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
俄罗斯的液体⽕箭发动机系列
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‐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‐107 RD‐108 RD‐107A RD‐108A RD‐117 RD‐118 真空推⼒： 992kN 997kN 1021.3kN 990.2kN 1,021.097kN 971.4 kN 海平⾯推⼒：821kN 746kN 838.5kN 792.5kN 919.1 kN 777.8 kN 真空⽐冲： 315s 315s 319s 319s 314s 316s
海平⾯⽐冲：257s 248kg 257s 248s 257s 253s
燃烧时间： 118s 286s 118s 286s
重量： 1,200kg 1,400 kg
直径： 0.67m 0.67m 0.67m 0.67m
⾼度： 2.86m 2.86m 2.86m 2.86m
燃烧室数： 4+2V 4+4V 4+2V 4+4V 4+2V 4+4V
燃料：煤油/液氧
燃烧室压⼒：5.85MPa 5.1MPa 6MPa 5.44MPa
推重⽐： 84.27：1 72.59：1
混合⽐： 2.47：1 2.39：1 2.47：1 2.39：1 2.47：1 2.39：1
喷嘴⾯积⽐：18.8：1 18.8：1 18.8：1 18.8：1 18.8：1 18.8：1
膨胀⽐： 150：1 150：1 150：1 150：1 150：1 150：1
流量(吨/秒)：0.325 0.306 0.325 0.3135 0.325 0.3135
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
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490—589kN；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。

1957—1966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‐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‐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
RD‐170 RD‐171 RD‐171M RD‐172 RD‐253 RD‐275 RD‐275M RD‐276 参数/型
号
7,887kN 7,903kN 7,903kN 8,343.6kN1,635kN 1,749.6kN1783.7kN 1,832kN 真空推
⼒：
7,550kN 7,550kN 7,550kN 7,688.4kN1,474kN 1,589kN 1,620kN 1,671kN 海平⾯
推⼒：
337s 337.2s 337.2s 337.4s 316s 316s 316s 318.8s
真空⽐
冲：
309.3s 309.3s 309.3s 310.9s 285s 287s 287s 288s
海平⾯
⽐冲：
150s 150s 150s 130s 130s
燃烧时
间：
重量： 9,750kg 9,500kg 9,500kg 1,280kg 1,280kg
直径： 4.02m 4.02m 4.02m 1.50m 1.50m 1.50m
⾼度： 3.78m 3.78m 3.78m 2.72m 2.72m 2.72m
4 4 4 4 1 1 1
燃烧室
燃料：煤油/液氧偏⼆甲肼/四氧化⼆氮
24.52MPa24.52MPa 24.52MPa25.69MPa14.71MPa15.69MPa 16.67MPa 燃烧室
压⼒：
推重⽐：82.66：1 84.84：1 84.84：1 130.25：1139.06：1
混合⽐：2.63：1 2.63：1 2.63：1 2.63：1 2.67：1 2.67：1 2.67：1
36.87：1 36.87：1 36.87：136.87：126：1 26：1 26：1
喷嘴⾯
积⽐：
2.3925 2.3925 2.3925 2.5217 0.5274 0.5646 0.5756 0.5917
流量(吨/
秒)：
应⽤：能源号天顶号天顶2M祝融星质⼦K 质⼦M 质⼦M 质⼦M
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，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1994—1995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 RD‐191M NK‐15 NK‐33 NK‐33‐1 NK‐33(1) NK‐43 4,152kN 2,095.1kN 1543.65kN1,678.1 kN2,186.9
kN1,685.6kN 1754.2kN 真空推
3,829.1kN 1,921.2kN 1,378.6 kN1,505.79 kN1,919.6 kN1,511.65kN
海平⾯推
⼒：
338s 337.5s 318s 331s 350.6s 331.3s 346s
真空⽐
冲：
311s 309.5s 284s 297s 307.8s 297.1s
海平⾯⽐
冲：
150s 150s
燃烧时
间：
重量： 5,393kg 3,230kg 1,247kg 1,235kg 1,396kg 直径： 3.15m 1.45m 1.5m 2m 2.5m
⾼度： 3.56m 4m 2.7m 3.7m
2 1 1 1 1 1 1
燃烧室
数：
燃料煤油/液氧
26.67MPa 25.69MPa 7.85MPa 14.54MPa 18.02MPa14.22MPa 14.54MPa 燃烧室压
⼒：
推重⽐： 78.44：1 126.22：1136.66：1 128.22：1混合⽐： 2.72：1 2.6：1 2.52：1 2.8：1 2.6：1 2.8：1
36.87：1 27：1 70：1
喷嘴⾯积
⽐：
流量(吨/1.2543 0.633 0.495 0.517 0.636 0.51885 0.517
秒)：
天顶号 N1第⼀级N1F第⼀级联盟3 ⾦⽜座2 N1F第⼆级应⽤：宇宙神
5/Rus‐M
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。

