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RD-170

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목차

1. 개요

RD-170은 1975년 에네르기아와 제니트 로켓의 엔진으로 개발된 액체 연료 로켓 엔진이다. 기존 소련 로켓 엔진의 독성 추진제 대신 액체 산소와 등유를 사용하며, 높은 신뢰성과 정비성을 갖춘 것이 특징이다. RD-170은 4개의 연소실과 노즐을 가지며, 파생형으로 RD-171, RD-171M, RD-171MV, RD-180, RD-191, RD-151, RD-181, RD-193 등이 개발되었다. 특히 RD-151은 대한민국 나로호의 1단에 사용되었으며, RD-191에서 파생된 RD-193은 소유즈-2의 1단으로 사용할 예정이다.

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RD-170
기본 정보
명칭RD-170
번역로켓 엔진-170
기술 정보
국가소련 (현재 러시아)
제작사NPO 에네르고마시
용도메인 엔진
상태퇴역
종류액체 로켓
산화제액체 산소 (LOX)
연료RP-1
혼합비2.63
사이클산화제 과농 연소
연소실4개
노즐 팽창비36.87
추력 조절 범위40–100%
추력 대 중량비82:1
연소 시간150초
짐벌지원
개발 및 사용 이력
관련 로켓에네르기아
후속 엔진RD-180RD-191

2. 역사

RD-170 계열 엔진의 개발은 1975년 소련의 대형 발사체인 에네르기아와 제니트 로켓을 위해 시작되었다. 이 엔진은 기존의 독성 자기 착화성 추진제 대신 액체 산소와 등유(케로신)를 사용하는 고성능 액체 연료 로켓 엔진으로 개발되었으며, 특히 에네르기아용으로는 재사용성까지 고려되었다.

엔진 개발은 1976년부터 1986년까지 진행되었으며, 파생형인 RD-171은 1985년 4월 제니트 로켓의 1단 엔진으로 처음 발사되었다. RD-170은 1987년과 1988년에 에네르기아 발사에 성공적으로 사용되었다.

에네르기아 계획 중단 이후에도 RD-171은 계속 사용 및 개량되었다. 1999년부터는 해상 발사 플랫폼인 시 런치의 제니트 3SL 로켓에 탑재되어 운용되기 시작했다. 1992년부터 1996년까지는 RD-171의 추력을 높인 개량형이 개발되었고, 이 엔진은 2003년부터 2004년까지 시 런치에서 사용되었다.

더욱 성능이 향상된 RD-171m 엔진은 2004년에 개발되어 인증을 받았으며, 러시아의 에네르고마쉬에서 생산되고 있다. 현재 RD-171m 엔진은 시 런치와 지상 발사 플랫폼인 랜드 런치에서 운용되고 있다.

2. 1. 개발 배경

RD-170과 RD-171 엔진 개발은 1975년에 시작되었다. 이 엔진들은 소련의 대형 발사체인 에네르기아와 제니트 로켓 (원래 에네르기아의 부스터로 계획됨)에 사용될 목적으로 개발되었다. 개발의 주요 동기 중 하나는 기존 소련 로켓 엔진에서 흔히 사용되던 독성이 강한 자기 착화성 추진제 사용을 중단하는 것이었다. 대신, 비추력이 높고 환경에 미치는 영향이 적은 액체 산소와 등유(케로신)를 연료로 사용하는 새로운 액체 연료 로켓 엔진을 개발하고자 했다.

특히 에네르기아에 사용될 엔진은 약 10회 정도 재사용하는 것을 목표로 설계되었다. 개발 과정에서 시제품 엔진은 시험대 위에서 20회에 걸쳐 재점화 시험을 성공적으로 수행했다. RD-170 계열 엔진은 높은 신뢰성, 편리한 정비성, 그리고 우수한 제어 특성을 갖춘 것으로 평가받는다. 개발 및 시험 단계에서 총 900회의 시험이 이루어졌으며, 누적 연소 시간은 100,000초에 달한다.

기본형 RD-170/171 엔진의 개발은 1976년부터 1986년까지 진행되었다. RD-171은 1985년 4월 제니트 로켓의 1단 엔진으로 처음 발사되었고, RD-170은 1987년과 1988년에 에네르기아 발사에 사용되었다. 이후 1999년부터는 해상 발사 플랫폼인 시 런치의 제니트 3SL 로켓에 RD-171이 계속 사용되고 있다.

1992년부터 1996년 사이에는 RD-171의 성능을 향상시킨 추력 증강형 개발이 이루어졌다. 이 과정에서 6기의 엔진으로 총 5,500초의 연소 시험이 진행되었으며, 그중 한 엔진은 1,590초 동안 연소하는 시험을 거쳤다. 추력 증강형 RD-171은 2003년부터 2004년까지 시 런치에서 운용되었다.

