯(lián)盟3”替換計劃都面臨一個現(xiàn)實問題，就是NK-33的現(xiàn)存數(shù)量不是很多，難以用在每年頻繁發(fā)射的聯(lián)盟飛船上。而基斯特勒的K-1是可重用的，需要的發(fā)動機數(shù)量比較少。軌道科學公司研制的“金牛座2號”運載火箭的第一級使用2臺NK-33，“聯(lián)盟1號”也將用1臺”NK-33發(fā)動機。NK-33（上）和NK-43（下）火箭發(fā)動機RD-0120是化工自動化設計局設計的一款液氫/液氧發(fā)動機，它的真空推力為190噸，真空比沖為454.5秒?！澳茉刺枴被鸺炯壊捎?臺RD-0120發(fā)動機作為動力裝置，采用分級燃燒循環(huán)，氧氣和氫氣在預燃室燃燒后驅動渦輪泵，之后再注入主燃燒室完成最后的燃燒過程。具體的過程是燃料和氧氣先通過各自的低壓燃料泵和氧化劑泵，連續(xù)不段地泵到主渦輪泵，部分燃料和氧氣泵到預燃室燃燒驅動渦輪泵，燃燒后的高壓氣體再注入主燃燒室，另一部分液氫通過低壓的燃料泵和主渦輪泵泵到冷卻管路系統(tǒng)，之后由液體變?yōu)闅怏w，在通過主渦輪泵泵到主燃燒室，液氧通過低壓的氧化劑泵和主渦輪泵泵到主燃燒室，氫氣和氧氣在主燃燒室燃燒后形成高壓的氣體從噴嘴噴出產(chǎn)生強大的推力。每臺RD-0120發(fā)動機都有一臺單桿的渦輪泵，它由2級組成，1臺3級的燃料泵，2臺氧化劑泵。其中1臺氧化劑泵用于供給主燃燒室，另一臺氧化劑泵用于供給預燃室和低壓的液氧泵。這主渦輪泵的轉速達到每分鐘3,2500轉，由富燃料預燃室驅動，工作溫度達到530度。每臺RD-0120發(fā)動機都裝有萬向節(jié)——轉向裝置，并配有2個液壓伺服執(zhí)行機構，液壓泵的動力來自于高壓的氫氣，最大偏航能力為11度，發(fā)動機能在45%—100%的范圍內(nèi)節(jié)流，美國的航天飛機主發(fā)動機可以在67%—104%范圍內(nèi)節(jié)流。氣動控制系統(tǒng)包括壓力氦氣瓶，氣動和電動閥門以及管道系統(tǒng)。RD-0120發(fā)動機燃燒時間在450秒到500秒間，如果沒有達到預期速度會延長燃燒時間。發(fā)動機總的燃燒時間可以達到1,670秒，230秒為測試點火，480秒為發(fā)射時的燃燒時間，回收后還可以燃燒960秒。如果任務有所變化時可以達到2,000秒，也就是說，如果能回收的話，可以使用3到4次。雖然RD-0120發(fā)動機在發(fā)射完畢下落過程中與芯級一起墜毀，但是能回收的話可以使用10—20次。RD-0120發(fā)動機原本計劃在實踐中不段地得到改進，真空推力達到230噸。真空比沖達到460.5秒，此外還計劃使用延伸型的噴嘴以提高比沖。不過實際建造的RD-0120發(fā)動機的技術參數(shù)是固定的，這和航天飛機主發(fā)動機一樣。前蘇聯(lián)/俄羅斯有著廣泛研究分級燃燒循環(huán)發(fā)動機的經(jīng)驗，RD-0120只使用了一臺渦輪泵，液氫和液氧在此集會。這和航天飛機主發(fā)動機不同，它使用的是分離型的渦輪泵，而且液氫和液氧是獨立的是獨立的渦輪泵。本來RD-0120也采用這樣的設計，不過最終還是選擇了單渦輪泵，因為這樣可以簡化控制系統(tǒng)的點火順序。RD-0120采用的是通道璧型的噴嘴，和采用銅管冷卻的噴嘴，零件數(shù)量減少了，焊接點減少了，制造工藝也簡單了。在20世紀90年代，美國也曾經(jīng)考慮過為航天主發(fā)動機研制這樣的噴嘴，這樣的設計能增加重復使用的次數(shù)。RD-0120RD-0120的管路系統(tǒng)RD-0163發(fā)動機是俄羅斯新開發(fā)的用于Rus-M項目的一款火箭發(fā)動機，用在助推級上。RD-0163這個代號很怪異，“0”通常情況下代表是第二級火箭發(fā)動機，或者是芯級使用的發(fā)動機，如“能源號”上使用的RD-0120發(fā)動機，但是助推級上通常第一數(shù)字為“1”。