RD-263

RD-263 (РД-263)
原開発国ソビエト連邦の旗 ソビエト連邦
使用期間1969-1975[1]
設計者エネゴマシュ, V.グルシュコ[1]
開発企業PA ユージュマシュ[2]
搭載R-36M と ドニエプル[1]
現況製造終了
液体燃料エンジン
推進薬N2O4[3] / UDMH[3]
混合比2.67[3]
サイクル酸化剤リッチ二段燃焼サイクル[1][3]
構成
燃焼室1[3]
性能
推力 (vac.)1,128キロニュートン (254,000 lbf)[1]
推力 (SL)1,040キロニュートン (230,000 lbf)[1]
燃焼室圧力20.6メガパスカル (2,990 psi)[1]
Isp (vac.)318 s (3.12 km/s)[1]
Isp (SL)293 s (2.87 km/s)[1]
ジンバル範囲7°[4]
寸法
全長2,150ミリメートル (85 in)[1]
直径1,080ミリメートル (43 in)[1]
乾燥重量870キログラム (1,920 lb)[1]
使用
R-36M と R-36MUTTKh コア ステージ (15А14 と 15A18)[1]

RD-263 (GRAU 分類 15D117) はN2O4とUDMHを酸化剤リッチ二段燃焼サイクルで燃焼する液体 ロケットエンジンである[3]RD-264 (GRAU 分類 15D119)推進モジュールは4基の RD-263 である。[5] R-36M KB ユージュノエのみが1段目の推進をエネゴマシュへ発注し、両段の代わりにRD-270が開発された。1970年4月にユージュノエはエンジンの書類を入手した。1972年末以降エネゴマシュは独自の試験設備でエンジンの燃焼試験を開始した。1973年9月にエンジンは飛行のための認証を取得した。[2] エンジンの製造は終了したものの、ICBM と同様に2015年時点でドニエプル-1が運用中である。[4]

派生型

基本的なエンジンを以下に示す

  • RD-263 (GRAU Index: 15D117): 初期型でR-36M と R-36MUTTKhの1段目 (15А14 と15A18)で使用された。[1][3]
  • RD-268 (GRAU Index: 15D168): MR-UR-100 (15А15) と MR-UR-100UTTKh (15A16)の1段目で使用された。[1][6][7][8]
  • RD-273 (AKA RD-263F): RD-263Fの更新計画を基に改良された派生型。 R-36M2 (15A18M) と (15A18M2) の1段目で使用された。[9][10][7][11]
RD-0210 系列のエンジン
エンジン RD-263 RD-268 RD-273
別名 15D117 15D168 RD-263F
推進モジュール RD-264 N/A RD-274
開発期間 1969-1975 1970-1976 1982-1988
エンジン種類 液体式 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル を使用してN2O4/UDMH 推進剤 O/F 比は 2.67
燃焼室内圧力 20.6 MPa (2,990 psi) 22.6 MPa (3,280 psi) 22.6 MPa (3,280 psi)
推力 (真空中) 1,130 kN (250,000 lbf) 1,240 kN (280,000 lbf) 1,240 kN (280,000 lbf)
推力 (海面高度) 1,040 kN (230,000 lbf) 1,130 kN (250,000 lbf) 1,130 kN (250,000 lbf)
Isp (真空中) 318s 318.5s 318s
Isp (海面高度) 293s 295.6s 296s
全長 2,150 mm (85 in) 2,150 mm (85 in) 2,150 mm (85 in)
全幅 1,080 mm (43 in) 1,083 mm (42.6 in) 1,080 mm (43 in)
乾燥重量 870 kg (1,920 lb) 770 kg (1,700 lb) 不明
搭載機 R-36M (15А14) とR-36MUTTKh (15A18) コアステージ MR-UR-100 (15А15) と MR-UR-100UTTKh (15A16) 1段目 R-36M2 (15A18M) と (15A18M2) 1段目
状態 製造終了 引退済[12] 引退済[13]
出典 [3][9][6][10][1][11]

モジュール

複数のこれらのエンジンをモジュール化される。主なモジュールを示す:

  • RD-264 (GRAU Index 15D119): 4基のRD-263で構成される。R-36MとR-36MUTTKhの1段目(15А14 と15A18)の推進モジュール。[1][5]
  • RD-274 (GRAU Index ): 4基のRD-274で構成される。R-36M2 (15A18M)と (15A18M2)の1段目の推進モジュール。[14][7][11]

関連項目

出典

  1. ^ a b c d e f g h i j k l m n o p q “NPO Energomash list of engines”. NPO Energomash. 2015年6月20日閲覧。
  2. ^ a b Zak, Anatoly. “R-36M/15A14/SS-18/Satan/RS-20”. RussianSpaceWeb.com. 2015年6月20日閲覧。
  3. ^ a b c d e f g h “RD-263”. Encyclopedia Astronautica. 2015年6月20日閲覧。
  4. ^ a b Zak, Anatoly. “The Dnepr launcher”. RussianSpaceWeb.com. 2015年6月20日閲覧。
  5. ^ a b “RD-264”. Encyclopedia Astronautica. 2015年6月20日閲覧。
  6. ^ a b “RD-268”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月24日閲覧。
  7. ^ a b c McDowell, Jonathan. “Russian engines”. Jonathan's Space Report. 2015年7月24日閲覧。
  8. ^ “History”. NPO Energomash. 2015年7月24日閲覧。
  9. ^ a b “RD-263F”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月24日閲覧。
  10. ^ a b “RD-273”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月24日閲覧。
  11. ^ a b c Lardier, Christian. “Liquid Propellant Engines in the Soviet Union”. IAA History Simposia (American Astronautical Society) 19: 39-73. 
  12. ^ “Ballistic Missiles”. Missile Threat. 2015年7月24日閲覧。
  13. ^ “Kazakhstan Missiles”. Nuclear Threat Initiative (2012年8月). 2015年7月24日閲覧。
  14. ^ “RD-274”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月24日閲覧。

外部リンク

  • KbKhA official information on the engine.
  • Encyclopedia Astronautica information on the propulsion module.
  • 表
  • 話
  • 編
  • 歴
液体燃料
低温
推進剤
液体水素/
液体酸素
液体メタン/
液体酸素
準低温
推進剤
ケロシン/
液体酸素
ハイパー
ゴリック
推進剤
ヒドラジン系/
四酸化二窒素
ケロシン/過酸化水素
非対称ジメチルヒドラジン/
硝酸
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固体燃料
ブースター
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電気推進
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  • MR-508
ホールスラスタ
イオンエンジン
関連項目
エンジン
サイクル