RD-0124
 2013年パリ航空ショーに展示されたRD-0124モデル | |
| 原産国 | ロシア |
|---|---|
| 日付 | 1993–2006 |
| 初飛行 | 2006年12月27日 |
| デザイナー | ヴァレリー・コゼルコフ とヴィクトル・ゴロホフ) [ 1 ] |
| メーカー | 化学自動設計局[ 2 ] |
| 応用 | 上段エンジン |
| 関連LV | 現在:アンガラ、ソユーズ 2.1b、ソユーズ 2.1v 計画:ソユーズ 5 |
| 前任者 | RD-0110 |
| 状態 | 生産中 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進剤 | LOX / RG-1 |
| サイクル | 段階燃焼 |
| 構成 | |
| チャンバー | 4 |
| パフォーマンス | |
| 推力、真空 | 294.3 kN（66,200 lbf） |
| 推力重量比 | 52.5 |
| チャンバー圧力 | 15.7 MPa (2,280 psi) |
| 比推力、真空 | 359秒（3.52 km/s） |
| 燃焼時間 | RD-0124 : 270秒RD-0124A : 424秒 |
| 寸法 | |
| 長さ | 1,575 mm (62.0 インチ) |
| 直径 | 2,400 mm（94インチ） |
| 乾燥質量 | RD-0124 : 572 kg (1,261 ポンド) RD-0124A : 548 kg (1,208 ポンド) |
| 使用場所 | |
| ソユーズ2.1b / ソユーズ2.1v ブロックI段アンガラURM-2段 | |
| 参考文献 | |
| 参考文献 | [ 3 ] [ 4 ] [ 5 ] [ 6 ] [ 7 ] |
RD -0124（ロシア語：Ракетный Двигатель-0124、ローマ字表記： Raketnyy Dvigatel-0124、直訳すると「ロケットエンジン0124 」、 GRAUインデックス：14D23）は、ヴォロネジの化学自動設計局が開発した、酸素過剰の二段燃焼サイクルで液体酸素とケロシンを燃焼させるロケットエンジンである。RD-0124エンジンは、ソユーズ2.1bおよびソユーズ2.1vのブロックI段に使用されている。エンジンの派生型であるRD-0124Aは、アンガラロケットファミリーのURM-2上段 に使用されている。
デザイン
RD-0124エンジンは、プレバーナーにおけるエンジン推進剤の予燃焼を利用した多段ターボポンプを採用しています。灯油燃料はエンジンの再生冷却に使用されます。上昇中の機体姿勢制御は、エンジンを2つの平面でジンバル制御することで行われます。推進剤タンクはヘリウム加圧されています。[ 8 ] 4つの燃焼室に1つのターボポンプシステムから燃料が供給されます。[ 8 ] [ 9 ]このエンジンは高い燃焼室圧力で作動し、使用される推進剤の種類に対して、真空状態で約360秒という非常に高い比推力を実現します。
歴史
RD-0124エンジンを搭載したロケットの初飛行は、2006年12月27日、ソユーズ2.1bの初打ち上げで行われた[ 8 ]。オービタル・サイエンシズは、アンタレスロケットの高エネルギー第二段（HESS）にRD-0124エンジンを搭載することを検討していた。これはカストル30B第二段の代替となるはずだった[ 10 ]。
バージョン
この上段エンジンは、ソユーズ2.1b/vとアンガラファミリーという2つの異なる打ち上げロケットに採用されており、それぞれ異なるバージョンが存在します。
- RD-0124（GRAU Index 14D23）。ソユーズ2.1bおよびソユーズ2.1vブロックI段用のバージョン。ソビエト時代以降、ロシアで設計された最初の液体ロケットエンジンである。[ 3 ]
- RD-0124AアンガラURM-2（1.2型と大型の5型）に搭載されているバージョンです。ベースモデルと比較して、燃焼時間が424秒に延長され、重量が548 kg（1,208ポンド）と24 kg（53ポンド）軽量化されています。[ 3 ]
- RD-0124DRは、2008年から2013年にかけてソユーズ2.3計画のために開発されたバージョンです。ベースバージョンとは異なり、スロットルポイントは176.6 kN（39,700 lbf）、燃焼室圧力は9.5 MPa（1,380 psi）に低減され、比推力は347秒でした。スロットル機能の追加により、予燃焼器と燃焼室の再設計が必要となりました。[ 11 ]
- RD-0125A RD-0124Aのシングルノズル版で、アンガラURM-2のアップグレードとして計画されている。デュアルエンジンの使用が可能になり、性能向上と打ち上げコストの削減が期待される。おそらく、アンガラ1.2よりも大型のアンガラ5 URM-2向けにのみ計画されていると思われる。[ 12 ]
- RD-0124MSロシア製の新型ロケットエンジン。推力60トン（588 kN）で、ナフチル-液体酸素推進剤を使用する。エンジンは共通のフレーム上に配置された2つのブロックとヒートシールドで構成される。各ブロックは、対角線上に配置された2つの燃焼室で構成される。エンジンは2つの燃焼室を2つの平面で操舵するほか、ブロックの1つが停止した状態でも作動する。2020年時点では、ソユーズ5号ロケットの第2段に搭載するための開発が進められていた。[ 13 ]
参照
- RD-0110 — 以前のエンジン。
- ソユーズ 2.1b — これを使用した最初の打ち上げロケット。
- ソユーズ 2.1v — これを使用した 2 番目の打ち上げロケット。
- アンガラ— これを使用した 3 番目の打ち上げロケット。
- 軌道ロケットエンジンの比較
参考文献
- ^ ru:Горохов、Виктор Дмитриевичヴィクトール・ゴロホフ / ru.wikipedia.org
- ^ Люди и ракетные двигатели [人々とロケットエンジン: KBKhA の公式歴史] (ロシア語)。 p. 262.
- ^ a b c “RD0124 (14D23). Launch vehicle "Soyuz-2-1б". RD0124A. "Angara" launch vehicle" . KBKhA. 2015年8月15日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「ガス発生器および段階燃焼サイクルロケットエンジン用ターボポンプ」（PDF） AIAA 2005年7月 2015年7月22日閲覧。
- ^ “Жидкостный ракетный двигатель РД-0124А” [液体ロケットエンジン RD-0124A] (ロシア語)。フルニチェフ。 2015年7月22日のオリジナルからアーカイブ。
- ^ Zak, Anatoly. 「RD-0110」 . russianspaceweb.com . 2015年7月22日閲覧。
- ^ Zak, Anatoly (2024年4月4日). 「RD-0124エンジン」 . RussianSpaceWeb.com . 2024年11月27日閲覧。
- ^ a b c「近代化されたソユーズ」 Starsem . 2001年5月8日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「ソユーズ概要」アリアネスペース。 2015年11月27日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ Bergin, Chris (2013年3月5日). 「CASTOR 30XL、アンタレスへのブースト供給に先立ち、静的発射準備」 NASA Spaceflight . 2015年7月22日閲覧。
- ^ "Двигатель РД0124ДР (дросселированный)" [エンジン RD0124DR (スロットル可能)] (ロシア語)。 KBKhA。 2013 年 12 月 4 日のオリジナルからアーカイブ。
- ^ "Двигатель РД0125А" [エンジン RD0125A] (ロシア語)。 KBKhA。 2013 年 12 月 4 日のオリジナルからアーカイブ。
- ^ 「ロシアの設計者がスンカールロケット用エンジンの開発を開始（ロシア語）」 TASS 、 2017年4月7日。