RD-0163發(fā)動機是化工自動化設計局研制的一款發(fā)動機，可能是薩馬拉和庫茲涅佐夫合作開發(fā)的原蘇聯(lián)液氧煤油高壓補燃火箭發(fā)動機NK-33的改進型號，是單燃燒室的一款發(fā)動機，但是在Rus-M項目中兩臺發(fā)動機組合在一起使用，像RD-180發(fā)動機，但是組合后推力比RD-180發(fā)動機要大，真空推力達到5,440.7千牛。俄羅斯有著豐富的天然氣資源，使用液態(tài)天然氣是一個相當不錯的選擇，而且液態(tài)天然氣是一種相當環(huán)保的燃料。目前，俄羅斯正在研制的“人力車”系列運載火箭就使用液態(tài)天然氣作為燃料。使用RD-182作為第一級和助推級、RD-183作為第三級、RD-185作為第二級，還可能使用RD-190發(fā)動機，相當于6臺RD-169發(fā)動機，這些發(fā)動機都是動力機械制造科研生產(chǎn)聯(lián)合體研制。采用液態(tài)天然氣比煤油的發(fā)動機比沖要高20秒左右，而且70%—80%的硬件可以得到沿用，只是推力減小了。采用液態(tài)甲烷的發(fā)動機推力范圍相當廣泛，從1千克到200噸都可以做到，但是要研制200噸以上的發(fā)動機就有難度了。目前，采用液態(tài)甲烷的發(fā)動機大致有2種，一種是采用閉式循環(huán)的富氧預燃室技術（closedoxidizer-richgasgenerator，ORG），另一種是閉式循環(huán)的富燃料預燃室技術（fuel-richgasgenerator，F(xiàn)RG）。其次還有一種發(fā)動機采用3元推進劑——液態(tài)天然氣、液氫和液氧。助推級和芯級上的RD-182發(fā)動機是有區(qū)別的，于1994年開始研制。芯級上的RD-182發(fā)動機的推力比助推級上要大，真空推力達到902.2千牛，真空比沖為352秒，而助推級上的RD-182發(fā)動機真空推力為815.8千牛，真空比沖為351秒?；旌媳榷家粯樱瑸?.4，燃燒室壓力和膨脹比也有所區(qū)別，芯級上的RD-182發(fā)動機的燃燒室壓力為17.16MPa，膨脹比為729，助推級上的RD-182發(fā)動機的燃燒室壓力為16.28MPa，膨脹比為692?！叭肆?”上的第一級將使用一臺RD-190發(fā)動機，相當于6臺RD-169發(fā)動機，真空推力為1,003.3千牛，真空比沖為351秒。“人力車”系列運載火箭的第二級都用RD-158發(fā)動機，該發(fā)動機的真空推力為179.4千牛，真空比沖為378秒。將來還可能使用RD-183發(fā)動機，用于第三級。RD-183發(fā)動機的真空推力只有9.8千牛，真空比沖為360秒，燃燒室壓力為7.35MPa，混合比為3.4，每秒鐘的推進劑流量為2.8千克。RD-0141發(fā)動機也是采用液態(tài)天然氣的一款發(fā)動機，由化工自動化設計局研制，用于“烏連戈伊”（Urengoy）火箭的第一級，“烏連戈伊”是俄羅斯提議中的一種火箭，是以俄羅斯地名“烏連戈伊”命名的，那里有世界第二大天然氣田。RD-0141發(fā)動機于1998年提議研制，它重1,973千克，高3.35米，推重比116.3，真空推力為2,250千牛，真空比沖為353秒，海平面推力2,059千牛，海平面比沖323秒。RD-0143發(fā)動機用于“烏連戈伊”的第二級，它的真空推力為343千牛，真空比沖為372秒。RD-0120、RD-0120M、RD-0163、RD-182、RD-190、RD-185火箭發(fā)動機的技術參數(shù)參數(shù)/型號RD-0120RD-0120MRD-0163RD-182(1)RD-182(2)RD-190RD-185真空推力：1,517.1kN1,525.5kN5,440.7kN902.2kN815.8kN1,003.3kN179.4kN海平面推力：1,961kN1,961.7kN4,876.6kN794.7kN727.7kN4,166.3kN真空比沖：454.5s454.6s320s353s351s351s378