RD-263 adalah sebuah mesin roket berbahan bakar cair, yang membakar campuran hipergolik bahan bakar dimetilhidrazina asimetris (UDMH) dengan oksidator dinitrogen tetroksida (N2O4) dalam siklus pembakaran bertahap yang kaya oksidator. Empat mesin RD-263 membentuk modul propulsi RD-264. Untuk R-36M, KB Yuzhnoye hanya memesan propulsi tahap pertama ke Energomash, bukan kedua tahap, dengan alasan bahwa mereka bekerja berlebihan dengan pengembangan RD-270. Pada bulan April 1970, Yuzhnoye mendapatkan dokumentasi mesin. Pada akhir tahun 1972, Energomash mulai menguji api mesin di tempat pengujiannya sendiri. Dan pada bulan September 1973, mesin tersebut disertifikasi untuk terbang. Meskipun mesin tersebut tidak lagi diproduksi, ICBM dan Dnepr tetap beroperasi hingga tahun 2015.
Sumber: Lihat artikel asli di Wikipedia
RD-263 (bahasa Rusia : Ракетный Двигатель-263 , diromanisasi : Raketnyy Dvigatel-263 , lit. 'Mesin Roket 263', indeks GRAU : 15D117) adalah sebuah mesin roket berbahan bakar cair, yang membakar campuran hipergolik bahan bakar dimetilhidrazina asimetris (UDMH) dengan oksidator dinitrogen tetroksida (N2O4) dalam siklus pembakaran bertahap yang kaya oksidator. Empat mesin RD-263 membentuk modul propulsi RD-264 (indeks GRAU: 15D119). Untuk R-36M, KB Yuzhnoye hanya memesan propulsi tahap pertama ke Energomash, bukan kedua tahap, dengan alasan bahwa mereka bekerja berlebihan dengan pengembangan RD-270. Pada bulan April 1970, Yuzhnoye mendapatkan dokumentasi mesin. Pada akhir tahun 1972, Energomash mulai menguji api mesin di tempat pengujiannya sendiri. Dan pada bulan September 1973, mesin tersebut disertifikasi untuk terbang. Meskipun mesin tersebut tidak lagi diproduksi, ICBM dan Dnepr tetap beroperasi hingga tahun 2015.[1][2][3][4][5][6] [7][8][9][10][11][12][13][14]
Mesin dasar telah digunakan untuk
| Mesin | RD-263 | RD-268 | RD-273 |
|---|---|---|---|
| Alias | 15D117 | 15D168 | RD-263F |
| Propulsion module | RD-264 | N/A | RD-274 |
| Development | 1969-1975 | 1970-1976 | 1982-1988 |
| Engine type | Liquid oxidizer rich staged combustion using N2O4/UDMH propellant with an O/F ratio of 2.67 | ||
| Combustion chamber pressure | 206 MPa (29.900 psi) | 226 MPa (32.800 psi) | 226 MPa (32.800 psi) |
| Thrust, vacuum | 1.130 kN (250.000 lbf) | 1.240 kN (280.000 lbf) | 1.240 kN (280.000 lbf) |
| Thrust, sea level | 1.040 kN (230.000 lbf) | 1.130 kN (250.000 lbf) | 1.130 kN (250.000 lbf) |
| Isp, vacuum | 318s | 318.5s | 318s |
| Isp, sea level | 293s | 295.6s | 296s |
| Length | 2.150 mm (85 in) | 2.150 mm (85 in) | 2.150 mm (85 in) |
| Width | 1.080 mm (43 in) | 1.083 mm (42,6 in) | 1.080 mm (43 in) |
| Dry weight | 870 kg (1.920 pon) | 770 kg (1.700 pon) | Unknown |
| Use | R-36M (15А14) and R-36MUTTKh (15A18) core stage | MR-UR-100 (15А15) and MR-UR-100UTTKh (15A16) first stage | R-36M2 (15A18M) and (15A18M2) first stage |
| Status | Out of production | Retired[8] | Retired[9] |
| References | [1][10][4][2][5][7] | ||
Beberapa mesin ini digabungkan menjadi beberapa modul mesin. Modul dan mesin bantu yang relevan adalah:
