{{Infobox rocket engine
|name = RD-270 (РД-270)
|image =
|image_size = 250
|caption = Photo of rocket engine RD-270 exhibited for viewers
|country_of_origin = 苏联
|date = 1969年
|manufacturer = Energomash
|successor = RD-270M
|designer = 瓦连京·格鲁什科, 苏联/乌克兰苏维埃社会主义共和国
|status = 退役
|purpose =
|type = liquid
|fuel = 偏二甲肼
|oxidiser = N2O4
|capacity =
|cycle = 全流量分级燃烧循环
|thrust(SL) =
|thrust(Vac) = 随后，所有工作及UR-700项目的相应活动均停止。
RD 270也曾被考虑用于R-56火箭（尽管从未正式采用），直到1964年6月设计工作停止。
在开发过程中，格鲁什科研究了在改进的RD-270M发动机中使用戊硼烷“zip”推进剂。这会产生严重的毒性问题，但会使发动机的比冲增加。
设计
发动机油门范围为95–105%，推力矢量控制范围为±12°（R-56项目）和±8°（UR-700火箭系列）。氧化剂与燃料的比率为2.67，最高可改变7%。
为了达到RD-270预计的那样高的比冲和燃烧室压力，采用了两套全流量分级燃烧循环。一对带有预燃器的涡轮机将燃料转化为气态，并循环所有燃料成分。其中一个涡轮机使用富燃料气体为燃料泵提供动力，另一个涡轮机使用富氧化剂气体为氧化剂泵提供动力。因此，主燃烧室（MCC）仅燃烧涡轮机未燃烧完的气体。发动机控制器调节两个独立的燃料和氧化剂回路的功能。
为了冷却主燃烧室，它采用分层壁结构，内部有四条槽带。喷嘴的某些部件被二氧化锆覆盖，以起到热防护作用。
参见
- 火箭发动机
- 全流量分级燃烧循环
- “通用火箭”系列的RD-253发动机。
- RD-170可与俄罗斯RP-1/LOX发动机媲美，带有四个燃烧室。
- 使用RP-1/LOX驱动的F-1发动机，RD-270的海平面比冲比它的真空比冲还要大。
- 同样使用全流量分级式燃烧循环的猛禽甲烷发动机。
- 质子火箭——通用火箭系列之一的后继者。
- N1（“运载器1号”）——苏联月球项目的替代火箭。
参考文献
外部链接
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