s海平面比沖：359s372s286.8s311s313s309s燃燒時間：500s500s重量：3,450kg3,450kg1,500kg1,500kg1,470kg415kg直徑：2.42m2.42m1.5m1.5m2.4m1.5m高度：4.55m4.55m2.8m2.8m1.7m3.3m燃燒室數(shù)：1121161燃料：液氫/液氧煤油/液氧液態(tài)天然氣/液氧燃燒室壓力：21.87MPa21.45MPa17.16MPa16.28MPa14.71MPa14.71MPa推重比：57.97：157.97：161.33：169.36：143.97：1混合比：5.95：15.95：13.4：13.4：13.4：13.4：1噴嘴面積比：85.7：185.7：1流量(噸/秒)：0.43000.43001.73380.26060.23700.29220.0484應用：能源號能源MRus-M人力車人力車人力車人力車早期的“聯(lián)盟號”火箭第二級采用RD-0110發(fā)動機，它是四燃燒室四噴嘴的液氧/煤油發(fā)動機，目前使用的RD-0110發(fā)動機有“聯(lián)盟U”、“聯(lián)盟FG”和“聯(lián)盟2-1a”，早期的“聯(lián)盟2-1b”也采用RD-0110發(fā)動機，為了提高運載能力，以后會用RD-0124發(fā)動機。RD-0124發(fā)動機和RD-0110發(fā)動機相比，推力并沒有增加，但是比沖有所提高，燃燒時間也增加了，而且取消了4臺游離發(fā)動機。RD-0124發(fā)動機采用的是多級渦輪泵，并采用冷卻系統(tǒng)，有4個噴嘴，但是只有一個渦輪泵。RD-0124的燃燒室壓力非常高，因此，比沖也非常高，達到353秒。RD-0124發(fā)動機的第一次火箭發(fā)射是在2006年12月27日。俄羅斯的安加拉系列運載火箭將廣泛使用RD-0124發(fā)動機作為第二級。俄羅斯研制的RD-0154發(fā)動機計劃用于提升現(xiàn)役的“聯(lián)盟號”火箭的性能，它吸引人的地方是比沖極其得高，是目前使用煤油/液氧作為燃料的發(fā)動機中是最高的，超過了RD-0124發(fā)動機的359秒，達到363秒。RD-0154發(fā)動機重536千克，燃燒室壓力15.2MPa，真空推力300.5千牛，計劃用于Aurora和“聯(lián)盟2-3”的第二級。其次，俄羅斯還推出了RD-0155發(fā)動機，用于“聯(lián)盟號”系列火箭的助推級，主要也是用于提升“聯(lián)盟號”系列火箭運載能力。RD-0155發(fā)動機和以前使用的RD-107A發(fā)動機相比，真空推力只提升了7千牛，達到1027.5千牛，真空比沖提升了17秒，達到337秒。RD-0155是一款雙燃燒室的發(fā)動機，重1,150千克，燃燒室壓力達到17.65MPa，混合比2.6，將來計劃用于Onega、Avrora“聯(lián)盟2-3”和“聯(lián)盟3”。RD-0163、RD-182、RD-185、RD-0154、RD-0155發(fā)動機“聯(lián)盟號”火箭使用的上面級最為著名的是Fregat，發(fā)動機采用的是S5.92，是單燃燒室的發(fā)動機，由化工機械設計局研制?；C械設計局還設計了S5.98發(fā)動機，應用在微風M和微風KM上，S5.92和S5.98發(fā)動機都是采用偏二甲肼和四氧化二氮作為燃料，推力也差不多，S5.92發(fā)動機為19.85千牛，S5.98發(fā)動機為19.63千牛，最大的不同是S5.98發(fā)動機有4臺游離發(fā)動機?！奥?lián)盟號”火箭早期使用的是Ikar上面級，發(fā)動機采用的是S5.461，生產(chǎn)代號為17D61，由進步國家科研生產(chǎn)航天火箭中心研制，在1999年時用于發(fā)射“全球星”（由48顆衛(wèi)星組成全球移動通信網(wǎng)），總共發(fā)射了6次。