- RD-0120
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Das RD-0120 (von russisch Реактивный двигатель, „Reaktiwnyj Dwigatel“, deutsch Raketentriebwerk, GRAU-Index 11D122, interne Bezeichnung RO-200) ist ein Raketentriebwerk für Flüssigkeitsraketen. Es sollte nicht mit dem RD-120 (11D123) der Zenit-Rakete verwechselt werden, welches einen wesentlich geringeren Schub erreicht.
Inhaltsverzeichnis
Entwicklung und Einsatz
Das RD-0120 wurde vom sowjetischen Konstrukteur für Raketenmotoren Semjon Kosberg im Zeitraum zwischen 1976 und 1990 im Chemical Automatics Design Bureau entwickelt und wird heute von ZSKB-Progress vertrieben. Das Triebwerk diente als Antrieb für die Zentralstufe (zweite Stufe) der Energija-Rakete die von vier der jeweils mit einer Brennkammer ausgestatteten RD-0120-Triebwerken angetrieben wird. Die ersten Test mit vollem Schub erfolgten im Mai 1984, der Erstflug im Mai 1987 und der letzte Einsatz 1988. Später wurden auch Varianten mit Methan anstelle von Wasserstoff als Treibstoff (RD-0120-CH) und weiterentwickelte Varianten (RD-0120M und RD-0122) erprobt.
Technik
Das RD-0120 wird ähnlich wie die Haupttriebwerke des Space Shuttles mit flüssigen Wasserstoff und Sauerstoff (LH2/LOX) betrieben, was für die sowjetische Raumfahrt zu der damaligen Zeit ein Novum war. Es kann bis auf 55% seiner vollen Leistung herunter geregelt werden. Als Antrieb für die Kraftstoffpumpen kommt eine Turbine zum Einsatz die über ein Getriebe beide Pumpen antreibt.[1] Ähnlich wie beim RD-253 ist die Turbine für den Antrieb der Treibstoffpumpen innerhalb der Vorbrennkammer angeordnet (Hauptstromverfahren). 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 über 218 Bar kein Antriebsgas für die Pumpen verloren.[2]
Technische Daten
RD-0120[1] Mischungsverhältnis LH2/LOX 6,0 Gesamthöhe 4,55 m Durchmesser 2,42 m Trockenmasse 3450 kg Masse/Schub-Verhältnis (Boden/Vakuum) 58,0 Brennkammerdurchmesser 261 mm Düsenenddurchmesser 2420 mm Brennkammerdruck 218 Bar Schub (Boden/Vakuum) 1517 kN / 1961 kN Spezifischer Impuls (Boden/Vakuum) 359 s / 455 s Weblinks
Einzelnachweise
Kategorien:- Sowjetische und russische Raumfahrt
- Raketentriebwerk (Raumfahrt)
- Abkürzung
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