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RD-0120 是苏联能源号运载火箭的芯级发动机。相当于美国航天飞机的主发动机SSME。与之相比，RD-0120有相同的比冲与燃烧室压力，但复杂度与成本大为降低。使用富燃分段燃烧循环技术，单轴驱动氢泵与氧泵。
RD-0120| 原產國 | 苏联 |
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| 研發日期 | 1976 |
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| 設計者 | KBKhA设计局 |
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| 製造者 | TsSKB Progress |
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| 用途 | 芯级 |
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| 上一代产品 | RD-0124 |
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| 現狀 | 未用 |
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| 液態火箭發動機 |
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| 推進劑 | 液氧 / 液氢 |
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| 系統 | 分级燃烧循环 |
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| 構造 |
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| 燃燒室 | 1 |
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| 喷管面积比 | 85.70 |
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| 性能 |
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| 推力（真空） | 1,961 kN（441,000 lbf） |
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| 推力（海平面） | 1,517.1 kN（341,100 lbf） |
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| 燃燒室壓力 | 218巴（3,160磅力每平方英寸） |
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| 比衝（真空） | 455秒（4.46公里每秒） |
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| 比衝（海平面） | 359秒（3.52公里每秒） |
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| 尺寸 |
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| 長度 | 4.55 m |
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| 直徑 | 2.42 m |
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| 淨重 | 3,450 kg |
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RD-0120在工作原理上与SSME差别相当大。液氢被预压泵和主泵加压之后，分成两路。较大的一路由换热器气化后直接进入预燃室，不作为再生冷却；较小的一路先冷却燃烧室再冷却喷管，得到的氢气用于推动氢预压泵的涡轮，最后注入主燃烧室。这相当于部分膨胀循环。液氧经预压泵后分为两路，较大的一路由主氧泵加压后进入燃烧室；较小的一路进入与主氧泵同轴的高压氧泵后，分为两路一路直接进入预燃室，另一路驱动氧预压泵之后合并入预压泵后的液氧流。单预燃室主涡轮同轴驱动主氢泵、主氧泵、高压氧泵。涡轮气体温度仅800K。远低于SSME的1300K、火神和YF-77的900K。
能源号火箭芯级采用4台RD-0120作为动力装置。每台发动机的真空推力为200吨，真空比冲为455秒。
性能参数 编辑
RD-0120 编辑
- 推力(真空) 1,961 kN
- 推力(海平面): 1,5171 kN
- 比冲 (真空): 455秒（4.46公里每秒）
- 比冲 (海平面): 359秒（3.52公里每秒）
- 燃烧时间: 名义 480–500 s, 验证 1670 s
- 主发动机重量: 3,449 kg
- 长度: 4.55 m, 直径: 2.42 m
- 推进剂: LOX & LH2
- 混合比: 6:1
- 合同商: Конструкторское Бюро Химавтоматики
- 用于: 能源号运载火箭芯级
参考文献 编辑
- Hendrickx, Bart; Bert, Vis. Energiya-Buran: The Soviet Space Shuttle. Chichester, UK: Praxis Publishing Ltd. 2007. ISBN 978-0-387-69848-9.
