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[[Datei:RD171 ILA2006.jpg|mini|Modell eines RD-171 Triebwerks der Zenit-Rakete]]
Das '''RD-170''' (von {{ruS|Реактивный двигатель}}, „Reaktiwny Dwigatel“) ([[GRAU-Index]] 11D521) ist ein [[Raketentriebwerk]] für [[Flüssigkeitsrakete]]n. Es wurde vom sowjetischen Generalkonstrukteur für Raketenmotoren [[Walentin Petrowitsch Gluschko]] im Zeitraum zwischen 1976 und 1986 am [[Sankt Petersburg|Leningrader]] ''Gasdynamischen Laboratorium'' entwickelt (heute [[NPO Energomasch]]). Die vier Booster der [[Energija|Energija-Rakete]] wurden jeweils mit einem RD-170 angetrieben, das daraus abgeleitete RD-171 ist das Haupttriebwerk der [[Zenit (Rakete)|Zenit-Rakete]] in der ersten [[Raketenstufe]].<ref>{{Internetquelle |autor=Bernd Leitenberger |url=https://www.bernd-leitenberger.de/zenit.shtml |titel=Die Zenit Trägerrakete |abruf=2008-07-09}}</ref> Das RD-170 ist bis heute das schubstärkste je geflogene Flüssigkeitsraketentriebwerk.

== Technik ==
[[Datei:Atlas V first stage engines.jpg|mini|Im Vordergrund das RD-180-Triebwerk einer [[Atlas V]]]]
[[Datei:RD-180 test firing.jpg|mini|RD-180-Triebwerk einer Atlas V beim Brenntest]]
[[Datei:Two RD-181 engines with the Antares first stage air frame.jpg|mini|Im Vordergrund die RD-181-Triebwerke einer [[Antares (Rakete)|Antares]]-Rakete]]
[[Datei:Rd180schematic.png|mini|Schematische Darstellung des RD-180]]
Das RD-170 wurde mit [[Kerosin]] und flüssigem [[Sauerstoff]] (LOX) betrieben und bestand aus vier [[Brennkammer|Hauptbrennkammern]], die sich eine [[Turbopumpe (Raketentechnik)|Turbopumpe]] mit etwa 190 MW Leistung teilten. Die zum Antrieb der Turbopumpe erforderliche Energie wurde durch eine sauerstoffreiche Vorverbrennung in zwei [[Gasgenerator]]en bzw. Vorbrennkammern bereitgestellt. Dazu wurde die gesamte Menge des [[Oxidator]]s und ein geringer Teil des [[Brennstoff]]s zugeführt, welcher mit geringer Temperatur verbrannte und die Turbine antrieb. Das Abgas aus der Vorbrennkammer gelangte dann zu den Hauptbrennkammern, wo der Hauptteil des Brennstoffs zugeführt wurde und verbrannte. Durch diese Ausführung als sogenanntes Hauptstromtriebwerk mit einfacher Vorverbrennung ({{enS|oxidizer rich staged combustion cycle}}) ging dem Triebwerk auch bei dem hohen Brennkammerdruck von 25 [[Pascal (Einheit)|MPa]] kein Treibstoff für den Antrieb der Pumpen verloren, was andernfalls zu beträchtlichen Verlusten geführt hätte. Gleichzeitig verbesserte die Vorwärmung des [[Kryogen (Technik)|kryogenen]] Sauerstoffs in der Vorverbrennung den Wirkungsgrad der Verbrennung und verringerte die Gefahr von Instabilitäten bei der Verbrennung, die sonst zu Schwingungen führen könnten. Dennoch hatte das Triebwerk anfangs bei Tests mit Problemen zu kämpfen, da bei 25 MPa Druck und 400 °C Eintrittstemperatur in die Hauptbrennkammer eine sauerstoffreiche Atmosphäre schwierig zu beherrschen ist; die drei [[Space Shuttle Main Engine|SSME]]-Triebwerke des [[Space Shuttle]]s arbeiteten mit 22 MPa mit einer brennstoffreichen Vorverbrennung, das [[RD-253]] operiert nur mit 15 MPa. Eine weitere Besonderheit des Triebwerks war, dass der Schub deutlich (je nach Quelle auf 40 % bzw. 56 % des Nominalwerts) gedrosselt werden konnte, um so vor Brennschluss die Beschleunigung und damit die Belastung für die Raketenstruktur zu senken.

