动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）是俄罗斯一家专门从事液体推进剂火箭设计生产的公司。其创建者是苏联20世纪20年代就开始从事火箭发动机研究的瓦朗坦∙格鲁什科，1954年，他成立了这家公司，并担任主席，公司当时叫做OKB‐456。格卢什科领导设计局长达30多年，给当时的苏联提供了许多性能最好的发动机。公司曾设计了RD‐107和RD‐108发动机，驱动R‐7火箭将卫星号人造卫星送入太空。之后又为“质子号”火箭设计了RD‐253发动机，给“能源号”设计了RD‐170，给“天顶号”设计了RD‐171和RD‐120，给“宇宙神”和“安加拉”设计了RD‐180和RD‐191，给“第聂伯”设计了RD‐264，给“旋风号”设计了RD‐261等。
R‐7是前苏联最早的一种火箭，R‐7火箭的设计特点之一是具有一个芯级发动机段（A），其上捆绑了4个助推器（B，V，G和D）形成了第一级。每一级的芯级发动机上都捆绑着4个主发动机和4个游动发动机。对于第一级，一共有20个主燃烧室和12个游动燃烧室，都在同一时刻点火，推举着飞行器离开发射台。当连接器引爆时它们就会分离，剩下芯级发动机继续运行，其上面级称为第二级。
对R‐7的早期设计研究集中在以液氧和煤油的混合物为推进剂的单燃烧室发动机上，由格鲁什科负责的OKB‐456设计局进行研发。芯级主发动机为RD‐106发动机，发射时可以产生约520kN的推力，真空条件下可以产生约645kN的推力。4个捆绑助推器采用RD‐105发动机，发射时每个发动机可以产生约540kN的
推力。然而，在研发过程中，这些发动机在单燃烧室燃烧稳定性上都暴露出了问题。到1953年，这一问题变得更加突出，使得火箭无法再承受高热核弹头不断增加的质量。1953年前，这种设计思想曾计划用于采用洲际弹道导弹来发射，但是后来转而用于发射（更重的）（或热核弹）。从转到热核弹是运载能力必须增加的主要原因。它必须具有把一个5.4吨的弹头送到8,500千米远的运载能力。令人万分苦恼的是，洲际弹道导弹的质量因此要达到283吨，需要将近3,920kN 的推力。
RD‐107发动机（左）和RD‐108发动机（右）
RD‐107火箭发动机和RD‐108火箭发动机的技术参数
参数/型号 RD‐107 RD‐108 RD‐107A RD‐108A RD‐117 RD‐118 真空推力： 992kN 997kN 1021.3kN 990.2kN 1,021.097kN 971.4 kN 海平面推力：821kN 746kN 838.5kN 792.5kN 919.1 kN 777.8 kN 真空比冲： 315s 315s 319s 319s 314s 316s
海平面比冲：257s 248kg 257s 248s 257s 253s
燃烧时间： 118s 286s 118s 286s
重量： 1,200kg 1,400 kg
直径： 0.67m 0.67m 0.67m 0.67m
高度： 2.86m 2.86m 2.86m 2.86m
燃烧室数： 4+2V 4+4V 4+2V 4+4V 4+2V 4+4V
燃料： 煤油/液氧
燃烧室压力：5.85MPa 5.1MPa 6MPa 5.44MPa
推重比： 84.27：1 72.59：1
混合比： 2.47：1 2.39：1 2.47：1 2.39：1 2.47：1 2.39：1
喷嘴面积比：18.8：1 18.8：1 18.8：1 18.8：1 18.8：1 18.8：1
膨胀比： 150：1 150：1 150：1 150：1 150：1 150：1
流量(吨/秒)：0.325 0.306 0.325 0.3135 0.325 0.3135
应用： R‐7系列 R‐7系列 联盟U助推级联盟2第一级联盟U2助推级联盟U2第一级
为了达到要求，格鲁什科的设计局研制出了辅发动机RD‐107和主发动机RD‐108。RD‐108
