2024年6月19日发(作者：)

俄罗斯的液体火箭发动机系列

动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）是俄罗斯一家专门从事液体推进剂火箭设

计生产的公司。其创建者是苏联20世纪20年代就开始从事火箭发动机研究的瓦朗坦·格鲁

什科，1954年，他成立了这家公司，并担任主席，公司当时叫做OKB-456。格卢什科领导

设计局长达30多年，给当时的苏联提供了许多性能最好的发动机。公司曾设计了RD-107

和RD-108发动机，驱动R-7火箭将卫星号人造卫星送入太空。之后又为“质子号”火箭设计

了RD-253发动机，给“能源号”设计了RD-170，给“天顶号”设计了RD-171和RD-120，给“宇

宙神”和“安加拉”设计了RD-180和RD-191，给“第聂伯”设计了RD-264，给“旋风号”设计了

RD-261等。

R-7是前苏联最早的一种火箭，R-7火箭的设计特点之一是具有一个芯级发动机段（A），

其上捆绑了4个助推器（B，V，G和D）形成了第一级。每一级的芯级发动机上都捆绑着4

个主发动机和4个游动发动机。对于第一级，一共有20个主燃烧室和12个游动燃烧室，都

在同一时刻点火，推举着飞行器离开发射台。当连接器引爆时它们就会分离，剩下芯级发动

机继续运行，其上面级称为第二级。

对R-7的早期设计研究集中在以液氧和煤油的混合物为推进剂的单燃烧室发动机上，由格鲁

什科负责的OKB-456设计局进行研发。芯级主发动机为RD-106发动机，发射时可以产生约

520kN的推力，真空条件下可以产生约645kN的推力。4个捆绑助推器采用RD-105发动机，

发射时每个发动机可以产生约540kN的推力。然而，在研发过程中，这些发动机在单燃烧

室燃烧稳定性上都暴露出了问题。到1953年，这一问题变得更加突出，使得火箭无法再承

受高热核弹头不断增加的质量。1953年前，这种设计思想曾计划用于采用洲际弹道导弹来

发射原子弹，但是后来转而用于发射（更重的）氢弹（或热核弹）。从原子弹转到热核弹是

运载能力必须增加的主要原因。它必须具有把一个5.4吨的弹头送到8,500千米远的运载能

力。令人万分苦恼的是，洲际弹道导弹的质量因此要达到283吨，需要将近3,920kN的推力。

RD-107发动机（左）和RD-108发动机（右）

RD-107火箭发动机和RD-108火箭发动机的技术参数

参数/型号

RD-107 RD-108

997kN

746kN

315s

248kg

286s

RD-107A

1021.3kN

838.5kN

319s

257s

118s

RD-108A

990.2kN

792.5kN

319s

248s

286s

RD-117

1,021.097kN

919.1 kN

314s

257s

RD-118

971.4 kN

777.8 kN

316s

253s

真空推力：

992kN

海平面推力： 821kN

真空比冲：

315s

海平面比冲： 257s

燃烧时间：

118s

重量：

直径：

高度：

燃料：

推重比：

混合比：

膨胀比：

应用：

1,200kg

0.67m

2.86m

煤油/液氧

1,400 kg

0.67m

2.86m

4+4V

5.1MPa

72.59：1

2.39：1

18.8：1

150：1

0.306

R-7系列

0.67m

2.86m

4+2V

6MPa

2.47：1

18.8：1

150：1

0.325

0.67m

2.86m

4+4V

5.44MPa

2.39：1

18.8：1

150：1

0.3135

4+2V

2.47：1

18.8：1

150：1

0.325

4+4V

2.39：1

18.8：1

150：1

0.3135

燃烧室数：

4+2V

燃烧室压力： 5.85MPa

84.27：1

2.47：1

150：1

R-7系列

喷嘴面积比： 18.8：1

流量(吨/秒)： 0.325

联盟U助推级 联盟2第一级 联盟U2助推级 联盟U2第一级

为了达到要求，格鲁什科的设计局研制出了辅发动机RD-107和主发动机RD-108。RD-108

发射时能产生约736kN的推力（真空下约942kN），燃烧时间为304秒；RD-107的推力和燃

烧时间分别为814kN和122秒。这两种发动机仍然使用液氧/煤油，保留了用于“联盟号”的

助推级和第一级发动机（已改进）的中心推进单元，并有来自第二级或上面级的推力。RD-107

和RD-108并不是R-7的最初选择。用于运载火箭发动机的早期设计是一种单室液氧/煤油发

动机，其推力约为490—589kN；但是人们很快就发现，这种发动机不能推举起55吨的载荷，

而且在地面测试中其燃烧室的不稳定性导致出现严重的振荡，显示出了其性能的低劣。这个

问题在由NII-88的总设计师A.伊萨耶夫进行的一次设计测试中得到了解决。他曾测试过由

推力392kN的单室发动机改进的多室发动机，显示出它比单室发动机具有更大的累计推力。

后来就演变为采用泵压式的四室发动机，这就减少了不稳定燃烧带来的影响，也减小了发动

机的质量，并使研制和测试的各个阶段都得到了很大的简化。这样，RD-107和RD-108的研

制成功为R-7提供了所需的动力。1957—1966年期间，经对R-7发动机、结构和其上面级的

改进，一个可靠的、通用的运载火箭系列诞生了，并支持了苏联/俄罗斯航天计划50年。

1975年6月5日，通用机械制造部签署了一项命令，对在“联盟U”火箭进行改进，助推级和

第一级火箭使用合成煤油，助推级用的发动机由RD-107变为RD-117，第一级用的发动机由

RD-107变为RD-118，这样“联盟U2”就能比标准型的“联盟U”的发射能力有所提高。但是由

于1996年停止生产合成煤油，因此不得不继续使用“联盟U”进行载人飞船的发射和执行“进

步号”飞船与“和平号”空间站及早期的国际空间站对接的任务。后来又对RD-107和RD-108

发动机进行了改进，用于“联盟FG”和“联盟2”，改进后的发动机叫做RD-107A和RD-108A。

“质子K”系列火箭的第一级用的是RD-253。RD-253的研制工作开始于1961年，由格鲁什科

领导的设计团队设计，于1963年完成。RD-253采用的是燃气发生器的富氧燃气进行补燃的

