RD-264

RD-264

RD-264（GRAU識別番号 11D119）は、旧ソビエト連邦において大陸間弾道ミサイル（ICBM）R-36Mの第1段推進システムとして開発された、高性能な液体燃料ロケットエンジンです。このエンジンは、ヴァレンティン・グルシュコ氏の指導の下、OKB 456設計局（後のエネゴマシュ）によって設計されました。

RD-264の大きな特徴は、その構造にあります。これは、単体で機能する4基の燃焼室エンジン15D117（RD-263）と、これら全てを駆動する共通のターボポンプユニット（TPU）を組み合わせたものです。燃料には非対称ジメチルヒドラジンを、酸化剤には四酸化二窒素を使用しており、これらの推進剤は二段燃焼サイクル方式で燃焼されます。この燃焼方式により、高効率なエネルギー変換が可能となり、主燃焼室は真空中でおよそ461トン（4521 kN）にも達する大きな推力を発生させることができました。

このエンジンは、ICBM R-36Mとその改良型、さらには人工衛星打ち上げ用ロケットとして転用されたドニエプルの第1段における主要な推進器として採用されました。

開発の経緯

RD-264の開発に先立つ1960年代前半、ソビエトのロケット技術の一つの到達点であったプロトンロケットの第1段用にRD-253が開発されていました。RD-253は、当時としては非常に強力な単燃焼室エンジンであり、ターボポンプを駆動した後に燃料リッチとなったガスに酸化剤を再度供給して完全に燃焼させる二段燃焼サイクルの先駆的な例でした。

R-36Mミサイルの開発において、推進システムには高い安全性と、エンジンの燃焼停止後に蓄圧器の助けを借りて迅速かつ確実に第1段を分離する技術が求められました。RD-264エンジンの開発は1969年に完了し、その後の地上試験は1973年9月から開始されました。

しかし、量産体制への移行準備が進む段階で、予期せぬ高周波数の振動問題が顕在化します。この振動はミサイルの誘導精度に悪影響を及ぼす可能性があり、大型のR-36Mだけでなく、同じRD-263燃焼室を使用しながらも搭載数が少ない（RD-264の4基に対し2基）構造的に簡潔なMR-UR-100ミサイルにも影響を与えました。この重大な技術的課題に対し、1977年4月から11月にかけて集中的な設計見直しと必要な改修、および地上試験が実施されました。これらの努力の結果、エンジンの問題は解決され、1977年12月にソビエト国防省による受領承認を得ることができました。RD-264はその後、1979年から1983年にかけて運用されました。

派生型

RD-264の開発経験は、新たなエンジン開発へと繋がりました。その一つが、RD-264から派生した単燃焼室構造を持つRD-268エンジンです。この派生型エンジンは、RD-264で培われた技術を基に、異なる要求仕様に応えるために開発されました。

RD-264は、ソビエトの大型ミサイル技術を支えた重要なエンジンの一つであり、その開発過程で直面した技術的困難の克服は、その後のロケットエンジン技術の発展に寄与しました。

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