RD-0216
| 原開発国 |  ソビエト連邦 |
|---|---|
| 初飛行 | 1965-04-19[1] |
| 設計者 | OKB-154[1] |
| 開発企業 | PO Motorostroitel 或いはペルミ[2] |
| 目的 | ICBM 推進装置 |
| 搭載 | UR-100[1] |
| 後継 | RD-0235 |
| 現況 | 引退済 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進薬 | N2O4[3] / UDMH[3] |
| サイクル | 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル[1] |
| 構成 | |
| 燃焼室 | 1[3] |
| 性能 | |
| 推力 | 219キロニュートン (49,000 lbf)[3] |
| 燃焼室圧力 | 17.4メガパスカル (2,520 psi)[3] |
| 比推力 | 313秒 (3.07 km/s)[3] |
| 使用 | |
| UR-100 コア ステージ [4] | |
| 原開発国 | ソビエト連邦 |
|---|---|
| 初飛行 | 1973-04-09[5] |
| 設計者 | OKB-154[5] |
| 開発企業 | Krasny Oktyabr 工場[2] |
| 目的 | ICBMの推進装置 |
| 搭載 | UR-100N, ロコットとストレラ[5] |
| 現況 | 生産終了 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進薬 | N2O4[6] / UDMH[6] |
| サイクル | 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル[5] |
| 構成 | |
| 燃焼室 | 1[6] |
| 性能 | |
| 推力 | 240キロニュートン (54,000 lbf)[6] |
| 燃焼室圧力 | 17.5メガパスカル (2,540 psi)[6] |
| 比推力 | 320秒 (3.1 km/s)[6] |
| 使用 | |
| UR-100N 2段目 [6] | |
RD-0216とRD-0217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。[1][3] RD-0216とRD-0217の違いはタンクを加熱されたガスで加圧するための熱交換器の有無である。[3] 3基のRD-0216と1基のRD-0217がUR-100 ICBMの1段目で使用された。[7] エンジンは1974年まで生産され、1991年まで運用された。1100基以上のエンジンが生産された。[3]
UR-100N計画のために1段目の推進はより強力なRD-0233エンジンを装備した。2段目にはRD-0235 (GRAU Index 15D113)と呼ばれるRD-0217の派生型が使用された。[8] それは真空中での運転に最適化されたノズル延長部を使用してそれにより比推力が10秒、推力が21キロニュートン (4,700 lbf)増えた[6]。固定式のノズルと推力偏向のためにRD-0236バーニアエンジンを備えた。2015年時点でUR-100NUとロコットとストレラ用のエンジンの製造は終了した。[6]
関連項目
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出典
[編集]- ^ a b c d e “RD-0216, RD-0217. Intercontinental ballistic missile RS-10”. KBKhA. 2015年6月19日閲覧。
- ^ a b Lardier, Christian. “Liquid Propellant Engines in the Soviet Union”. IAA History Simposia (American Astronautical Society) 19: 39-73.
- ^ a b c d e f g h i “RD-0216”. Encyclopedia Astronautica. 2015年6月19日閲覧。
- ^ “RD-0217”. Encyclopedia Astronautica. 2015年6月19日閲覧。
- ^ a b c d “RD-0216, RD-0217. Intercontinental ballistic missile RS-10”. KBKhA. 2015年6月19日閲覧。
- ^ a b c d e f g h i “RD-0235”. Encyclopedia Astronautica. 2015年6月19日閲覧。
- ^ Zak, Anatoly. “UR-100 Family”. RussianSpaceWeb.com. 2015年6月19日閲覧。
- ^ “Rockot Launch Vehicle”. クルニチェフ国家研究生産宇宙センター. 2015年6月19日閲覧。