经济运行方式，以四氧化二氮/偏二甲肼为推进剂。其第一级有6台RD-253发动机，分别捆

绑在中央大氧化剂贮箱周围，这6台发动机每台都有自己的燃料贮箱。第一级与第二级的发

动机都安装在铰链支架上，这可使控制火箭的能量损耗最小。第一次发射是在1965年7月。

RD-275发动机是RD-253的改进型，于1987年到1993年研制成功，主要是提高了7.7%的推

力，燃烧室所承受的的压力也更高，地球静止轨道的运载能力提高了600千克，采用RD-275

发动机的“质子号”于1995年首次发射。从2001年开始，动力机械科研生产联合体又对RD-275

进行了改进，此次改进提高了5.2%的推力，地球静止轨道运载能力也相应提高了150千克。

改进后的RD-275发动机叫作RD-275M，一些列测试工作于2002年到2003年完成，总共燃

烧了735秒，2005年，RD-275M发动机开始进行生产。有时候把RD-275M也叫做RD-276

发动机，但是RD-275M肯定不是最后的版本。

RD-253发动机（左二）和RD-275（右二）

由格鲁什科领导的设计团队研制了供“能源号”与“天顶号”使用的RD-170/RD-171型高压补燃

液氧煤油发动机。“能源号”火箭的助推器使用RD-170，而“天顶号”火箭则使用RD-171。二

者的区别在于，RD-170的推力矢量喷管可以沿2个方向轴摆动，RD-171的喷管则只能沿1

个方向轴摆动。RD-170/RD-171是迄今为止世界上推力最大的液体火箭发动机，其真空推力

高达7,903kN。由于威力强大，“天顶号”火箭的第一级只需安装一台发动机。

RD-170火箭发动机的管路系统

虽然动力机械制造科研生产联合体有着丰富的研制分级燃烧循环的发动机的经验，但是以

往研制的都是单燃烧室的推力不是很大的发动机，如N1火箭上的NK系列发动机，研制推

力如此大的四燃烧室的闭式循环的发动机，当时的前苏联还是显得捉襟见肘，正是由于

RD-170发动机的研制过程出现了问题，才使得“能源号”火箭的首次发射一推再推。美国还

没有研制过使用没油和液氧的分级燃烧循环的发动机，只研制过供“土星5号”使用的F-1发

动机，虽然推力很大，但是该发动机采用的是燃气发生器循环，是开式循环。

RD-170、RD-171和RD-171M火箭发动机

RD-170发动机有4个燃烧室，一台涡轮泵和2个预燃室。其中涡轮泵是单级的，整个涡轮

泵系统还包括有一台氧化剂泵，一台两级型的燃料泵，整个系统连接了低压的燃料泵和氧化

剂泵，并使推进剂增压，防止涡轮泵形成空穴现象，从而防止燃烧不稳定现象的出现。这涡

轮泵有2个富氧预燃室燃烧后形成的高压气体来驱动，起先时，原本打算只用一个预燃室，

这样每秒种要燃烧掉1.5吨的推进剂，这样的流量太大了。在RD-170发动机整个氧化剂和

煤油的循环过程中，只有少部分推进剂通过预燃室，约占6%。这涡轮泵大约能产生257,000

匹马力的动力。RD-170发动机可以在可以节流到额定功率的50%，且装有万向节——转向装

置，它借助于8个液压执行机构来执行，可以沿2个方向轴摆动，RD-171的喷管则只能沿1

个方向轴摆动。因此RD-170发动机必须考虑这8个液压执行机构的可靠性，必须要防止空

气通过旋转接头进入箭体，因此要使用强大的驱动器阻止空气动力学压力。

RD-170、RD-171、RD-171、RD-253、RD-275、RD-276火箭发动机的技术参数

参数/型

RD-170

号

RD-171 RD-171M RD-172 RD-253 RD-275 RD-275M RD-276

真空推

7,887kN 7,903kN 7,903kN 8,343.6kN 1,635kN 1,749.6kN 1783.7kN 1,832kN

力：

海平面

7,550kN 7,550kN 7,550kN 7,688.4kN 1,474kN 1,589kN

推力：

真空比

337s

冲：

海平面

309.3s

比冲：

燃烧时

150s

间：

直径：

4.02m

高度：

3.78m

燃烧室

4

数：

337.2s

309.3s

150s

337.2s

309.3s

150s

337.4s

310.9s

316s

285s

130s

1,280kg

1.50m

2.72m

1

316s

287s

130s

1,280kg

1.50m

2.72m

1

1,620kN 1,671kN

316s

287s

318.8s

288s

1.50m

2.72m

1

重量：

9,750kg 9,500kg 9,500kg

4.02m

3.78m

4

4.02m

3.78m

4

4

燃料： 煤油/液氧 偏二甲肼/四氧化二氮

16.67MPa

2.67：1

26：1

0.5917

质子M

燃烧室

24.52MPa 24.52MPa 24.52MPa 25.69MPa 14.71MPa 15.69MPa

压力：

推重比： 82.66：1 84.84：1 84.84：1

130.25：1 139.06：1

0.5756

质子M

26：1

0.5646

质子M

混合比： 2.63：1 2.63：1 2.63：1 2.63：1 2.67：1 2.67：1

喷嘴面36.87：1 36.87：1 36.87：1 36.87：1 26：1

积比：

流量(吨/

2.3925 2.3925

秒)：

应用： 能源号 天顶号

2.3925 2.5217 0.5274

质子K 天顶2M 祝融星

RD-170发动机的正规燃烧时间为140秒到150秒，至少可以重复使用10次，这是通过测试

得到的。尽管RD-170发动机只执行了2次“能源号”任务，但是它的双胞胎RD-171使用得相

当频繁。

RD-180和RD-191火箭发动机

RD-180是俄罗斯动力机械制造科研生产联合体于1994—1995年开始在RD-170和RD-171发

动机的基础上研制的一款双燃烧室双喷嘴的火箭发动机。RD-180有70％左右的组件都与

RD-170相同，显著降低了研制新型发动机的成本，缩短了研制周期。RD-180发动机有两个

推力室，由一个富氧燃烧预燃器驱动公用涡轮泵。由于RD-170发动机已经过了1,000,000

多秒的热试车，因此RD-180发动机的研制风险较低。

1996年，RD-180被洛克希德·马丁公司选定用于“宇宙神3”运载火箭，后来主要是用于20世