发射时能产生约736kN的推力（真空下约942kN），燃烧时间为304秒；RD‐107的推力和燃
烧时间分别为814kN和122秒。这两种发动机仍然使用液氧/煤油，保留了用于“联盟号”的
助推级和第一级发动机（已改进）的中心推进单元，并有来自第二级或上面级的推力。RD‐107
和RD‐108并不是R‐7的最初选择。用于运载火箭发动机的早期设计是一种单室液氧/煤油发
动机，其推力约为490—589kN；但是人们很快就发现，这种发动机不能推举起55吨的载荷，
而且在地面测试中其燃烧室的不稳定性导致出现严重的振荡，显示出了其性能的低劣。这个
问题在由NII‐88的总设计师A.伊萨耶夫进行的一次设计测试中得到了解决。他曾测试过由
推力392kN的单室发动机改进的多室发动机，显示出它比单室发动机具有更大的累计推力。
后来就演变为采用泵压式的四室发动机，这就减少了不稳定燃烧带来的影响，也减小了发动
机的质量，并使研制和测试的各个阶段都得到了很大的简化。这样，RD‐107和RD‐108的研
制成功为R‐7提供了所需的动力。1957—1966年期间，经对R‐7发动机、结构和其上面级的
改进，一个可靠的、通用的运载火箭系列诞生了，并支持了苏联/俄罗斯航天计划50年。
1975年6月5日，通用机械制造部签署了一项命令，对在“联盟U”火箭进行改进，助推级和
第一级火箭使用合成煤油，助推级用的发动机由RD‐107变为RD‐117，第一级用的发动机由
RD‐107变为RD‐118，这样“联盟U2”就能比标准型的“联盟U”的发射能力有所提高。但是由
于1996年停止生产合成煤油，因此不得不继续使用“联盟U”进行载人飞船的发射和执行“进
步号”飞船与“和平号”空间站及早期的国际空间站对接的任务。后来又对RD‐107和RD‐108
发动机进行了改进，用于“联盟FG”和“联盟2”，改进后的发动机叫做RD‐107A和RD‐108A。
“质子K”系列火箭的第一级用的是RD‐253。RD‐253的研制工作开始于1961年，由格鲁什科
领导的设计团队设计，于1963年完成。RD‐253采用的是燃气发生器的富氧燃气进行补燃的
经济运行方式，以四氧化二氮/偏二甲肼为推进剂。其第一级有6台RD‐253发动机，分别捆
绑在中央大氧化剂贮箱周围，这6台发动机每台都有自己的燃料贮箱。第一级与第二级的发
动机都安装在铰链支架上，这可使控制火箭的能量损耗最小。第一次发射是在1965年7月。
RD‐275发动机是RD‐253的改进型，于1987年到1993年研制成功，主要是提高了7.7%的推
力，燃烧室所承受的的压力也更高，地球静止轨道的运载能力提高了600千克，采用RD‐275
发动机的“质子号”于1995年首次发射。从2001年开始，动力机械科研生产联合体又对RD‐275
进行了改进，此次改进提高了5.2%的推力，地球静止轨道运载能力也相应提高了150千克。
改进后的RD‐275发动机叫作RD‐275M，一些列测试工作于2002年到2003年完成，总共燃
烧了735秒，2005年，RD‐275M发动机开始进行生产。有时候把RD‐275M也叫做RD‐276
发动机，但是RD‐275M肯定不是最后的版本。
RD‐253发动机（左二）和RD‐275（右二）
由格鲁什科领导的设计团队研制了供“能源号”与“天顶号”使用的RD‐170/RD‐171型高压
补燃液氧煤油发动机。“能源号”火箭的助推器使用RD‐170，而“天顶号”火箭则使用RD‐171。
快艇发动机二者的区别在于，RD‐170的推力矢量喷管可以沿2个方向轴摆动，RD‐171的喷管则只能沿
1个方向轴摆动。RD‐170/RD‐171是迄今为止世界上推力最大的液体火箭发动机，其真空推
力高达7,903kN。由于威力强大，“天顶号”火箭的第一级只需安装一台发动机。
RD‐170火箭发动机的管路系统
虽然动力机械制造科研生产联合体有着丰富的研制分级燃烧循环的发动机的经验，但是
