- RD-275
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Das RD-253 (von russisch Реактйвный двигатель, „Reaktiwny Dwigatel“) (GRAU-Index 11D48) ist ein Raketentriebwerk für Flüssigkeitsraketen. Es wurde vom sowjetischen Chefkonstrukteur für Raketenmotoren Walentin Petrowitsch Gluschko im Zeitraum zwischen 1961 und 1965 am Leningrader Gasdynamischen Laboratorium entwickelt. Sechs Stück davon dienen in der Proton-Rakete als Antrieb für die erste Stufe.
Es wird mit 1,1-Dimethylhydrazin (UDMH) und flüssigem Stickstofftetroxid (N2O4) betrieben und besteht aus einer Vor- und einer Hauptbrennkammer, einer Turbine und einer Hilfs- und zwei Hauptpumpen mit insgesamt 18,7 MW Leistung. Die Besonderheit dieses Triebwerkes ist, dass die Turbine für den Antrieb der Treibstoffpumpen innerhalb der Vorbrennkammer angeordnet ist. Dazu wird die gesamte Menge des Oxidators und ein geringer Teil des Brennstoffes zugeführt, welcher dort mit geringer Temperatur verbrennt und die Turbine antreibt. Das Abgas aus der Vorbrennkammer gelangt dann zur Hauptbrennkammer, wo der Hauptteil des Brennstoffs zugeführt wird und verbrennt. Durch diese Ausführung geht dem Triebwerk auch bei dem hohen Brennkammerdruck von fast 15 MPa kein Antriebsgas für die Pumpen verloren, was bei einem Durchsatz von mehr als 520 kg/s zu beträchtlichen Verlusten geführt hätte. Gleichzeitig schließt der hohe Verbrennungsgrad durch die Vor- und Hauptverbrennung Instabilitäten bei der Verbrennung und damit Verbrennungsschwingungen weitgehend aus. Durch den speziellen Aufbau des RD-253 konnten die Abmessungen und die Masse des Triebwerkes gegenüber eines vergleichbaren Triebwerkes, dessen Bauweise der des RD-107 entsprochen hätte, gering gehalten werden.
Trotz einiger Probleme bei der ersten Entwicklung und Produktion wird das RD-253 auch heute noch bei den Proton Trägerraketen eingesetzt. Inzwischen sind fast 2000 Stück davon gebaut worden. Davon einige in verbesserten Versionen wie dem RD-275 (14D14) (nach 1990) mit 1578/1746 kN Boden-/Vakuumschub und 15,7 MPa Brennkammerdruck und dem RD-275M (14D14M) mit nochmals um 5% gesteigertem Startschub, welches im Juli 2007 mit einer Proton-M seinen Erststart hatte.
Inhaltsverzeichnis
Technische Daten
Kennziffer Wert Mischungsverhältnis UDMH/N2O4 ≈1,9 Brennkammern 1 Gesamthöhe 2,72 m Durchmesser 1,5 m Trockenmasse 1280 kg Masse/Schub-Verhältnis (Boden/Vakuum) 0,87/0,78 kg/kN Brennkammerdurchmesser 430 mm Brennkammerdruck 14,7 MPa Düsenhalsdurchmesser ≈230 mm Düsenmündungsdurchmesser ≈1,5 m Düsenmündungsdruck 61 kPa Entspannungsverhältnis 241 Bodenschub/Vakuumschub 1474/1635 kN Spezifischer Impuls (Boden/Vakuum) 2795/3100 Ns/kg Literatur
- Peter Stache, Russische Raketen, ISBN 3-327-00302-5
Weblinks
- Energomash: Herstellerwebseite (englisch)
- Astronautix: RD-253
- Bernd Leitenberger: Artikel über die Proton-Rakete
Quellen
- ЖРД РД-253 (11Д43) и РД-275 (14Д14). Liquid Propellant Rocket Engines. Abgerufen am 19. März 2009.
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