纪90年代开发改进型一次性运载火箭（EELV）和“宇宙神5”运载火箭。考虑到这些火箭既要

满足军用，又要用于商业发射，因此普惠公司也加入发动机合作项目。发动机的生产全部在

俄罗斯进行，而负责出售的是发动机生产商动力机械科研生产联合体和普惠公司组成的合资

公司。RD-180以煤油和液氧为推进剂，使用高压分级燃烧循环。RD-180继承了先驱RD-170

的富氧预燃室设计，使发动机效率更高。喷嘴的活动由四个液压缸支持。RD-180首先被使

用在“宇宙神2A-R”火箭上，也就是“宇宙神2A”加字母R。（R代表俄罗斯，因为火箭采用了

俄罗斯的主发动机）这款火箭后来被命名为“宇宙神3号”。目前美国现役的“宇宙神5号”火

箭也沿用了RD-180。当初洛马公司用来做结构测试和频率响应测试的那台RD-180陈列在第

23界G8峰会美国总统克林顿和俄罗斯总统叶利钦会晤的地方。

RD-180火箭发动机的管路系统

RD-180、RD-191M、NK-15、NK-33、NK-43火箭发动机的技术参数

参数/型号 RD-180

真空推

4,152kN

力：

海平面推

3,829.1kN

力：

真空比

338s

冲：

海平面比

311s

冲：

燃烧时

150s

间：

重量：

直径：

高度：

5,393kg

3.15m

3.56m

RD-191M NK-15 NK-33 NK-33-1 NK-33(1) NK-43

2,095.1kN 1543.65kN 1,678.1 kN 2,186.9 kN 1,685.6kN 1754.2kN

1,921.2kN 1,378.6 kN 1,505.79 kN 1,919.6 kN 1,511.65kN

337.5s

309.5s

150s

3,230kg

1.45m

4m

1

318s

284s

1,247kg

1.5m

2.7m

1

331s

297s

1,235kg

2m

3.7m

1

350.6s

307.8s

1

331.3s

297.1s

1

346s

1,396kg

2.5m

1

燃烧室

2

数：

燃料 煤油/液氧

燃烧室压

26.67MPa

力：

推重比： 78.44：1

混合比： 2.72：1

喷嘴面积36.87：1

比：

流量(吨/

1.2543

25.69MPa 7.85MPa

2.6：1

0.633

14.54MPa 18.02MPa 14.22MPa 14.54MPa

2.6：1

0.51885

128.22：1

2.8：1

70：1

0.517

126.22：1 136.66：1

2.52：1

0.495

2.8：1

27：1

0.517

0.636

秒)：

应用： 宇宙

5/Rus-M

神天顶号 N1第一级 N1F第一级 联盟3 金牛座2 N1F第二级

RD-191液氧煤油火箭发动机是RD-170/180发动机家族的改型。RD-191发动机用途广泛，

可以用作火箭第一级也可用作第二级。俄罗斯工程师向液氧煤油燃料中添加了有限数量的液

氢，成功实现了三种组分的同时稳定燃烧。此外，RD-191发动机的可回收性和复用性将大

大降低部署载荷的成本。美国是世界上首先验证可重复使用液体燃料火箭可行性的国家，像

航天飞机上的主发动机SSME，但是它是随航天飞机一起返回地面的。“能源号”火箭上的助

推级是可以回收的，其RD-170是可以重复用的，但是使用次数仅有若干次。早在20世纪

90年代中期，美国就发射了一枚小型的“德尔塔快船”单级火箭并成功返回。但美国决定与

俄罗斯联合开发可重复用的发动机。1994—1995年间，动力机械科研生产联合体曾致力于

此项工作。此后不久美国放弃与俄罗斯的合作，将全部工作转为机密类。波音公司正在进行

一项耗资数十亿美元的太空运载计划（SLI），将研发先进可重复使用运载火箭。同时，NASA

以竞标形式研发了下一代可重复使用运载火箭。欧空局（ESA ）也曾尝试研发可重复使用的

发动机，但NASA和ESA均未能在此领域有所建树。

NK-33和NK-43是苏联60年末70年代初由库兹涅佐夫设计局设计制造的火箭发动机。用于

登月火箭N1。NK-33的推重比是当前发动机领域最高的，同时其比冲也达到了很高的数值。

NK-43与NK-33类似，但是用于上面级的。它喷嘴较长，在高空空气稀薄的环境下工作效率

较高。其产生的推力和比冲更大，但也更长更重。NK-33和NK-43分别源自早期和NK-15和

NK-15V发动机。该发动机是分级燃烧循环双元液体推进剂火箭发动机，采用富氧预燃室技

术驱动涡轮泵。由于富氧排气可能烧穿燃烧室壁，因而这种类型的发动机是比较少见的。美

国从未在富氧发动机领域有过成功经验，而苏联在冶金方面的优势使之有制造这种发动机的

基础。由于NK-33使用了两种密度近似的推进剂液氧和煤油，所以可以用一个转轴来驱动两

者的供料涡轮泵。这使NK-33具有非常高的真空推重比——136.66:1。即便是更重的NK-43，

其真空推重比也达到了128.22：1。

N1原本是在第一级使用NK-15发动机，在第二级使用NK-15V。然而N1发射的接连失败是

这项工程没有了下文。而N1的改进还在继续，库兹涅佐夫将两种发动机分别改造为NK-33

和NK-43。改造后的N1就是N1F。由于在登月竞赛上失利，苏联不得不重新设计新的重型

运载火箭“能源号”。因此，N1F从未试飞。随着N1工程的停工，政府下令毁掉一切资料，

一个政府官员接管了这些发动机，将它们存放在仓库中。发动机的消息最后传到了美国。将

近30年后，一些尚存怀疑态度的技术人员被带到仓库。 随后，其中一台发动机被带回美国，

在精确测定发动机性能后，其技术参数才被公之于众。

至于用剩下的NK-33做什么时常成为争论焦点。当时超前的设计理念使这批发动机至今仍有

利用价值。喷气飞机公司已将NK-33和NK-43分别重命名为AJ26-58AJ26-59。基斯特勒航空

航天公司，即现在的基斯特勒火箭飞机公司（RpK）用3台NK-33和NK-43设计了K-1火箭。

科罗廖夫能源火箭宇航集团公司打算用1台NK-33来驱动新运载器“”。还有提议

用NK-33替换“联盟号”中间的RD-108，或者再用四台NK-33替换4个推进发动机RD-107。

通过减轻飞船重量来增加有效载荷，而且使用仓库存货也能降低飞船造价。“Aurora”和“联盟

