RD-180: Rozdiel medzi revíziami

| teplota_v_komore = ~ 3300 3 300 ° C

| hmotnosť = 5 480 {{kg|5480}}

'''RD-180''' je dvojkomorový raketový motor na kvapalné palivo ruskej konštrukcie, využívajúce [[Raketový motor na kvapalné pohonné látky#Uzavretý cyklus|uzavretý cyklus]]. Bol vyvinutý zo štvorkomorového motora [[RD-170]], používaného na raketách [[Zenit (raketa)|Zenit]]. Je vybavený jednou turbočerpadlovou jednotkou, ktorá je obsluhuje obe spaľovacie komory. Práva na používanie motora zakúpila na začiatku 90. rokov spoločnosť [[General Dynamics]] (neskôr ich získala spoločnosť [[Lockheed Martin]]) pre projekt pokročilej [[Nosná raketa|nosnej rakety]] a program [[Atlas (raketa)|Atlas]]. V súčasnosti sa vyrába v spoločnom podniku firiem [[NPO Energomaš]] a [[Pratt & Whitney]], nazývanom [[RD AMROSS]].

RD-180 je zmenšenou verziou motora [[RD-170]], ktorý vyvinul legendárny konštruktér [[Valentin Petrovič Gluško]] a ktorý bol najsilnejším kvapalinovým raketovým motorom vôbec. S motorom RD-170 má identických až 70  % všetkých súčastí a jediná časť, ktorá si vyžadovala výraznejšie prestavbu, bola jednotka turbočerpadiel. Motor má len dve komory a niektoré súčasti boli upravené pre potreby rakiet [[Atlas III]] a [[Atlas V]]. Vývoj motora bol relatívne rýchly, trval 42 mesiacov a stál len zlomok ceny oproti bežným nákladom na vývoj nového motora. Najprv bol použitý na rakete Atlas IIA-R (R ako Rusko), kde nahradil hlavný motor [[LR-105|RS-56 OSA]]. Atlas IIA-R bol neskôr preznačený na Atlas III. RD-180 bol upravený pre použitie na prvom stupni CCB (Common Core Booster) rakety Atlas V.

Motor spaľuje kvapalný [[kyslík]] a [[kerozín|RP-1]] (petrolej). Pre pohon turbočerpadiel je využitý vysokotlakový [[Raketový motor na kvapalné pohonné látky#Uzavretý cyklus|uzavretý cyklus]], ktorý poskytuje vyšší [[ťah]] a [[špecifický impulz]]. Zmes, ktorá sa spaľuje v spaľovacej komore hnacej turbíny turbočerpadiel je veľmi bohatá na kyslík, čo zvyšuje výkon v pomere k hmotnosti hnacej jednotky a dáva dostatočný [[tlak]] pre vstrekovanie paliva do hlavných spaľovacích komôr. Palivový systém využíva jednohriadeľové usporiadanie s jednou spaľovacou turbínou. Palivové turbočerpadlo je dvojstupňové a turbočerpadlo kvapalného kyslíka je jednostupňové. Systém nakláňania motora je riešený pomocou štyroch hydraulických ovládacích prvkov. Hydraulický systém využíva ako tlakovú kvapalinu palivo RP-1 hnané do systému priamo z palivového turbočerpadla. Motor disponuje systémom snímania svojho stavu a dokáže určiť predpokladanú životnosť. Predletová príprava je plne automatizovaná a zážihový systém je zabezpečený proti nežiadúcimnežiaducim únikom nespáleného paliva. Ťah môže byť regulovaný v rozsahu 50{{--}}100  %. Dýza a spaľovacia komora sú chladené [[Raketový motor na kvapalné pohonné látky#regeneratívne chladenie|regeneratívne]].