더욱 개량된 RD-171m 엔진은 2004년 3월 25일에 첫 생산품이 제작되어 140초 동안의 연소 시험을 성공적으로 마쳤다. 이 시험을 통해 정격 출력의 105%에서도 안정적으로 작동하며, 총 1093.6초 동안 운전할 수 있음이 증명되었다. RD-171m은 2004년 7월 5일에 공식 인증을 받았다. 이 엔진의 생산은 러시아 힘키에 위치한 에네르고마쉬에서 담당하고 있으며, 현재 시 런치와 지상 발사 플랫폼인 랜드 런치에서 운용되고 있다.

2. 2. 에네르기아와 RD-170

RD-170 엔진은 4개의 연소실을 갖추고 있으며, 에네르기아 발사체에 사용하기 위해 개발되었다. 이 엔진과 발사체는 모두 짧은 기간 동안만 생산되었고, 에네르기아는 총 두 번 발사되었다. 각 에네르기아 발사체는 4개의 부스터를 사용했으며, 각 부스터는 RD-170 엔진 1개로 구동되었다.

RD-170과 그 파생형인 RD-171 엔진의 개발은 1975년에 에네르기아와 제니트 로켓(원래 에네르기아 발사용 부스터로 계획됨)을 위해 시작되었다. 개발 과정에서 기존 소련 로켓 엔진에 사용되던 독성이 있는 자기 착화성 추진제 대신, 비추력이 높고 환경 부하가 적은 액체 산소와 등유를 사용하는 액체 연료 로켓 엔진으로 방향을 전환했다. 특히 에네르기아용 RD-170은 10회 정도의 재사용을 목표로 설계되었으나, 시제품 테스트 결과 최대 20번의 연소를 견딜 수 있는 것으로 확인되었다.[1] RD-170 계열 엔진은 높은 신뢰성, 우수한 정비성 및 제어 특성을 갖춘 것으로 평가받으며, 총 900회의 시험에서 누적 연소 시간은 100,000초에 달한다.

기본형 RD-170/171 엔진은 1976년부터 1986년까지 개발되었다. RD-171은 1985년 4월, 제니트 로켓의 1단 엔진으로 처음 발사되었고, RD-170은 1987년과 1988년에 에네르기아 발사에 사용되었다. 1999년부터는 시 런치 프로젝트의 제니트 3SL 로켓에서 RD-171이 운용되고 있다.

1992년부터 1996년까지는 RD-171의 추력을 높인 개량형 개발이 이루어졌다. 이 과정에서 6기의 엔진으로 총 5,500초의 연소 시험이 진행되었고, 그중 한 기는 1,590초 동안의 연소 시험을 거쳤다. 추력 증강형 RD-171은 2003년부터 2004년까지 시 런치에서 사용되었다.

더욱 개량된 RD-171m 엔진은 2004년 3월 25일에 첫 시험 생산품으로 140초 동안의 연소 시험을 성공적으로 마쳤다. 이 엔진은 105% 출력에서의 안정성과 총 1093.6초 동안의 운전 능력이 검증되어 2004년 7월 5일에 최종 인증을 받았다. RD-171m의 생산은 러시아 힘키에 위치한 에네르고마쉬에서 담당하며, 현재 시 런치와 랜드 런치 프로젝트에서 운용되고 있다.

2. 3. 제니트와 RD-171

RD-171 모형


RD-170 엔진의 파생형인 RD-171은 현재 우크라이나의 제니트 로켓에 사용된다.

RD-170과 RD-171 엔진 개발은 1975년에 시작되었다. 원래 이 엔진들은 소련의 대형 발사체인 에네르기아와, 에네르기아의 액체 연료 부스터로 계획되었던 제니트 로켓을 위해 개발되었다. 개발 목표 중 하나는 기존 소련 로켓 엔진에 사용되던 독성이 강한 자기 착화성 추진제 대신, 비추력이 높고 환경 부담이 적은 액체 산소와 등유를 사용하는 것이었다. 특히 에네르기아용 RD-170은 약 10회의 재사용을 목표로 설계되었으며, 시제품 엔진은 시험대에서 20회에 걸쳐 재점화 시험을 성공적으로 마쳤다. 이 엔진들은 높은 신뢰성과 좋은 정비성, 제어 특성을 갖추었으며, 총 900회의 시험 동안 누적 연소 시간은 100,000초에 달한다.

RD-170을 기반으로 제니트 로켓에 맞게 개량된 것이 RD-171이다. 주요 차이점은 노즐의 움직임인데, RD-170은 2개의 축으로 노즐 방향을 조절할 수 있었지만, RD-171은 1개의 축으로만 조절한다.

RD-171은 1985년 4월, 제니트 로켓의 1단 엔진으로 처음 발사되었다. 이후 RD-170은 1987년과 1988년에 에네르기아 로켓 발사에 사용되었다. 1999년부터는 국제 해상 발사 플랫폼인 시 런치의 제니트 3SL 로켓에 RD-171이 탑재되어 운용되고 있다.

기본형 RD-170/171 엔진 개발은 1976년부터 1986년까지 진행되었고, 1992년부터 1996년까지는 RD-171의 추력을 높인 개량형 개발이 이루어졌다. 이 추력 증강형 엔진은 6기로 총 5,500초의 연소 시험을 거쳤으며, 그중 한 기는 1,590초 동안 연소 시험을 받았다. 추력 증강형 RD-171은 2003년부터 2004년까지 시 런치에서 사용되었다.