3”替换计划都面临一个现实问题，就是NK-33的现存数量不是很多，难以用在每年频繁发射

的联盟飞船上。而基斯特勒的K-1是可重用的，需要的发动机数量比较少。轨道科学公司研

制的“金牛座2号”运载火箭的第一级使用2台NK-33，“联盟1号”也将用1台”NK-33发动机。

NK-33（上）和NK-43（下）火箭发动机

RD-0120是化工自动化设计局设计的一款液氢/液氧发动机，它的真空推力为190吨，真空

比冲为454.5秒。“能源号”火箭芯级采用4台RD-0120发动机作为动力装置，采用分级燃烧

循环，氧气和氢气在预燃室燃烧后驱动涡轮泵，之后再注入主燃烧室完成最后的燃烧过程。

具体的过程是燃料和氧气先通过各自的低压燃料泵和氧化剂泵，连续不段地泵到主涡轮泵，

部分燃料和氧气泵到预燃室燃烧驱动涡轮泵，燃烧后的高压气体再注入主燃烧室，另一部分

液氢通过低压的燃料泵和主涡轮泵泵到冷却管路系统，之后由液体变为气体，在通过主涡轮

泵泵到主燃烧室，液氧通过低压的氧化剂泵和主涡轮泵泵到主燃烧室，氢气和氧气在主燃烧

室燃烧后形成高压的气体从喷嘴喷出产生强大的推力。

每台RD-0120发动机都有一台单杆的涡轮泵，它由2级组成，1台3级的燃料泵，2台氧化

剂泵。其中1台氧化剂泵用于供给主燃烧室，另一台氧化剂泵用于供给预燃室和低压的液氧

泵。这主涡轮泵的转速达到每分钟3,2500转，由富燃料预燃室驱动，工作温度达到530度。

每台RD-0120发动机都装有万向节——转向装置，并配有2个液压伺服执行机构，液压泵的

动力来自于高压的氢气，最大偏航能力为11度，发动机能在45%—100%的范围内节流，美

国的航天飞机主发动机可以在67%—104%范围内节流。气动控制系统包括压力氦气瓶，气

动和电动阀门以及管道系统。

RD-0120发动机燃烧时间在450秒到500秒间，如果没有达到预期速度会延长燃烧时间。发

动机总的燃烧时间可以达到1,670秒，230秒为测试点火，480秒为发射时的燃烧时间，回

收后还可以燃烧960秒。如果任务有所变化时可以达到2,000秒，也就是说，如果能回收的

话，可以使用3到4次。虽然RD-0120发动机在发射完毕下落过程中与芯级一起坠毁，但是

能回收的话可以使用10—20次。RD-0120发动机原本计划在实践中不段地得到改进，真空

推力达到230吨。真空比冲达到460.5秒，此外还计划使用延伸型的喷嘴以提高比冲。不过

实际建造的RD-0120发动机的技术参数是固定的，这和航天飞机主发动机一样。前苏联/俄

罗斯有着广泛研究分级燃烧循环发动机的经验，RD-0120只使用了一台涡轮泵，液氢和液氧

在此集会。这和航天飞机主发动机不同，它使用的是分离型的涡轮泵，而且液氢和液氧是独

立的是独立的涡轮泵。本来RD-0120也采用这样的设计，不过最终还是选择了单涡轮泵，因

为这样可以简化控制系统的点火顺序。RD-0120采用的是通道璧型的喷嘴，和采用铜管冷却

的喷嘴，零件数量减少了，焊接点减少了，制造工艺也简单了。在20世纪90年代，美国也

曾经考虑过为航天主发动机研制这样的喷嘴，这样的设计能增加重复使用的次数。

RD-0120

RD-0120的管路系统

RD-0163发动机是俄罗斯新开发的用于Rus-M项目的一款火箭发动机，用在助推级上。

RD-0163这个代号很怪异，“0”通常情况下代表是第二级火箭发动机，或者是芯级使用的发

动机，如“能源号”上使用的RD-0120发动机，但是助推级上通常第一数字为“1”。RD-0163发

动机是化工自动化设计局研制的一款发动机，可能是萨马拉和库兹涅佐夫合作开发的原苏联

液氧煤油高压补燃火箭发动机NK-33的改进型号，是单燃烧室的一款发动机，但是在Rus-M

项目中两台发动机组合在一起使用，像RD-180发动机，但是组合后推力比RD-180发动机要

大，真空推力达到5,440.7千牛。

俄罗斯有着丰富的天然气资源，使用液态天然气是一个相当不错的选择，而且液态天然气是

一种相当环保的燃料。目前，俄罗斯正在研制的“人力车”系列运载火箭就使用液态天然气作

为燃料。使用RD-182作为第一级和助推级、RD-183作为第三级、RD-185作为第二级，还可

能使用RD-190发动机，相当于6台RD-169发动机，这些发动机都是动力机械制造科研生产

联合体研制。采用液态天然气比煤油的发动机比冲要高20秒左右，而且70%—80%的硬件

可以得到沿用，只是推力减小了。采用液态甲烷的发动机推力范围相当广泛，从1千克到

200吨都可以做到，但是要研制200吨以上的发动机就有难度了。目前，采用液态甲烷的发

动机大致有2种，一种是采用闭式循环的富氧预燃室技术（closed oxidizer-rich gas generator，

ORG），另一种是闭式循环的富燃料预燃室技术（fuel-rich gas generator，FRG）。其次还有一

种发动机采用3元推进剂——液态天然气、液氢和液氧。

助推级和芯级上的RD-182发动机是有区别的，于1994年开始研制。芯级上的RD-182发动

机的推力比助推级上要大，真空推力达到902.2千牛，真空比冲为352秒，而助推级上的

RD-182发动机真空推力为815.8千牛，真空比冲为351秒。混合比都一样，为3.4，燃烧室

压力和膨胀比也有所区别，芯级上的RD-182发动机的燃烧室压力为17.16MPa，膨胀比为

729，助推级上的RD-182发动机的燃烧室压力为16.28MPa，膨胀比为692。“人力车0”上的

第一级将使用一台RD-190发动机，相当于6台RD-169发动机，真空推力为1,003.3千牛，

真空比冲为351秒。“人力车”系列运载火箭的第二级都用RD-158发动机，该发动机的真空

推力为179.4千牛，真空比冲为378秒。将来还可能使用RD-183发动机，用于第三级。RD-183

发动机的真空推力只有9.8千牛，真空比冲为360秒，燃烧室压力为7.35MPa，混合比为3.4，

每秒钟的推进剂流量为2.8千克。

RD-0141发动机也是采用液态天然气的一款发动机，由化工自动化设计局研制，用于“乌连

戈伊”（Urengoy）火箭的第一级，“乌连戈伊”是俄罗斯提议中的一种火箭，是以俄罗斯地名

“乌连戈伊”命名的，那里有世界第二大天然气田。RD-0141发动机于1998年提议研制，它

重1,973千克，高3.35米，推重比116.3，真空推力为2,250千牛，真空比冲为353秒，海

平面推力2,059千牛，海平面比冲323秒。RD-0143发动机用于“乌连戈伊”的第二级，它的

