RD-170

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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 Energomash vertrieben. Vier RD-170 dienen als Booster in der Energia-Rakete, ein modifiziertes in der Zenit-Rakete als Antrieb für die erste Stufe. Das RD-170 ist bis heute das schubstärkste je geflogene Flüssigkeitsraketentriebwerk.

Inhaltsverzeichnis 1 Technik 2 Technische Daten 3 Weblinks 4 Quellen

[Bearbeiten] Technik

Es wird mit Kerosin und flüssigem Sauerstoff (LOX) betrieben und besteht aus einer Vor- und vier Hauptbrennkammern, einer Turbine und zwei Gasgeneratoren mit etwa 190 MW Leistung. Anders als bei der Sojus Rakete konnte durch das Triebwerk auf zusätzliche Steuertriebwerke verzichtet werden, da beim RD-170 für die Energia Rakete die Düsen um eine Achse geschwenkt werden können. Das abgeleitete RD-171 (11D520) für die Zenit Rakete verfügt über eine Zweiachsensteuerung (im Einsatz bis 6,3°, in Tests über 8°) der Düsen für diesen Zweck.

Eine weitere Besonderheit des Triebwerks ist, dass die Leistung auf 74% heruntergefahren werden kann, um kurz vor Brennschluß die Belastung für die Raketenstruktur zu senken. Ähnlich wie beim RD-253 ist die Turbine für den Antrieb der Treibstoffpumpen innerhalb der Vorbrennkammer angeordnet (geschlossener Kreislauf). Dazu wird die gesamte Menge des Oxidators und ein geringer Teil des Brennstoffs zugeführt, welcher dort 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 geht dem Triebwerk auch bei dem enormen Brennkammerdruck von 25 MPa (Mega-Pascal) kein Antriebsgas für die Pumpen verloren, was bei einem Durchsatz von mehr als 430 kg/s Sauerstoff und 160 kg/s Kerosin zu beträchtlichen Verlusten geführt hätte. Gleichzeitig verringert der hohe Verbrennungsgrad durch die Vor- und Hauptverbrennung Instabilitäten bei der Verbrennung und damit Verbrennungsschwingungen. Dennoch hatte das Triebwerk anfangs bei Tests mit Problemen zu kämpfen, da 25 MPa Druck und 400 °C Eingangstemperatur in die Hauptbrennkammer schwierig zu beherrschen sind; das Space Shuttle Triebwerk arbeitet mit 22 MPa, das RD-253 mit nur 15 MPa.

Die vier Booster der Energia Rakete mit den RD-170 Triebwerken wurde wiederverwendbar ausgelegt und mit Fallschirmen ausgerüstet. Die Triebwerke sollten bis zu 10 Starts aushalten, wobei Tests zeigten, dass das Triebwerk auch 20 Starts verkraftete.

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 Internetseiten bezeichnen das Triebwerk der Zenit-3SL als RD-173^[1][2] mit einem auf 7.695 kN/8.338 kN gesteigerten Schub, wobei der Hersteller dieses als RD-171M bezeichnet.

[Bearbeiten] Technische Daten

	RD-170/RD-171	RD-180	RD-191
Mischungsverhältniss Kerosin/LOX	~2,6	2,72	~2,6
Brennkammern	4	2	1
Gesammthöhe	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	? mm	? mm	? mm
Brennkammerdruck	24,5 MPa	25,7 MPa	25,7 MPa
Düsenhalsdurchmesser	? mm	? mm	? mm
Düsenmündungsdurchmesser	? m	? mm	? mm
Düsenmündungsdruck	0,66 MPa	0,69 MPa	0,69 MPa
Entspannungsverhältnis	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) SI	3030/3315 Ns/kg		3306 Ns/kg
Spezifischer Impuls (Boden/Vakuum) kp	309 / 337 s

[Bearbeiten] Weblinks

• http://www.astronautix.com/engines/rd170.htm
• http://www.bernd-leitenberger.de/zenit.shtml
• NPO Energomash Triebwerksseite (russisch)

[Bearbeiten] Quellen

1. ↑ http://www.spaceandtech.com/spacedata/engines/rd170_specs.shtml
2. ↑ http://www.astronautix.com/engines/rd173.htm