1994—1995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秒为发射时的燃烧时间，
回收后还可以燃烧960秒。

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10—20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‐0120
RD‐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RD‐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 gas generator，ORG），另⼀种是闭式循环的富燃料预燃室技术（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。

“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”（Urengoy）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‐0120 RD‐0120M RD‐0163 RD‐182(1)RD‐182(2)RD‐190 RD‐185
真空推⼒： 1,517.1kN 1,525.5kN 5,440.7kN 902.2kN 815.8kN 1,003.3kN 179.4kN 1,961kN 1,961.7kN 4,876.6kN 794.7kN 727.7kN 4,166.3kN
海平⾯推
⼒：
真空⽐冲： 454.5s 454.6s 320s 353s 351s 351s 378s 359s 372s 286.8s 311s 313s 309s
海平⾯⽐
冲：
燃烧时间： 500s 500s
重量： 3,450kg 3,450kg 1,500kg 1,500kg 1,470kg 415kg
直径： 2.42m 2.42m 1.5m 1.5m 2.4m 1.5m ⾼度： 4.55m 4.55m 2.8m 2.8m 1.7m 3.3m 燃烧室数： 1
1
2
1
1
6
1
燃料：
液氢/液氧
煤油/液氧液态天然⽓/液氧
燃烧室压⼒： 21.87MPa 21.45MPa 17.16MPa 16.28MPa 14.71MPa 14.71MPa 推重⽐： 57.97：1 57.97：1 61.33：1 69.36：1 43.97：1混合⽐：
5.95：1
5.95：1 3.4：1 3.4：1 3.4：1 3.4：1 喷嘴⾯积⽐：
85.7：1 85.7：1 流量(吨/秒)： 0.4300 0.4300 1.7338 0.2606 0.2370 0.2922 0.0484 应⽤：
能源号
能源M
Rus ‐M
⼈⼒车
⼈⼒车
⼈⼒车
⼈⼒车
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，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”。

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
RD ‐0163、RD ‐182、RD ‐185、RD ‐0154、RD ‐0155发动机
“联盟号”⽕箭使⽤的上⾯级最为著名的是Fregat ，发动机采⽤的是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。

Ikar 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。

集团公司研制，RD ‐58和RD ‐58M 料⽤的是煤油/液氧，⽽RD ‐58S ⽤的是合成煤油/液氧。

8、M 、RD 箭的技
RD ‐0110发动机、RD ‐0124发动机、S5.92发动机和和RD ‐58系列⽕箭发动机早期的“质⼦号”使⽤的上⾯级有D 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燃
RD ‐0110、RD ‐0124、S5.92、S5.9、RD ‐58RD ‐58‐58S ⽕发动机术参数参数/型号
RD ‐0110 RD ‐0124 S5.92
S5.98 RD ‐58 RD ‐58 RD ‐58M RD ‐58S 真空推⼒： 297.9kN kN kN kN kN kN kN
297.919.8519.63kN 82.3883.3683.6186.30真空⽐冲： 325s 359s 331s 5.5s 6 2 3s 1s 3234353536燃烧时间： 250s 270s 燃烧室数：
1
4+2V 4
1
1+4V
1
11
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
燃烧室压⼒：6.82MPa 15.69MPa 9.51MPa 6.98MPa7.4MPa 7.4MPa 7.94MPa 混合⽐： 2.22：1 2.6：1 2.05：12：1 2.53：1 2.53：1 2.48：1 2.42：1 喷嘴⾯积⽐： 82.2：1 189：1 189：1 189：1 280：1 膨胀⽐：
流量(吨/秒)：0.092 0.0836 0.0061 0.0061 0.0243 0.0241 0.0242吨 0.0244 应⽤： R‐7系列 R‐7系列 Fregat 微风M/KM D组级D‐1组级 DM组级 DM组级
RD‐120发动机是20世纪80年代早期苏联的研制的⼀款发动机，由动⼒机械制造科研
⽣产联合体研制，⽤于“天顶号”的第⼆级。