真空推力为343千牛，真空比冲为372秒。

RD-0120、RD-0120M、RD-0163、RD-182、RD-190、RD-185火箭发动机的技术参数

参数/型号

RD-0120 RD-0120M RD-0163 RD-182(1) RD-182(2) RD-190

815.8kN

727.7kN

351s

313s

1,500kg

1.5m

2.8m

1

RD-185

真空推力：

1,517.1kN 1,525.5kN 5,440.7kN 902.2kN

海平面推

1,961kN

力：

真空比冲：

454.5s

海平面比

359s

冲：

燃烧时间：

500s

重量：

直径：

高度：

燃料：

3,450kg

2.42m

4.55m

液氢/液氧

1,961.7kN 4,876.6kN 794.7kN

454.6s

372s

500s

3,450kg

2.42m

4.55m

1

320s

286.8s

2

353s

311s

1,500kg

1.5m

2.8m

1

1,003.3kN 179.4kN

4,166.3kN

351s

309s

1,470kg

2.4m

1.7m

6

378s

415kg

1.5m

3.3m

1

燃烧室数：

1

煤油/液氧 液态天然气/液氧

17.16MPa 16.28MPa 14.71MPa 14.71MPa

61.33：1

3.4：1

0.2606

人力车

3.4：1

0.2370

人力车

69.36：1 43.97：1

3.4：1

0.2922

人力车

3.4：1

0.0484

人力车

燃烧室压

21.87MPa 21.45MPa

力：

推重比：

混合比：

57.97：1 57.97：1

5.95：1 5.95：1

85.7：1

0.4300

能源M

1.7338

Rus-M

喷嘴面积85.7：1

比：

流量(吨/

0.4300

秒)：

应用： 能源号

早期的“联盟号”火箭第二级采用RD-0110发动机，它是四燃烧室四喷嘴的液氧/煤油发动机，

目前使用的RD-0110发动机有“联盟U”、“联盟FG”和“联盟2-1a”，早期的“联盟2-1b”也采用

RD-0110发动机，为了提高运载能力，以后会用RD-0124发动机。RD-0124发动机和RD-0110

发动机相比，推力并没有增加，但是比冲有所提高，燃烧时间也增加了，而且取消了4台游

离发动机。RD-0124发动机采用的是多级涡轮泵，并采用冷却系统，有4个喷嘴，但是只有

一个涡轮泵。RD-0124的燃烧室压力非常高，因此，比冲也非常高，达到353秒。RD-0124

发动机的第一次火箭发射是在2006年12月27日。俄罗斯的安加拉系列运载火箭将广泛使

用RD-0124发动机作为第二级。

俄罗斯研制的RD-0154发动机计划用于提升现役的“联盟号”火箭的性能，它吸引人的地方是

比冲极其得高，是目前使用煤油/液氧作为燃料的发动机中是最高的，超过了RD-0124发动

机的359秒，达到363秒。RD-0154发动机重536千克，燃烧室压力15.2MPa，真空推力300.5

千牛，计划用于Aurora和“联盟2-3”的第二级。其次，俄罗斯还推出了RD-0155发动机，用

于“联盟号”系列火箭的助推级，主要也是用于提升“联盟号”系列火箭运载能力。RD-0155发

动机和以前使用的RD-107A发动机相比，真空推力只提升了7千牛，达到1027.5千牛，真

空比冲提升了17秒，达到337秒。RD-0155是一款双燃烧室的发动机，重1,150千克，燃

烧室压力达到17.65MPa，混合比2.6，将来计划用于Onega、Avrora“联盟2-3”和“联盟3”。

RD-0163、RD-182、RD-185、RD-0154、RD-0155发动机

“联盟号”火箭使用的上面级最为著名的是Fregat，发动机采用的是S5.92，是单燃烧室的发

动机，由化工机械设计局研制。化工机械设计局还设计了S5.98发动机，应用在微风M和

微风KM上，S5.92和S5.98发动机都是采用偏二甲肼和四氧化二氮作为燃料，推力也差不

多，S5.92发动机为19.85千牛，S5.98发动机为19.63千牛，最大的不同是S5.98发动机有4

台游离发动机。“联盟号”火箭早期使用的是Ikar上面级，发动机采用的是S5.461，生产代号

为17D61，由进步国家科研生产航天火箭中心研制，在1999年时用于发射“全球星”（由48

颗卫星组成全球移动通信网），总共发射了6次。Ikar上面级有1台主发动机和16台辅助的

发动机，主发动机的真空推力为2,943牛，其中4台发动机的推力为110牛，还有4台发动

机的推力为52牛，最后的8台发动机的推力为5.88牛。S5.461发动机重820千克，高2.56

米，直径2.72米，推重比为36，真空比冲为307秒，燃烧室压力为0.88MPa，燃料为偏二

甲肼和四氧化二氮。

RD-0110发动机、RD-0124发动机、S5.92发动机和和RD-58系列火箭发动机

早期的“质子号”使用的上面级有D和DM系列组级，发动机都采用RD-58或者它的改进型号，

如RD-58M和RD-58S。RD-58由科罗廖夫能源火箭宇航集团公司研制，RD-58和RD-58M燃

料用的是煤油/液氧，而RD-58S用的是合成煤油/液氧。

RD-0110、RD-0124、S5.92、S5.98、RD-58、RD-58M、RD-58S火箭发动机的技术参数

参数/型号

RD-0110 RD-0124 S5.92

359s

270s

4

331s

1

S5.98

325.5s

1+4V

RD-58

346

1

RD-58

352

1

RD-58M RD-58S

353s

1

361s

1

合成煤油/液氧

7.94MPa

280：1

真空推力：

297.9kN 297.9kN 19.85kN 19.63kN

真空比冲：

325s

燃烧时间：

250s

燃烧室数：

4+2V

燃料：

混合比：

膨胀比：

应用：

82.38kN 83.36kN 83.61kN 86.30kN

煤油/液氧

2.22：1 2.6：1

82.2：1

0.0836

偏二甲肼/四氧化二氮 煤油/液氧

6.98MPa 7.4MPa 7.4MPa