Ikar上面級有1臺主發(fā)動機和16臺輔助的發(fā)動機，主發(fā)動機的真空推力為2,943牛，其中4臺發(fā)動機的推力為110牛，還有4臺發(fā)動機的推力為52牛，最后的8臺發(fā)動機的推力為5.88牛。S5.461發(fā)動機重820千克，高2.56米，直徑2.72米，推重比為36，真空比沖為307秒，燃燒室壓力為0.88MPa，燃料為偏二甲肼和四氧化二氮。RD-0110發(fā)動機、RD-0124發(fā)動機、S5.92發(fā)動機和和RD-58系列火箭發(fā)動機早期的“質子號”使用的上面級有D和DM系列組級，發(fā)動機都采用RD-58或者它的改進型號，如RD-58M和RD-58S。RD-58由科羅廖夫能源火箭宇航集團公司研制，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火箭發(fā)動機的技術參數(shù)參數(shù)/型號RD-0110RD-0124S5.92S5.98RD-58RD-58RD-58MRD-58S真空推力：297.9kN297.9kN19.85kN19.63kN82.38kN83.36kN83.61kN86.30kN真空比沖：325s359s331s325.5s346352353s361s燃燒時間：250s270s燃燒室數(shù)：4+2V411+4V1111燃料：煤油/液氧偏二甲肼/四氧化二氮煤油/液氧合成煤油/液氧燃燒室壓力：6.82MPa15.69MPa9.51MPa6.98MPa7.4MPa7.4MPa7.94MPa混合比：2.22：12.6：12.05：12：12.53：12.53：12.48：12.42：1噴嘴面積比：82.2：1189：1189：1189：1280：1膨脹比：流量(噸/秒)：0.0920.08360.00610.00610.02430.02410.0242噸0.0244應用：R-7系列R-7系列Fregat微風M/KMD組級D-1組級DM組級DM組級RD-120發(fā)動機是20世紀80年代早期蘇聯(lián)的研制的一款發(fā)動機，由動力機械制造科研生產(chǎn)聯(lián)合體研制，用于“天頂號”的第二級。不過，后來的RD-120發(fā)動機不但用于第一級和助推級，還用于“和平號”空間站上的“量子1號”艙。目前，烏克蘭的南方設計局計劃用于Mayak系列運載火箭，Mayak系列運載火箭的第一級用2臺或4臺RD-120M發(fā)動機，第二級用1臺RD-120發(fā)動機。第三級將用烏克蘭南方設計局設計的RD-8發(fā)動機，這是一款4個燃燒室的發(fā)動機，RD-8發(fā)動機的真空推力為78.48千牛，真空比沖為342.6秒，燃燒室壓力為7.84MPa，膨脹比為1,600，噴嘴面積比為104，混合比為2.4?！奥?lián)盟M”的第一級打算用1臺RD-120M發(fā)動機，“聯(lián)盟3號”火箭的助推級級使用1臺RD-120/10F發(fā)動機，Onega火箭的助推級使用1臺RD-120K發(fā)動機，ULV-22火箭的第一級使用3臺RD-120U發(fā)動機，量子艙使用了4臺RD-120/21發(fā)動機，量子1號艙使用了1臺RD-120M發(fā)動機。具體參數(shù)請看表。RD-120系列火箭發(fā)動機（從左到右分別為RD-120、RD-120、RD-120M、RD-120K、RD-120U）RD-120系列火箭發(fā)動機的技術參數(shù)參數(shù)/型號RD-120RD-120RD-120MRD-120KRD-120URD-120/10FRD-120/21真空推力：833.6kN913kN873.2kN850.5kN869.96kN862.3kN794kN海平面推力：774.4kN784.5kN763.76kN793.4kN701.3kN真空比沖：350s350s336s330s351s330s334s海平面比沖：298s304.4s313s304s304s重量：1,125kg1,080kg1,433kg直徑：1.95m1.4m1.5m高度：