苏维埃航天圣火——RD107系列

1/3

2/3

3/3

苏维埃航天圣火——RD107系列

人类守望者

2021年08月16日 19:50

本篇主要介绍了RD107和RD108两款使用超过60年的液氧煤油发动机的研发制造历程、基本结构、部分主要性能及性能数据。

冷战开始时，接触了V2的苏联急需一款洲际弹道导弹（ICBM），以在针对美国的核威慑中占取最大的优势。而V2一类的导弹射程跨过海峡还勉勉强强，更别提跨越两大洋了；其中最重要的问题之一就是V2地面推力不足三十吨的拉跨发动机，所以开发新发动机是研发新ICBM的重中之重。

一、发展历史

纳粹V2的苏联亲戚——RD100-RD103

苏联占领德国后，通过德国专家重新制造V2的项目被提上日程，很快就完成了苏式V2——R1，其使用的发动机被命名为RD100，与V2的发动机大同小异。但是整机使用苏联工业体系提供的材料生产，于1948年完成试车。

RD100

V2的引擎

随后，在RD100的基础上，开发了RD101，这款发动机驱动了R2导弹，射程两倍于R1。之后又开发了RD103及其衍生型号，以驱动R3系列导弹。冷战开始十年以来，苏联的RD100-RD103都是以V2发动机为蓝本设计制造的。

苏维埃迈出新的一步——RD105-108

依靠外国专家和落后蹩脚的技术显然不符合苏联的布局，是时候自研大推力发动机了。

气体动力实验室（OKB-456）——瓦连京·彼得洛维奇·格鲁什科（Валентин Петрович Глушко）领导下的全苏联最优秀的火箭发动机设计局之一——义不容辞的接手了这项重要的工作。

1954年，项目开展。他们首先开发了单喷管的RD105、RD106两种发动机，但因为燃烧不稳定的限制，单台海平面推力只能达到55吨左右，驱动不了超过250吨以上的R7导弹，最终项目被中止。取而代之的便是RD107和RD108，他们使用多燃烧室设计解决了前任燃烧不稳定的问题。

对比之前的发动机，两款发动机摒弃了V2 因为散热问题而使用梨形的燃烧室，改用圆柱形燃烧室；使用液氧煤油为推进剂代替了液氧乙醇；使用两台、四台游机加以控制，代替燃气舵；同时也保留了V2再生冷却的冷却方式及过氧化氢驱动涡轮泵的设计。

1957年，两款发动机同时点火，把人类第一枚洲际弹道导弹——R7——送上天空，在竞赛的第一场——ICBM技术——中领跑于美国。

联盟号底部，四个助推器使用RD107，芯级使用RD108

在两款发动机的加持下，苏联于1957年10月4日，将第一颗人造卫星——斯普特尼克一号——送上轨道，顺手调查了高层大气的密度。而美国在1958年1月31日才把第一颗人造卫星发射入轨。

在1959年1月2日月球号发射人类第一枚月球探测器。

在1961年4月12日东方号将尤里·加加林送上轨道。

使用他们的联盟号火箭更是从1963年服役至今。这两款传奇发动机可以说是苏联航天最大的功臣，同时也让OKB-456获得苏联高层很大程度的认可，使其在苏俄起飞级的地位堪比普拉特·惠特尼公司在美国上面级的地位。

二十一世纪，前身为OKB-456的动力机械科研生产联合体研发了RD117和RD118，两款发动机不仅对RD107略加改进，还全部使用了俄罗斯工业体系生产的零部件。

RD107与RD108的主任设计师——阿纳托利∙达维多维奇∙达龙于2020年6月24日因慢性心肾衰竭加重逝世。

阿纳托利∙达维多维奇∙达龙

二、基本结构及相关参数

注：该部分主要源于《世界航天运载器大全》，主要使用RD107-1957年的数据，与RD108和其他RD-107有部分不同，数据仅供参考

RD107不同部分名称

1.主推力室：四个并联固定主推力室，由燃烧室喷注器和喷管组成。

1.1燃烧室：呈圆筒形内径430mm，喉部直径166mm。头部装有平板式喷注器，底部连接喷管。由两层壁组成，内壁使用导热良好的耐热铜合金，外壁使用合金钢，中间通过用于再生冷却的煤油管路。燃料在再生冷却过程中被加热至480K，燃烧室内壁温度最高达到650K。冷却通道液流流速最高达到20米每秒。燃烧室内燃气压力58.5bar，燃气温度3520K。

1.2喷注器：使用平板式喷注器，共有337个喷嘴，分布于中央和十个同心圆上。最外一圈煤油喷嘴用于在内壁形成冷却液膜。

1.3喷管：经典的钟形拉瓦尔喷管，喉部直径166mm，出口直径685mm，膨胀比17。RD107：喷出压力0.39bar，喷出速度2950米每秒。

2.游机推力室：RD107两台游机，RD108四台游机。喷管喉部直径76mm，出口直径305mm，膨胀比16.1，使用主泵通过软管输入推进剂，液压伺服机构可使游机推力室单向摆动四十五度。

3.涡轮泵：使用同一台涡轮泵向所有推力室输送推进剂，包含两个主泵，两个副泵和一个涡轮。四个泵全是单机离心泵，涡轮式两级冲击式轴向涡轮。功率3820kW主泵与涡轮同轴安装，转速8280rpm(138r/s)，用来供应液氧和燃料，液氧泵压力78bar，流量226kg/s，煤油泵压力93bar，流量91kg/s。（RD108 涡轮主泵泵转速130r/s 功率3240kW，液氧流量52kg/s，煤油流量21kg/s）

液氧泵主离心轮前装螺旋输送器，煤油泵装轴流式低压头叶轮，用以防止气蚀。

泵的外壳，离心轮和螺旋输送器由铝合金制成，轴、轴向叶轮和涡轮大部分由钢制成。

副泵通过小齿轮传动，转速18120rpm（302r/s）一台副泵用于供应涡轮排气管热交换器所用的液氮，并将此处气化液氮用于推进剂箱增压。另一台向燃气发生器供应浓度超过82%的过氧化氢。

4.燃气发生器：一个装有固体颗粒催化剂的圆柱形储箱，当过氧化氢流过时分解为水蒸气和氧气，用以驱动涡轮。混合气体温度560摄氏度（约833K）压力54bar，流量8.8kg/s。流过涡轮泵后压力15bar，温度200摄氏度（约473K）喷出排气管时速度450m/s，产生7kN推力。

通过改变过氧化氢流量早期实现75%到100%的燃烧室推力，联盟时代这个范围扩大到为30%到100%。

5.混合比调节系统：后期的R7系列均在储箱中装有节点式液位传感器，用以测量液氧和煤油液面高度，并调整发动机混合比，确保同时耗尽。RD107设计混合比为2.47，RD108设计混合比为2.39。

三、性能数据

RD107与108性能相近。RD108作为芯级发动机需要燃烧较长时间，所以使用了混合比更低、节流能力更强、燃烧室压力更低的设计，这种设计导致RD108推力较小，地面比冲较低，但使用时间延长。

飞行时序：在0至120s-140s左右，RD107工作，RD108节流工作，120s-140s左右，RD107停止工作并随助推器抛弃。120s-140s至300s左右，RD108全推力工作，联盟号在300s左右分阶段调至55%推力、关机并抛弃。卫星号在300s速度达到8km/s，关闭主推力室，继续启动四台游机修正轨道。

两款发动机在数十年间多次改进，每种型号间差距不大。