189：1

0.0243

189：1

0.0241

189：1

2.05：1 2：1

0.0061

0.0061

燃烧室压力： 6.82MPa

15.69MPa 9.51MPa

喷嘴面积比：

流量(吨/秒)： 0.092

2.53：1 2.53：1 2.48：1 2.42：1

0.0242吨

0.0244

R-7系列 R-7系列

Fregat

微风M/KM D组级 D-1组级 DM组级 DM组级

RD-120发动机是20世纪80年代早期苏联的研制的一款发动机，由动力机械制造科研生产

联合体研制，用于“天顶号”的第二级。不过，后来的RD-120发动机不但用于第一级和助推

级，还用于“和平号”空间站上的“量子1号”舱。目前，乌克兰的南方设计局计划用于Mayak

系列运载火箭，Mayak系列运载火箭的第一级用2台或4台RD-120M发动机，第二级用1

台RD-120发动机。第三级将用乌克兰南方设计局设计的RD-8发动机，这是一款4个燃烧室

的发动机，RD-8发动机的真空推力为78.48千牛，真空比冲为342.6秒，燃烧室压力为7.84MPa，

膨胀比为1,600，喷嘴面积比为104，混合比为2.4。“联盟M”的第一级打算用1台RD-120M

发动机，“联盟3号”火箭的助推级级使用1台RD-120/10F发动机，Onega火箭的助推级使

用1台RD-120K发动机，ULV-22火箭的第一级使用3台RD-120U发动机，量子舱使用了4

台RD-120/21发动机，量子1号舱使用了1台RD-120M发动机。具体参数请看表。

RD-120系列火箭发动机（从左到右分别为RD-120、RD-120、RD-120M、RD-120K、RD-120U）

RD-120系列火箭发动机的技术参数

参数/型号

RD-120

真空推力： 833.6kN

海平面推

力：

真空比冲： 350s

海平面比

冲：

重量：

直径：

高度：

燃料：

1,125kg

1.95m

3.87m

煤油/液氧

17.63MPa 17.46MPa

2.58：1

0.2628

0.2640

0.2665

RD-120

913kN

350s

1

RD-120M

873.2kN

774.4kN

336s

298s

1,080kg

1.4m

2.44m

1

RD-120K RD-120U RD-120/10F RD-120/21

850.5kN

784.5kN

330s

304.4s

1,433kg

1.5m

2.8m

1

869.96kN 862.3kN

763.76kN 793.4kN

351s

313s

1

330s

304s

794kN

701.3kN

334s

304s

0.9697

燃烧室数： 1

燃烧室压

16.28MPa 17.81MPa

力：

推重比： 75.55：1

混合比： 2.58：1 2.58：1

喷嘴面积106.7：1

比：

流量(吨/

0.2429 0,2660

80.29：1

2.58：1

0.2650

2.58：1

秒)：

量子1号舱

天顶2号

指路灯

Onega

指路灯系天顶3SL

12/22/

助推级

列第二级

23第一级

联盟3

助推级

应用：

ULV-22

量子舱

“宇宙3M”火箭的第一级采用的是RD-216M发动机，相当于2台RD-215发动机，而且每台

RD-215发动机都是双燃烧室的，那么“宇宙3M”火箭就有4个喷嘴，第一级有4个喷嘴，这

是前苏联一惯的作风。如“第聂伯”、“轰鸣号”、“联盟号”的助推级和芯级都有4个喷嘴。

RD-216M发动机由格鲁什科研制，并由动力机械制造科研生产联合体负责生产。早期的“宇

宙3号”火箭的第一级采用的是RD-216发动机，和RD-216M相比，推力和比冲均有所增加。

2台RD-216发动机的海平面推力为1480.8千牛，海平面比冲为246秒，而2台RD-216M发

动机的海平面推力为1485.7千牛，海平面比冲为248秒。RD-216M发动机燃料采用的是偏

二甲肼和AK-27I，AK-27I为一种组合燃料，其中硝酸占73%，27%为四氧化二氮。第二级采

用的是S5.23发动机，燃料采用的是偏二甲肼和AK-27I，由化工机械设计局研制，属于单燃

烧室的发动机，真空推力为157.6千牛，此外还有4个小型的喷嘴用于姿态控制。

前苏联早期的“旋风2A”火箭的第一级采用的是RD-251发动机，相当于3台RD-250发动机，

RD-250发动机是一款双喷管的发动机，由动力机械制造科研生产联合体研制。在早期的“旋

风2号”火箭上采用了3台这样的发动机，也就是说“旋风2号”火箭的第一级上有6个燃烧

室，6个喷管，不但如此，“旋风2号”的第一级还有4台RD-69M发动机用于火箭的姿态控

制。3台RD-251发动机的海平面推力为2,364.9千牛，真空推力为2,643.8千牛，真空比冲

为301.4秒，燃料用的是偏二甲肼/四氧化二氮。这4台RD-69M发动机可以把它看成一个整

体，和这3台RD-251发动机一样。这4台RD-69M发动机最大偏航能力为42度，推力为

285千牛，高0.98米，直径3.45米，重326千克，燃烧时间为125秒。第二级发动机为RD-252

发动机，外加4台RD-69M发动机。RD-252为双燃烧室的发动机，真空推力为940.5千牛，

真空比冲为317.6秒。RD-69M发动机用于火箭的姿态控制，最大偏航能力为50度，发动机

的推力为54.3千牛，重120千克，直径3.35米，高0.9米，燃烧时间为163秒。

后来的“旋风2K”和“旋风3”火箭的第一级采用的是RD-261发动机和RD-68M发动机，第二级

采用的是RD-262发动机和RD-69M发动机，“旋风2M”和“旋风4”火箭的第一级采用的是

RD-261M发动机和RD-68M发动机，第二级采用的是RD-262M发动机和RD-69M发动机。

RD-251、RD-261和RD-261M这3款发动机相比只是推力有所提高，结构大致相同，都配有

辅助的RD-68M发动机。RD-261发动机的真空推力为2,797.2千牛，真空比冲为301.4秒。

RD-261M发动机的真空推力为2,916.5千牛，真空比冲为300.3秒。RD-252、RD-262和RD-262M

发动机的推力也有所提高，真空推力分别为941.4千牛和975.8千牛。“旋风3”和“旋风4”还