不过，后来的RD‐120发动机不但⽤于第⼀级和
助推级，还⽤于“和平号”空间站上的“量⼦1号”舱。

⽬前，乌克兰的南⽅设计局计划⽤于Mayak系列运载⽕箭，Mayak系列运载⽕箭的第⼀级⽤2台或4台RD‐120M发动机，第⼆
级⽤1台RD‐120发动机。

第三级将⽤乌克兰南⽅设计局设计的RD‐8发动机，这是⼀款4
个燃烧室的发动机，RD‐8发动机的真空推⼒为78.48千⽜，真空⽐冲为342.6秒，燃烧室压
⼒为7.84MPa，膨胀⽐为1,600，喷嘴⾯积⽐为104，混合⽐为2.4。

“联盟M”的第⼀级打算
⽤1台RD‐120M发动机，“联盟3号”⽕箭的助推级级使⽤1台RD‐120/10F发动机，Onega
⽕箭的助推级使⽤1台RD‐120K发动机，ULV‐22⽕箭的第⼀级使⽤3台RD‐120U发动机，
量⼦舱使⽤了4台RD‐120/21发动机，量⼦1号舱使⽤了1台RD‐120M发动机。

具体参数
请看表。

RD‐120系列⽕箭发动机（从左到右分别为RD‐120、RD‐120、RD‐120M、RD‐120K、RD‐120U）
RD‐120系列⽕箭发动机的技术参数
参数/型号 RD‐120 RD‐120 RD‐120M RD‐120K RD‐120U RD‐120/10F RD‐120/21
真空推⼒： 833.6kN 913kN 873.2kN 850.5kN 869.96kN862.3kN 794kN 774.4kN 784.5kN 763.76kN793.4kN 701.3kN
海平⾯推
⼒：
真空⽐冲： 350s 350s 336s 330s 351s 330s 334s 298s 304.4s 313s 304s 304s
海平⾯⽐
冲：
重量： 1,125kg 1,080kg 1,433kg
直径： 1.95m 1.4m 1.5m
⾼度： 3.87m 2.44m 2.8m
燃烧室数： 1 1 1 1 1
燃料：煤油/液氧
燃烧室压⼒：
16.28MPa 17.81MPa 17.63MPa 17.46MPa 推重⽐： 75.55：1 80.29：1 混合⽐： 2.58：1
2.58：1
2.58：1 2.58：1 2.58：1
喷嘴⾯积⽐：
106.7：1 流量(吨/秒)：
0.2429 0,2660
0.2650
0.2628
0.2640
0.2665
0.9697
应⽤：天顶号天顶23第⼀级
量⼦舱
2
指路灯系列第⼆级
3SL
量⼦1号舱
指路灯12/22/ Onega
助推级
ULV ‐22
联盟3 助推级
“宇宙3M”⽕箭的第⼀级采⽤的是RD ‐216M 发动机，相当于2台RD ‐215发动机，⽽且每台RD ‐215发动机都是双燃烧室的，那么“宇宙3M”⽕箭就有4个喷嘴，第⼀级有4个喷嘴，这是前苏联⼀惯的作风。

如“第聂伯”、“轰鸣号”、“联盟号”的助推级和芯级都有4个喷嘴。

RD ‐216M 发动机由格鲁什科研制，并由动⼒机械制造科研⽣产联合体负责⽣产。

早期的“宇宙3号”⽕箭的第⼀级采⽤的是RD ‐216发动机，和RD ‐216M 相⽐，推⼒和⽐冲均有所增加。

2台RD ‐216发动机的海平⾯推⼒为1480.8千⽜，海平⾯⽐冲为246秒，⽽2台RD ‐216M 发动机的海平⾯推⼒为1485.7千⽜，海平⾯⽐冲为248秒。

RD ‐216M 发动机燃料采⽤的是偏⼆甲肼和AK ‐27I ，AK ‐27I 为⼀种组合燃料，其中硝酸占73%，27%为四氧化⼆氮。

第⼆级采⽤的是S5.23发动机，燃料采⽤的是偏⼆甲肼和AK ‐27I ，由化⼯机械设计局研制，属于单燃，烧室的发动机，真空推⼒为157.6千⽜，此外还有4个⼩型的喷嘴⽤于姿态控制。