RD-170

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RD-170-Modell

Das RD-170 (von russisch Реактивный двигатель, „Reaktiwnyj Dwigatel“) (GRAU-Index 11D521) ist ein Raketentriebwerk für Flüssigkeitsraketen. Es wurde vom sowjetischen Chefkonstrukteur für Raketenmotoren Walentin Petrowitsch Gluschko im Zeitraum zwischen 1976 und 1986 am Leningrader Gasdynamischen Laboratorium entwickelt und wird heute von NPO Energomasch vertrieben. Vier RD-170 dienen als Booster in der Energija-Rakete, ein modifiziertes in der Zenit-Rakete als Antrieb für die erste Raketenstufe.[1] Das RD-170 ist bis heute das schubstärkste je geflogene Flüssigkeitsraketentriebwerk.

Technik[Bearbeiten]

Das RD-170 wird mit Kerosin und flüssigem Sauerstoff (LOX) betrieben und besteht aus vier Hauptbrennkammern, die sich eine Turbine mit etwa 190 MW Leistung und einen Pumpensatz teilen. Die zum Antrieb der Turbine erforderliche Energie wird durch eine sauerstoffreiche Vorverbrennung in zwei Gasgeneratoren bzw. Vorbrennkammern bereitgestellt. Dazu wird die gesamte Menge des Oxidators und ein geringer Teil des Brennstoffs zugeführt, welcher mit geringer Temperatur verbrennt und die Turbine antreibt. Das Abgas aus der Vorbrennkammer gelangt dann zu den Hauptbrennkammern, wo der Hauptteil des Brennstoffs zugeführt wird und verbrennt. Durch diese Ausführung als sogenanntes Hauptstromtriebwerk mit einfacher Vorverbrennung (oxidizer rich staged combustion cycle) geht dem Triebwerk auch bei dem hohen Brennkammerdruck von 25 MPa kein Treibstoff für den Antrieb der Pumpen verloren, was andernfalls zu beträchtlichen Verlusten geführt hätte. Gleichzeitig verbessert die Vorwärmung des kryogenen Sauerstoffs in der Vorverbrennung den Verbrennungswirkungsgrad und verringert die Gefahr von Instabilitäten bei der Verbrennung, die sonst zu Verbrennungsschwingungen führen könnten. Dennoch hatte das Triebwerk anfangs bei Tests mit Problemen zu kämpfen, da bei 25 MPa Druck und 400 °C Eintrittstemperatur in die Hauptbrennkammer eine sauerstoffreiche Atmosphäre schwierig zu beherrschen ist; die drei SSME-Triebwerke des Space Shuttles arbeiten mit 22 MPa mit einer brennstoffreichen Vorverbrennung, das RD-253 operiert nur mit 15 MPa. Eine weitere Besonderheit des Triebwerks ist, dass der Schub deutlich (je nach Quelle auf 40 % bzw. 56 % des Nominalwerts) gedrosselt werden kann, um kurz vor Brennschluss die Belastung für die Raketenstruktur zu senken .

Anders als bei der Sojus-Rakete konnte durch das Triebwerk auf zusätzliche Steuertriebwerke verzichtet werden, da beim RD-170 für die Energija die Düsen um eine Achse geschwenkt werden können. Das abgeleitete RD-171 (11D520) für die Zenit verfügt über eine Zweiachsensteuerung (im Einsatz bis 6,3°, in Tests über 8°) der Düsen für diesen Zweck.

Die vier Booster der Energija mit den RD-170-Triebwerken wurden wiederverwendbar ausgelegt und mit Fallschirmen ausgerüstet. Die Triebwerke sollten bis zu zehn Starts aushalten, wobei Tests zeigten, dass sie auch 20 Starts verkraften.

Als RD-180 (nur zwei Brennkammern, 25,7 MPa Brennkammerdruck und 4.159 kN Schub) wird das RD-170 Triebwerk an der Atlas-III und Atlas-V-Rakete eingesetzt, als RD-191 (nur eine Brennkammer, 25,7 MPa Brennkammerdruck, 3.230 kg Gewicht und 2.079 kN Schub) an der Angara-Rakete. Manche Quellen beziffern das Triebwerk der Zenit-3SL als RD-173[2][3] mit einem auf 7.695 kN/8.338 kN gesteigerten Schub, wobei der Hersteller dieses als RD-171M bezeichnet.[4]

Technische Daten[Bearbeiten]

RD-170/RD-171 RD-180 RD-191
Mischungsverhältnis LOX/Kerosin 2,63 2,72 ~2,6
Brennkammern 4 2 1
Gesamthöhe 3,78 m 3,00 m 4,05 m
Durchmesser 4,02 m 3,56 m 2,00 m
Trockenmasse 9.500 kg (9.750 für RD-171) 5.393 kg 3.230 kg
Masse/Schub-Verhältnis (Boden/Vakuum) 1,26/1,20 kg/kN
Brennkammerdurchmesser 380 mm  ? mm  ? mm
Brennkammerdruck 24,5 MPa 25,7 MPa 25,7 MPa
Düsenhalsdurchmesser 235,5 mm  ? mm  ? mm
Düsenenddurchmesser ~1430 mm  ? mm  ? mm
Düsenenddruck 0,072 MPa  ? MPa  ? MPa
Expansionsverhältnis 36,87 36,87 37
Bodenschub/Vakuumschub 7.550/7.900 kN 3.828/4.152 kN 1.985/2.079 kN
Spezifischer Impuls (Boden/Vakuum) 3030/3315 Ns/kg 3306 Ns/kg

Weblinks[Bearbeiten]

Quellen[Bearbeiten]

  1. Vorlage:Internetquelle/Wartung/Zugriffsdatum nicht im ISO-FormatBernd Leitenberger: Die Zenit Trägerrakete. Abgerufen am 9. Juli 2008.
  2. Vorlage:Internetquelle/Wartung/Zugriffsdatum nicht im ISO-FormatRD-170 - Specifications. Andrews Space & Technology, abgerufen am 9. Juli 2008 (englisch).
  3. Vorlage:Internetquelle/Wartung/Zugriffsdatum nicht im ISO-FormatMark Wade: RD-173. Encyclopedia Astronautica, abgerufen am 9. Juli 2008 (englisch).
  4. Vorlage:Internetquelle/Wartung/Zugriffsdatum nicht im ISO-FormatРД-170/171. NPO Energomash, abgerufen am 9. Juli 2008 (russisch).