有第三级，发动级分别为RD-861和RD-861K，由前苏联的南方设计局研制。RD-861是一款

单燃烧室的发动机，外加4台小型的姿态控制发动机，真空推力为78.71千牛，真空比冲为

317秒。RD-861K是单燃烧室的发动机，和RD-861发动机最大的区别是没有4台小型的姿态

控制发动机，真空推力为77.63千牛，真空比冲为330秒。

“第聂伯”火箭的第一级采用RD-264发动机，相当于4台RD-263发动机，燃料为偏二甲肼/

四氧化二氮，采用分级燃烧循环，由动力机械制造科研生产联合体研制。该发动机高2.15

米，直径3.03米，重3,600千克，真空推力4,522.8米，真空比冲318.4秒，推重比为128.05。

以后还可能使用RD-274发动机，真空推力提高到4,950.5千牛。第二级为RD-0255发动机，

相当于1台单燃烧室的RD-0256发动机和1台4燃烧室RD-0257发动机，RD-0257发动机用

于姿态控制。RD-0256发动机的真空推力为836.5千牛，真空比冲为340秒。

宇宙3M和旋风号火箭上使用的发动机

第聂伯和轰鸣号火箭上使用的发动机

第三级发动机为RD-869，是一款单燃烧室的发动机，由前苏联的南方设计局研制，“第聂伯

1号”火箭的第三级上用4台，此款发动机有2种工作模式，以适应不同任务需求。由于“第

聂伯1号”火箭可以发射超过10颗以上的卫星，最多的一次曾经发射18颗卫星，不过那次

发射失败了，之后成功发射了14颗小卫星。要把这些卫星发射到各种不同高度的轨道，需

要有燃烧时间非常长的发动机，在携带少量燃料的情况下只能降低推力，因此，RD-869发

动机其中一种工作模式的真空推力为8.28千牛，而且还有节流模式，真空推力可以减小到

2.47千牛。“第聂伯1号”火箭的第三级空重2,356千克，总重4,266千克，因此，只携带了

910千克的燃料，在真空推力为8.28千牛的情况下，每秒钟消耗2.7千克推进剂，但是第三

级的额定燃烧时间可以达到700秒，因此，在第三级推进过程中，需要转换工作模式，以便

于把不同的卫星调到不同高度的轨道上。另一种工作模式的真空推力为20.21千牛，每秒钟

消耗6.4千克的燃料。

“轰鸣号”火箭的第一级采用的是RD-0233发动机，这是一款单燃烧室的发动机，燃料为偏二

甲肼/四氧化二氮，由化工自动化设计局研制，“轰鸣号”火箭的第一级用了4台。单台RD-0233

发动机的真空推力为517.5千牛，总推力为2,070千牛，真空比冲为315.5千牛。第二级为

1台RD-0235发动机和1台RD-0236发动机，RD-0235发动机为单燃烧室的发动机，真空推

力为240千牛，真空比冲为320秒，RD-0236发动机为4燃烧室的发动机，真空推力只有15.76

千牛，用于姿态控制，真空比冲302.6秒，组合后就是一台RD-0234发动机。第三级为微风

KM上面级，就是微风M去掉了辅助燃料箱，发动机为S5.98M，由化工机械设计局研制，

真空推力为19.63千牛，真空比冲为325.5秒。

RD-216、RD-216M、RD-251、RD-261、RD-261M、RD-264、RD-274、RD-0233发动机的技术

参数

参数/型

RD-216

号

RD-216M RD-251 RD-261 RD-261M RD-264 RD-274 RD-0233

真空推

1,739.7kN 1,745kN 2,643.8kN 2,794.2kN 2,916.5kN 4,522.8kN 4,950.5kN 2,070kN

力：

海平面推

1,480.8kN 1,485.7kN 2,364.9kN 2,502.2kN 2,607.6kN 4,166.3kN 4,594.8kN 1,870kN

力：

真空比

289s

冲：

海平面比

246s

冲：

燃烧时

146s

间：

重量：

1,350kg

直径：

2.26m

高度：

2.20m

燃烧室

4

数：

291.3s

248s

4

301.4s

269.6s

120s

1,729kg

2.52m

1.76m

6

301.4s

269.6s

120s

1,764kg

2.52m

1.76m

6

300.3s

268.5s

120s

6

318.4s

293.3s

3,600kg

3.03m

2.15m

4

318.7s

295.8s

4

315.5s

285s

121s

4

燃料： 偏二甲肼和AK-27I 偏二甲肼/四氧化二氮

燃烧室压

7.36MPa 7.36MPa 8.34MPa 8.34MPa

力：

推重比：

156.15：1

20.59MPa 22.6MPa 20.1MPa

128.05

混合比： 2.5：1

喷嘴面积18.8：1

比：

流量(吨/

0.6138

秒)：

应用： 宇宙3

2.5：1

0.6109

2.6：1 2.6：1

2.67：1

1.4485

1.5840

2.6：1

0.6690

轰鸣号

14.7：1 14.7：1

0.8945 0.9464 0.9903

旋风4 宇宙3M 旋风2A 旋风3 第聂伯1 第聂伯

RD-0146发动机是化工自动化设计局设计的一款发动机，是和美国普惠公司合作研制的，

是俄罗斯版的RL10系列发动机，它将用于Rus-M系列运载火箭的第二级。1997年，“质子

号”火箭的制造商赫鲁尼切夫打算研制一种推力在100千牛左右的低温发动机，计划采用延

长型喷嘴并要求提高真空比冲，此任务分配给了化工自动化设计局。1999年，化工自动化

设计局改进了RD-0146发动机得到了RD-0146U，部分资金由美国普惠公司资助。2000年4

月7日，普惠公司与俄罗斯的化工自动化设计局签署协议给予普惠的独家销售权。RD-0146

发动机采用的是膨胀循环，因此没有预燃室，也没有冷却系统，但是装备了延长型的喷嘴。

发动机能重复点火，且装有转向装置，能在两个平面内转向。没有预燃室是为了能重复点火。

前苏联没有致力于研制液氢发动机作为上面级，对低温技术的实际应用非常渺茫。在20世

纪60年代登月竞赛时，科罗廖夫研制的N1火箭采用的是煤油，采用液氢的低温发动机的

上面级还在计划中，后来出现的RD-56曾经计划用于N1M。前苏联/俄罗斯最早采用液氢的

上面级为KVD-1，由阿列克谢伊萨耶夫的设计局设计（KBKhM），发动机用的是RD-56M，推