3.87m2.44m2.8m燃燒室數(shù)：11111燃料：煤油/液氧燃燒室壓力：16.28MPa17.81MPa17.63MPa17.46MPa推重比：75.55：180.29：1混合比：2.58：12.58：12.58：12.58：12.58：1噴嘴面積比：106.7：1流量(噸/秒)：0.24290,26600.26500.26280.26400.26650.9697應用：天頂2號指路燈系列第二級天頂3SL量子1號艙指路燈12/22/23第一級Onega助推級ULV-22聯(lián)盟3助推級量子艙“宇宙3M”火箭的第一級采用的是RD-216M發(fā)動機，相當于2臺RD-215發(fā)動機，而且每臺RD-215發(fā)動機都是雙燃燒室的，那么“宇宙3M”火箭就有4個噴嘴，第一級有4個噴嘴，這是前蘇聯(lián)一慣的作風。如“第聶伯”、“轟鳴號”、“聯(lián)盟號”的助推級和芯級都有4個噴嘴。RD-216M發(fā)動機由格魯什科研制，并由動力機械制造科研生產(chǎn)聯(lián)合體負責生產(chǎn)。早期的“宇宙3號”火箭的第一級采用的是RD-216發(fā)動機，和RD-216M相比，推力和比沖均有所增加。2臺RD-216發(fā)動機的海平面推力為1480.8千牛，海平面比沖為246秒，而2臺RD-216M發(fā)動機的海平面推力為1485.7千牛，海平面比沖為248秒。RD-216M發(fā)動機燃料采用的是偏二甲肼和AK-27I，AK-27I為一種組合燃料，其中硝酸占73%，27%為四氧化二氮。第二級采用的是S5.23發(fā)動機，燃料采用的是偏二甲肼和AK-27I，由化工機械設計局研制，屬于單燃燒室的發(fā)動機，真空推力為157.6千牛，此外還有4個小型的噴嘴用于姿態(tài)控制。前蘇聯(lián)早期的“旋風2A”火箭的第一級采用的是RD-251發(fā)動機，相當于3臺RD-250發(fā)動機，RD-250發(fā)動機是一款雙噴管的發(fā)動機，由動力機械制造科研生產(chǎn)聯(lián)合體研制。在早期的“旋風2號”火箭上采用了3臺這樣的發(fā)動機，也就是說“旋風2號”火箭的第一級上有6個燃燒室，6個噴管，不但如此，“旋風2號”的第一級還有4臺RD-69M發(fā)動機用于火箭的姿態(tài)控制。3臺RD-251發(fā)動機的海平面推力為2,364.9千牛，真空推力為2,643.8千牛，真空比沖為301.4秒，燃料用的是偏二甲肼/四氧化二氮。這4臺RD-69M發(fā)動機可以把它看成一個整體，和這3臺RD-251發(fā)動機一樣。這4臺RD-69M發(fā)動機最大偏航能力為42度，推力為285千牛，高0.98米，直徑3.45米，重326千克，燃燒時間為125秒。第二級發(fā)動機為RD-252發(fā)動機，外加4臺RD-69M發(fā)動機。RD-252為雙燃燒室的發(fā)動機，真空推力為940.5千牛，真空比沖為317.6秒。RD-69M發(fā)動機用于火箭的姿態(tài)控制，最大偏航能力為50度，發(fā)動機的推力為54.3千牛，重120千克，直徑3.35米，高0.9米，燃燒時間為163秒。后來的“旋風2K”和“旋風3”火箭的第一級采用的是RD-261發(fā)動機和RD-68M發(fā)動機，第二級采用的是RD-262發(fā)動機和RD-69M發(fā)動機，“旋風2M”和“旋風4”火箭的第一級采用的是RD-261M發(fā)動機和RD-68M發(fā)動機，第二級采用的是RD-262M發(fā)動機和RD-69M發(fā)動機。RD-251、RD-261和RD-261M這3款發(fā)動機相比只是推力有所提高，結構大致相同，都配有輔助的RD-68M發(fā)動機。RD-261發(fā)動機的真空推力為2,797.2千牛，真空比沖為301.4秒。RD-261M發(fā)動機的真空推力為2,916.5千牛，真空比沖為300.3秒。RD-252、RD-262和RD-262M發(fā)動機的推力也有所提高，真空推力分別為941.4千牛和975.8千牛?！