Anders als bei der [[Sojus (Rakete)|Sojus-Rakete]] konnte durch das Triebwerk auf zusätzliche Steuertriebwerke verzichtet werden, da beim RD-170 für die Energija die [[Düse]]n um eine Achse geschwenkt werden können. Das abgeleitete '''RD-171''' (11D520) für die Zenit verfügt über eine Zweiachsensteuerung (im Einsatz bis 6,3°, in Tests über 8°) der Düsen für diesen Zweck.

Die vier [[Booster (Raketenantrieb)|Booster]] der Energija mit den RD-170-Triebwerken wurden wiederverwendbar ausgelegt und mit Fallschirmen ausgerüstet. Die Triebwerke sollten bis zu zehn Starts aushalten, wobei Tests zeigten, dass sie auch 20 Starts verkraften.

Manche Quellen beziffern das Triebwerk der Zenit-3SL als '''RD-173'''<ref>{{Internetquelle |url=http://www.spaceandtech.com/spacedata/engines/rd170_specs.shtml |titel=RD-170 – Specifications |hrsg=[[Andrews Space]] & Technology |sprache=en |offline=1 |archiv-url=https://web.archive.org/web/20080725104127/http://www.spaceandtech.com/spacedata/engines/rd170_specs.shtml |archiv-datum=2008-07-25 |abruf=2008-07-09}}</ref><ref>{{Astronautix|rd-173|RD-173|abruf=2008-07-09}}</ref> mit einem auf 7.695 kN/8.338 kN gesteigerten Schub, wobei der Hersteller dieses als '''RD-171M''' bezeichnet.<ref>{{Internetquelle |url=http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm |titel=ЖРД РД-170 (11Д521) и РД-171 (11Д520) |titelerg=Flüssigkeitsraketentriebwerke RD-170 (11D521) und RD-171 (11D520) |hrsg=Energomash |datum=2011 |sprache=ru |offline=1 |archiv-url=https://web.archive.org/web/20240816043447/http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm |archiv-datum=2024-08-16 |abruf=2024-08-27 |kommentar=Quelle wird im Firefox-Browser nicht richtig dargestellt}}</ref>

Als '''RD-180''' (nur zwei Brennkammern, 25,7 MPa Brennkammerdruck und 4.159 kN Schub) wird das RD-170 Triebwerk an den [[US-amerikanisch]]en Trägerraketen [[Atlas (Rakete)|Atlas-III]] und [[Atlas V]] eingesetzt, als '''RD-191''' (nur eine Brennkammer, 25,7 MPa Brennkammerdruck, 3.230 kg Masse und 2.079 kN Schub) an der [[Angara (Rakete)|Angara-Rakete]].

Als '''RD-181''' wird ein für die [[Antares (Rakete)|Antares-Rakete]] modifizierte Version des RD-191 bezeichnet.<ref name="russianspaceweb.com">russianspaceweb.com: [https://www.russianspaceweb.com/rd181.html Angara's engine gets a job in the US], abgerufen am 1. August 2015.</ref> Im Dezember 2014 wurde der Vertrag zur Lieferung von 60 Triebwerken unterschrieben.<ref name="deagel.com">deagel.com: [http://www.deagel.com/Propulsion-Systems/RD-181_a002258002.aspx RD-181], abgerufen am 1. August 2015.</ref>

Unter der Bezeichnung '''RD-193''' wurde eine Variante für Sojus 2.1 als Ersatz für die [[Kusnezow NK-33|NK-33]]-Triebwerke entwickelt. Die Entwicklung wurde im August 2011 bekannt gegeben, Mitte 2012 erfolgen die ersten Tests und 2013 wurde bekannt gegeben, dass die Testserie abgeschlossen sei. Das Triebwerk sollte 760 mm kürzer und 300 kg leichter werden als das RD-191.<ref name="RD-193">russianspaceweb.com: [https://www.russianspaceweb.com/rd193.html RD-193 engine], abgerufen am 1. August 2015.</ref>