注释 编辑
外部链接 编辑
- Molniya Research & Industrial Corporation's Buran page (english)（页面存档备份，存于互联网档案馆）
- RD-0120 details (in Russian)（页面存档备份，存于互联网档案馆）
- RD-0120 specifications and design (in Russian)（页面存档备份，存于互联网档案馆）
- Energiya Booster details (in Russian)（页面存档备份，存于互联网档案馆）
0120, 此條目需要編修, 以確保文法, 用詞, 语气, 格式, 標點等使用恰当, 2014年11月3日, 請按照校對指引, 幫助编辑這個條目, 幫助, 討論, 此條目需要补充更多来源, 2014年11月3日, 请协助補充多方面可靠来源以改善这篇条目, 无法查证的内容可能會因為异议提出而被移除, 致使用者, 请搜索一下条目的标题, 来源搜索, 网页, 新闻, 书籍, 学术, 图像, 以检查网络上是否存在该主题的更多可靠来源, 判定指引, 是苏联能源号运载火箭的芯级发动机, 相当于美国航天飞机的主发动机ssme, . 此條目需要編修 以確保文法 用詞 语气 格式 標點等使用恰当 2014年11月3日 請按照校對指引 幫助编辑這個條目 幫助 討論 此條目需要补充更多来源 2014年11月3日 请协助補充多方面可靠来源以改善这篇条目 无法查证的内容可能會因為异议提出而被移除 致使用者 请搜索一下条目的标题 来源搜索 RD 0120 网页 新闻 书籍 学术 图像 以检查网络上是否存在该主题的更多可靠来源 判定指引 RD 0120 是苏联能源号运载火箭的芯级发动机 相当于美国航天飞机的主发动机SSME 与之相比 RD 0120有相同的比冲与燃烧室压力 但复杂度与成本大为降低 使用富燃分段燃烧循环技术 单轴驱动氢泵与氧泵 RD 0120原產國苏联研發日期1976設計者KBKhA设计局製造者TsSKB Progress 英语 Progress State Research and Production Rocket Space Center 用途芯级上一代产品RD 0124現狀未用液態火箭發動機推進劑液氧 液氢系統分级燃烧循环構造燃燒室1喷管面积比85 70性能推力 真空 1 961 kN 441 000 lbf 推力 海平面 1 517 1 kN 341 100 lbf 燃燒室壓力218巴 3 160磅力每平方英寸 比衝 真空 455秒 4 46公里每秒 比衝 海平面 359秒 3 52公里每秒 尺寸長度4 55 m直徑2 42 m淨重3 450 kgRD 0120在工作原理上与SSME差别相当大 液氢被预压泵和主泵加压之后 分成两路 较大的一路由换热器气化后直接进入预燃室 不作为再生冷却 较小的一路先冷却燃烧室再冷却喷管 得到的氢气用于推动氢预压泵的涡轮 最后注入主燃烧室 这相当于部分膨胀循环 液氧经预压泵后分为两路 较大的一路由主氧泵加压后进入燃烧室 较小的一路进入与主氧泵同轴的高压氧泵后 分为两路一路直接进入预燃室 另一路驱动氧预压泵之后合并入预压泵后的液氧流 单预燃室主涡轮同轴驱动主氢泵 主氧泵 高压氧泵 涡轮气体温度仅800K 远低于SSME的1300K 火神和YF 77的900K 能源号火箭芯级采用4台RD 0120作为动力装置 每台发动机的真空推力为200吨 真空比冲为455秒 目录 1 性能参数 1 1 RD 0120 2 参考文献 3 注释 4 外部链接性能参数 编辑RD 0120 编辑 推力 真空 1 961 kN 推力 海平面 1 5171 kN 比冲 真空 455秒 4 46公里每秒 比冲 海平面 359秒 3 52公里每秒 燃烧时间 名义 480 500 s 验证 1670 s 主发动机重量 3 449 kg 长度 4 55 m 直径 2 42 m 推进剂 LOX amp LH2 混合比 6 1 合同商 Konstruktorskoe Byuro Himavtomatiki 英语 Chemical Automatics Design Bureau 用于 能源号运载火箭芯级参考文献 编辑Hendrickx Bart Bert Vis Energiya Buran The Soviet Space Shuttle Chichester UK Praxis Publishing Ltd 2007 ISBN 978 0 387 69848 9 注释 编辑外部链接 编辑Molniya Research amp Industrial Corporation s Buran page english 页面存档备份 存于互联网档案馆 RD 0120 details in Russian 页面存档备份 存于互联网档案馆 RD 0120 specifications and design in Russian 页面存档备份 存于互联网档案馆 Energiya Booster details in Russian 页面存档备份 存于互联网档案馆 Encyclopedia Astronautica RD 0120 page 取自 https zh wikipedia org w index php title RD 0120 amp oldid 75099850, 维基百科，wiki，书籍，书籍，图书馆，
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