力为7.5吨，RD-56M采用分级燃烧循环，而美国的RL10系列采用的是膨胀循环，但是从来

没有使用过。化工自动化设计局设计的RD-0120是采用液氢的发动机，“能源号”的芯级采用

4台，但是“能源号”火箭只发射过2次，由于经济上的原因，之后再也没有发射过。20世纪

90年代，俄罗斯和印度签署协议，提供给印度RD-56发动机，用于建造GSLV火箭的上面级，

并重新取名为KVD-1。俄罗斯关于液氢方面的技术也得以保留和改进。1997年，赫鲁尼切夫

航天中心选择了RD-56M发动机用于KVRB（Kislorodno-Vodorniy Racketniy Block）上面级，

KVRB上面级计划用于“质子号”火箭，将来还会用在“安加拉”火箭上。

RD-56M、普惠公司的RD-0146、化工自动化设计局加长型喷嘴的RD-0146E和RD-0146U发

动机

1998年，科罗廖夫能源火箭宇航集团要求化工自动化设计局设计一款液氢发动机，用于暴

风雪T和祝融星火箭，命名为RO-95，推力要达到10吨，比冲要达到475秒。此项目于1989

年开始，点火测试计划在1991年到1992年，但是此项目超出原先的设想，而且也没有预

算，和RD-56项目一样。此外，俄罗斯还有RD-0131和RD-0132项目，但是从来没有执行过。

最后在1995年，化工自动化设计局选择继续发展吸引人的RD-0126（原来的RO-95）发动机。

RD-0126是采用液氢/液氧的单燃烧室发动机，最吸引人的地方是它的比冲极其得高。RD-0126

于1993年开始设计，并于1998年进行了热测试。该款发动机采用的是环形燃烧室和延长

型的喷嘴，涡轮泵和发动机是分离的，这些都是为了提高比冲。RD-0126的真空比冲为470

秒，真空推力为39.2千牛，高2.6米，重320千克，推重比为12.49，混合比为6。改进后

的RD-0126E推力没有变化，但是燃烧室的压力所有增加，从5.89MPa曾加到6.86MPa，真

空比冲提高到472秒。RD-0126A于1996年开始研制，它采用延长扭曲型喷嘴和环形燃烧室，

真空推力达到98.1千牛，真空比冲为476秒。发动机重340千克，推重比为29.41，混合比

为6，高2.73米，燃烧室压力达到11.8 MPa。RD-0126发动机用于上面级，如Onega的上面

级（“联盟号”系列）。

“质子号”火箭上原本级化使用美国普惠公司的RL10系列发动机，化工自动化设计局只要对

发动机稍加改进就能适应“质子号”火箭。但是还是存在潜在的技术升级问题，普惠公司不可

能与俄罗斯合作，因此，化工自动化设计局选择了RD-0146发动机，但是还是存在销售问题。

其次，普惠公司的合作伙伴洛克达还对因对发动机的交付和系统维护负责。1999年，化工

自动化设计局要求赫鲁尼切夫选择RD-0146U发动机用于“质子号”火箭和“安加拉”火箭。

RD-0146发动机是俄罗斯第一款没有预燃室的发动机，采用了延长型的喷嘴，但是没有冷

却系统。没有预燃室就能保证稳定性，尤其是重复点火的性能。由于是第一次设计这样的发

动机，化工自动化设计局决定采用分离型的涡轮泵，并努力提高发动机的参数性能。燃料泵

的转速达到破记录的123,000转每分钟，这样高的速度能把发动机的尺寸和重量降到最低，

而且能保证泵的工作效率。这承重泵采用钛合金，燃烧室和喷嘴采用的是耐热的碳-碳复合

材料（以碳纤维为骨架来增强以碳或石墨为基质而构成的复合材料），该材料有高比强度、

耐高温、耐腐蚀、热膨胀系数小、抗热震性能好、使用寿命长等优良性能。但由于造价昂贵，

目前仅能用于军工，如远程导弹的端头鼻锥、火箭发动机喷管喉衬和隔热屏、高速飞机的刹

车片，以及原子能反应堆中的部件等。该发动机还采用最新研制的钛合金和铝合金技术。

RD-0126、RD-0126、RD-0126E和RD-0126A发动机

2001年，化工自动化设计局完成了对RD-1046发动机的最后设计，一定数量的发动机零件

已经在制造工厂被实验性的生产出来。球形阀已经完成了防漏测试，点火装置已经完成了点

火测试，一些零件完成自主实验。在那时延长型的没有冷却系统的喷嘴已经合作研发完成。

和实物一样的RD-0146发动机的实体模型已经在上市销售。3台实验性的发动机已经被造出，

包含有燃料和氧化剂管路系统，主燃烧室和点火装置，当时准备在2001年的3月到5月进

行测试。2002年，科罗廖夫能源火箭宇航集团公司要求在Onega火箭（“联盟号”的改进型）

上使用RD-0146发动机，发动机被指定为RD-0146E。2008年，化工自动化设计局官方资料

显示RD-0146U发动机已经点火17次，其中8次采用的是液氢/液氧燃料，6次采用的是氧

气和甲烷的混合物。在当时俄罗斯已经计划采用RD-0146和RD-0163发动机用于Rus-M火

箭。到2009年，RD-0146发动机的所有零件已经准备完毕，包括经过严格测试的点火装置

的燃烧室。当时已经建造了4台同样的发动机，而且在109.5%的推力下进行了30次点火测

试，总测试时间达到1,680秒，其中一台发动机测试了27次，总测试时间达到1,604秒，

没有出现意外。

RD-0126、RD-56M、RD-0146火箭发动机的技术参数

参数/型号

RD-0126 RD-0126E RD-0126A RD-56M RD-56M RD-0146 RD-0146E RD-0146U

39.2kN

472s

1

98.1kN

476s

1

11.8MPa

340kg

6：1

0.021

未知

73.58kN 102.97kN 97.9kN

461s

1

0.0163

GSLV

461.1s

1

0.0228

KVRB

451.1s

1

98.1kN

463.5s

1

98.1kN

470s

1

真空推力：

39.2kN

真空比冲：

470s

燃烧室数：

1

燃料：

重量：

混合比：

膨胀比：

推重比：

应用：

液氢/液氧

7.92MPa 7.92MPa

243kg

6：1

0.0221

242kg

6：1

6：1

安加拉

320kg

6：1

234kg

6：1

0.0085

Yamal

燃烧室压力： 5.89MPa

6.86MPa

喷嘴面积比： 211.6：1

12.49：1

Onega

29.41：1

流量(吨/秒)： 0.0085

0.021575 0.0159

宇宙神5

Onega