== Technische Daten ==
Mit einem Ausgangsdruck von 60,2 MPa für den Sauerstoff und 50,6 MPa für Kerosin ermöglichte die Turbopumpe des RD-170 einen erhöhten Brennkammerdruck von 24,5 MPa für einen spezifischen Impuls von 3.030 Ns/kg und damit einen deutlich höheren Wirkungsgrad im Vergleich zum [[Rocketdyne F-1]] Triebwerk (7,0 MPa bzw. 2.055 Ns/kg mit RP-1 als Brennstoff) der [[Saturn (Rakete)|Saturn V]] und um ca. 15 % gegenüber dem [[Aerojet Rocketdyne RS-25]] Haupttriebwerk des Space Shuttle (20,6 MPa bzw. 3.660 Ns/kg mit LH<sub>2</sub> als Brennstoff) mit Erstflug von 1981, weshalb das russische RD-180 in den US-amerikanischen Atlas-Raketen eingesetzt wurde.<ref>{{Internetquelle |url=https://www.youtube.com/watch?v=TMbl_ofF3AM |titel=The Engines That Came In From The Cold – And how The NK-33/RD-180 Came To The USA |hrsg=Channel 4 TV |datum=2014-05-07 |format=Video; 49:32 min |sprache=en |abruf=2024-08-28}}</ref> Obwohl das RD-170 mit vier Brennkammern 13 % mehr Schub lieferte als das F-1 mit nur einer Brennkammer, war es 32 % kürzer bei etwa gleichem Durchmesser.

{| class="wikitable"
|-
! || RD-170/RD-171 || RD-180 || RD-191 || RD-193<ref name="Spaceflight101">Spaceflight101: [http://www.spaceflight101.com/soyuz-2-1v.html Soyuz 2-1v – Spaceflight101], abgerufen am 1. August 2015.</ref>
|-
| Mischungsverhältnis LOX/Kerosin || 2,63 || 2,72 || ≈2,6 ||
|-
| Brennkammern || 4 || 2 || 1 || 1
|-
| Gesamthöhe || 3,78 m || 3,00 m || 4,05 m || 3,02 m
|-
| Durchmesser || 4,02 m || 3,56 m || 2,00 m || 2,10 m
|-
| Trockenmasse || 9.500 kg (9.750 für RD-171) || 5.393 kg || 3.230 kg || 2.900 kg
|-
| Masse/Schub-Verhältnis (Boden/Vakuum) || 1,26/1,20 kg/kN || || ||
|-
| Brennkammerdurchmesser || 380 mm || ? mm || ? mm ||
|-
| Brennkammerdruck || 24,5 MPa || 25,7 MPa || 25,7 MPa ||
|-
| Düsenhalsdurchmesser || 235,5 mm || ? mm || ? mm ||
|-
| Düsenenddurchmesser || ≈1430 mm || ? mm || ? mm ||
|-
| Düsenenddruck || 0,072 MPa || ? MPa || ? MPa ||
|-
| Expansionsverhältnis || 36,87 || 36,87 || 37 ||
|-
| Bodenschub/Vakuumschub || 7.550/7.900 kN || 3.828/4.152 kN || 1.985/2.079 kN || ?/2.085 kN
|-
| [[Spezifischer Impuls]] (Boden/Vakuum) || 3030/3315 Ns/kg || || 3306 Ns/kg ||
|}

== Weblinks ==
{{Commonscat|RD-170}}
* {{Astronautix|rd-170}}
* {{Internetquelle
|url=http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm
|titel=ЖРД РД-170 (11Д521) и РД-171 (11Д520)
|titelerg=Übersetzung: Flüssigkeitsraketentriebwerke RD-170 (11D521) und RD-171 (11D520)
|hrsg=Energomash
|datum=2011
|sprache=ru
|offline=1
|archiv-url=https://web.archive.org/web/20240816043447/http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm
|archiv-datum=2024-08-16
|abruf=2024-08-27
|kommentar=Text wird im Firefox Browser nicht richtig dargestellt}}
* {{Internetquelle
|url=http://www.lpre.de/energomash/RD-180/index.htm
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== Einzelnachweise ==
<references />

{{SORTIERUNG:Rd 170}}
[[Kategorie:Raketentriebwerk (Raumfahrt)]]
[[Kategorie:Raumfahrt (Sowjetunion)]]
[[Kategorie:Raumfahrt (Russland)]]
[[Kategorie:Abkürzung|RD170]]

RD-170 - Versionsgeschichte

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