靶L3”和“旋風4”還有第三級，發(fā)動級分別為RD-861和RD-861K，由前蘇聯(lián)的南方設計局研制。RD-861是一款單燃燒室的發(fā)動機，外加4臺小型的姿態(tài)控制發(fā)動機，真空推力為78.71千牛，真空比沖為317秒。RD-861K是單燃燒室的發(fā)動機，和RD-861發(fā)動機最大的區(qū)別是沒有4臺小型的姿態(tài)控制發(fā)動機，真空推力為77.63千牛，真空比沖為330秒?！暗诼櫜被鸺牡谝患壊捎肦D-264發(fā)動機，相當于4臺RD-263發(fā)動機，燃料為偏二甲肼/四氧化二氮，采用分級燃燒循環(huán)，由動力機械制造科研生產(chǎn)聯(lián)合體研制。該發(fā)動機高2.15米，直徑3.03米，重3,600千克，真空推力4,522.8米，真空比沖318.4秒，推重比為128.05。以后還可能使用RD-274發(fā)動機，真空推力提高到4,950.5千牛。第二級為RD-0255發(fā)動機，相當于1臺單燃燒室的RD-0256發(fā)動機和1臺4燃燒室RD-0257發(fā)動機，RD-0257發(fā)動機用于姿態(tài)控制。RD-0256發(fā)動機的真空推力為836.5千牛，真空比沖為340秒。宇宙3M和旋風號火箭上使用的發(fā)動機第聶伯和轟鳴號火箭上使用的發(fā)動機第三級發(fā)動機為RD-869，是一款單燃燒室的發(fā)動機，由前蘇聯(lián)的南方設計局研制，“第聶伯1號”火箭的第三級上用4臺，此款發(fā)動機有2種工作模式，以適應不同任務需求。由于“第聶伯1號”火箭可以發(fā)射超過10顆以上的衛(wèi)星，最多的一次曾經(jīng)發(fā)射18顆衛(wèi)星，不過那次發(fā)射失敗了，之后成功發(fā)射了14顆小衛(wèi)星。要把這些衛(wèi)星發(fā)射到各種不同高度的軌道，需要有燃燒時間非常長的發(fā)動機，在攜帶少量燃料的情況下只能降低推力，因此，RD-869發(fā)動機其中一種工作模式的真空推力為8.28千牛，而且還有節(jié)流模式，真空推力可以減小到2.47千牛?！暗诼櫜?號”火箭的第三級空重2,356千克，總重4,266千克，因此，只攜帶了910千克的燃料，在真空推力為8.28千牛的情況下，每秒鐘消耗2.7千克推進劑，但是第三級的額定燃燒時間可以達到700秒，因此，在第三級推進過程中，需要轉換工作模式，以便于把不同的衛(wèi)星調到不同高度的軌道上。另一種工作模式的真空推力為20.21千牛，每秒鐘消耗6.4千克的燃料?！稗Z鳴號”火箭的第一級采用的是RD-0233發(fā)動機，這是一款單燃燒室的發(fā)動機，燃料為偏二甲肼/四氧化二氮，由化工自動化設計局研制，“轟鳴號”火箭的第一級用了4臺。單臺RD-0233發(fā)動機的真空推力為517.5千牛，總推力為2,070千牛，真空比沖為315.5千牛。第二級為1臺RD-0235發(fā)動機和1臺RD-0236發(fā)動機，RD-0235發(fā)動機為單燃燒室的發(fā)動機，真空推力為240千牛，真空比沖為320秒，RD-0236發(fā)動機為4燃燒室的發(fā)動機，真空推力只有15.76千牛，用于姿態(tài)控制，真空比沖302.6秒，組合后就是一臺RD-0234發(fā)動機。第三級為微風KM上面級，就是微風M去掉了輔助燃料箱，發(fā)動機為S5.98M，由化工機械設計局研制，真空推力為19.63千牛，真空比沖為325.5秒。