以往研制的都是单燃烧室的推力不是很大的发动机，如N1火箭上的NK系列发动机，研制
推力如此大的四燃烧室的闭式循环的发动机，当时的前苏联还是显得捉襟见肘，正是由于
RD‐170发动机的研制过程出现了问题，才使得“能源号”火箭的首次发射一推再推。美国还没有研制过使用没油和液氧的分级燃烧循环的发动机，只研制过供“土星5号”使用的F‐1发动机，虽然推力很大，但是该发动机采用的是燃气发生器循环，是开式循环。
RD‐170、RD‐171和RD‐171M火箭发动机
RD‐170发动机有4个燃烧室，一台涡轮泵和2个预燃室。其中涡轮泵是单级的，整个涡轮泵系统还包括有一台氧化剂泵，一台两级型的燃料泵，整个系统连接了低压的燃料泵和氧化剂泵，并使推进剂增压，防止涡轮泵形成空穴现象，从而防止燃烧不稳定现象的出现。这涡轮泵有2个富氧预燃室燃烧后形成的高压气体来驱动，起先时，原本打算只用一个预燃室，这样每秒种要燃烧掉1.5吨的推进剂，这样的流量太大了。在RD‐170发动机整个氧化剂和煤油的循环过程中，只有少部分推进剂通过预燃室，约占6%。这涡轮泵大约能产生257,000匹马力的动力。RD‐170发动机可以在可以节流到额定功率的50%，且装有万向节——转向装置，它借助于8个液压执行机构来执行，可以沿2个方向轴摆动，RD‐171的喷管则只能沿1个方向轴摆动。因此RD‐170发动机必须考虑这8个液压执行机构的可靠性，必须要防止空气通过旋转接头进入箭体，因此要使用强大的驱动器阻止空气动力学压力。
RD‐170、RD‐171、RD‐171、RD‐253、RD‐275、RD‐276火箭发动机的技术参数
RD‐170 RD‐171 RD‐171M RD‐172 RD‐253 RD‐275 RD‐275M RD‐276 参数/型
号
7,887kN 7,903kN 7,903kN 8,343.6kN1,635kN 1,749.6kN1783.7kN 1,832kN 真空推
力：
7,550kN 7,550kN 7,550kN 7,688.4kN1,474kN 1,589kN 1,620kN 1,671kN 海平面
推力：
337s 337.2s 337.2s 337.4s 316s 316s 316s 318.8s
真空比
冲：
309.3s 309.3s 309.3s 310.9s 285s 287s 287s 288s
海平面
比冲：
150s 150s 150s 130s 130s
燃烧时
间：
重量： 9,750kg 9,500kg 9,500kg 1,280kg 1,280kg
直径： 4.02m 4.02m 4.02m 1.50m 1.50m 1.50m
高度： 3.78m 3.78m 3.78m 2.72m 2.72m 2.72m
4 4 4 4 1 1 1
燃烧室
数：
燃料： 煤油/液氧 偏二甲肼/四氧化二氮
24.52MPa24.52MPa 24.52MPa25.69MPa14.71MPa15.69MPa 16.67MPa 燃烧室
压力：
推重比：82.66：1 84.84：1 84.84：1 130.25：1139.06：1
混合比：2.63：1 2.63：1 2.63：1 2.63：1 2.67：1 2.67：1 2.67：1
36.87：1 36.87：1 36.87：136.87：126：1 26：1 26：1
喷嘴面
积比：
2.3925 2.3925 2.3925 2.5217 0.5274 0.5646 0.5756 0.5917
流量(吨/
秒)：
应用： 能源号 天顶号 天顶2M祝融星 质子K 质子M 质子M 质子M
RD‐170发动机的正规燃烧时间为140秒到150秒，至少可以重复使用10次，这是通过测试得到的。尽管RD‐170发动机只执行了2次“能源号”任务，但是它的双胞胎RD‐171使用得相当频繁。
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