RD-216、RD-216M、RD-251、RD-261、RD-261M、RD-264、RD-274、RD-0233發(fā)動機的技術參數(shù)參數(shù)/型號RD-216RD-216MRD-251RD-261RD-261MRD-264RD-274RD-0233真空推力：1,739.7kN1,745kN2,643.8kN2,794.2kN2,916.5kN4,522.8kN4,950.5kN2,070kN海平面推力：1,480.8kN1,485.7kN2,364.9kN2,502.2kN2,607.6kN4,166.3kN4,594.8kN1,870kN真空比沖：289s291.3s301.4s301.4s300.3s318.4s318.7s315.5s海平面比沖：246s248s269.6s269.6s268.5s293.3s295.8s285s燃燒時間：146s120s120s120s121s重量：1,350kg1,729kg1,764kg3,600kg直徑：2.26m2.52m2.52m3.03m高度：2.20m1.76m1.76m2.15m燃燒室數(shù)：44666444燃料：偏二甲肼和AK-27I偏二甲肼/四氧化二氮燃燒室壓力：7.36MPa7.36MPa8.34MPa8.34MPa20.59MPa22.6MPa20.1MPa推重比：156.15：1128.05混合比：2.5：12.5：12.6：12.6：12.67：12.6：1噴嘴面積比：18.8：114.7：114.7：1流量(噸/秒)：0.61380.61090.89450.94640.99031.44851.58400.6690應用：宇宙3宇宙3M旋風2A旋風3旋風4第聶伯1第聶伯轟鳴號RD-0146發(fā)動機是化工自動化設計局設計的一款發(fā)動機，是和美國普惠公司合作研制的，是俄羅斯版的RL10系列發(fā)動機，它將用于Rus-M系列運載火箭的第二級。1997年，“質子號”火箭的制造商赫魯尼切夫打算研制一種推力在100千牛左右的低溫發(fā)動機，計劃采用延長型噴嘴并要求提高真空比沖，此任務分配給了化工自動化設計局。1999年，化工自動化設計局改進了RD-0146發(fā)動機得到了RD-0146U，部分資金由美國普惠公司資助。2000年4月7日，普惠公司與俄羅斯的化工自動化設計局簽署協(xié)議給予普惠的獨家銷售權。RD-0146發(fā)動機采用的是膨脹循環(huán)，因此沒有預燃室，也沒有冷卻系統(tǒng)，但是裝備了延長型的噴嘴。發(fā)動機能重復點火，且裝有轉向裝置，能在兩個平面內(nèi)轉向。沒有預燃室是為了能重復點火。前蘇聯(lián)沒有致力于研制液氫發(fā)動機作為上面級，對低溫技術的實際應用非常渺茫。在20世紀60年代登月競賽時，科羅廖夫研制的N1火箭采用的是煤油，采用液氫的低溫發(fā)動機的上面級還在計劃中，后來出現(xiàn)的RD-56曾經(jīng)計劃用于N1M。前蘇聯(lián)/俄羅斯最早采用液氫的上面級為KVD-1，由阿列克謝伊薩耶夫的設計局設計（KBKhM），發(fā)動機用的是RD-56M，推力為7.5噸，RD-56M采用分級燃燒循環(huán)，而美國的RL10系列采用的是膨脹循環(huán)，但是從來沒有使用過?；ぷ詣踊O計局設計的RD-0120是采用液氫的發(fā)動機，“能源號”的芯級采用4臺，但是“能源號”火箭只發(fā)射過2次，由于經(jīng)濟上的原因，之后再也沒有發(fā)射過。20世紀90年代，俄羅斯和印度簽署協(xié)議，提供給印度RD-56發(fā)動機，用于建造GSLV火箭的上面級，并重新取名為KVD-1。俄羅斯關于液氫方面的技術也得以保留和改進。1997年，赫魯尼切夫航天中心選擇了RD-56M發(fā)動機用于KVRB（Kislorodno-VodorniyRacketniyBlock）上面級，KVRB上面級計劃用于“質子號”火箭，將來還會用在“安加拉”火箭上。RD-56M、普惠公司的RD-0146、化工自動化設計局加長型噴嘴的RD-0146E和RD-0146U發(fā)動機1998年，科羅廖夫能源火箭宇航集團要求化工自動化設計局設計一款液氫發(fā)動機，用于暴風雪T和祝融星火箭，命名為RO-95，推力要達到10噸，比沖要達到475秒。此項目于1989年開始，點火測試計劃在1991年到1992年，但是此項目超出原先的設想，而且也沒有預算，和RD-56項目一樣。此外，俄羅斯還有RD-0131和RD-0132項目，但是從來沒有執(zhí)行過