더 향상된 성능을 위해 RD-172, RD-173 등의 모델이 제안되었으나 실제로 제작되지는 않았다. RD-173 제안은 2006년에 RD-171M이라는 이름의 업그레이드로 최종 결정되었다. RD-171M의 첫 생산품은 2004년 3월 25일에 140초 동안 연소 시험을 성공적으로 마쳤다. 이 시험을 통해 설계 출력의 105%에서도 안정적으로 작동하며, 총 1093.6초 동안 운전할 수 있음이 증명되었다. RD-171M은 2004년 7월 5일에 최종 인증을 받았으며, 러시아 힘키에 위치한 에네르고마쉬에서 생산된다. 현재 RD-171M은 시 런치와 지상 발사 플랫폼인 랜드 런치에서 운용되고 있다.

3. 파생형

RD-170 엔진 자체는 현재 생산되지 않지만, 이를 기반으로 한 여러 파생형 엔진들이 개발되어 다양한 우주 발사체에서 활발하게 사용되고 있다.

3. 1. RD-171



RD-170 엔진은 현재 생산되지 않지만, 그 파생형인 RD-171이 활발히 사용되고 있다. RD-171은 주로 우크라이나의 제니트 로켓에 사용하기 위해 개발되었으며, 에네르기아 로켓의 액체 연료 부스터 기술을 기반으로 한다.

개발은 1975년에 에네르기아와 제니트 로켓용 엔진으로 RD-170과 함께 시작되었다. 당시 소련 로켓 엔진에 주로 사용되던 독성이 강한 자기 착화성 추진제 대신, 비추력이 높고 환경 부담이 적은 액체 산소와 등유(케로신)를 사용하는 액체 연료 로켓 엔진으로 설계되었다.

RD-170 엔진의 노즐은 2축으로 추력 방향을 조절할 수 있었지만, RD-171의 노즐은 1축으로만 조절 가능하다.

RD-171은 1985년 4월, 제니트 로켓의 1단 엔진으로 처음 발사되었다. 이후 1999년부터는 시 런치의 제니트 3SL 로켓에도 탑재되어 운용되고 있다.

추력을 더욱 향상시킨 RD-172 및 RD-173 모델도 제안되었으나, 실제로 제작되지는 않았다.

3. 1. 1. RD-171M

기본 RD-170/171 엔진 개발(1976년~1986년) 이후, 1992년부터 1996년까지 RD-171의 추력을 높인 개량형 개발이 진행되었다. 이 과정에서 총 6기의 엔진으로 5,500초에 달하는 연소 시험이 이루어졌으며, 그중 한 기는 1,590초 동안의 연소 시험을 성공적으로 마쳤다. 추력이 강화된 RD-171은 2003년부터 2004년까지 시 런치에서 먼저 사용되었다.

RD-171M 엔진은 2004년 3월 25일에 처음 생산되어 140초 동안의 연소 시험을 거쳤다. 이 시험을 통해 105%의 향상된 출력에서도 안정적으로 작동하며, 총 1093.6초 동안 운전할 수 있음이 증명되었다. RD-171M은 2004년 7월 5일에 공식 인증을 취득했다.

RD-171M 엔진의 생산은 러시아 힘키에 위치한 에네르고마쉬에서 담당하고 있으며, 현재 시 런치와 랜드 런치에서 운용되고 있다.

3. 1. 2. RD-171MV

RD-171M의 개량형으로, 이르티쉬 로켓과 소유즈 5 로켓에 사용하기 위해 개발 중인 엔진이다.[2][11] 기존 RD-171M과 달리 전적으로 러시아산 부품만을 사용하며 새로운 제어 시스템을 갖춘 것이 특징이다.[2]

첫 시험 샘플은 2019년 초에 제작되었으며,[3] 같은 해 로스코스모스는 RD-171MV 관련 영상을 공개하기도 했다.[12] 엔진 시험은 2021년 9월 성공적으로 완료된 것으로 보고되었다.[4] 장기적으로는 우크라이나제 제니트 로켓에 사용되는 RD-171 엔진을 RD-171MV로 대체할 예정이다.[11]

3. 2. RD-180

RD-180은 RD-170 엔진의 파생형으로, RD-170이 4개의 연소실을 가지는 것과 달리 2개의 연소실만 사용한다.[5] 이에 따라 추력은 RD-170의 800톤보다 낮은 400톤이다.

이 엔진은 미국 록히드 마틴의 아틀라스 III 및 아틀라스 V 로켓 1단에 사용된다. 기존 아틀라스 로켓에 사용되던 3개의 엔진을 RD-180 엔진 하나로 대체함으로써 상당한 화물 탑재량 증가와 성능 향상을 이루었으며, 비용 절감 효과도 거두었다.[5] 노즐이 2개이기 때문에 겉보기에는 엔진 2대가 나란히 있는 것처럼 보일 수 있으나, 실제로는 하나의 엔진 유닛이다.

RD-180은 개발이 취소된 러시아의 루스-M 로켓 1단 엔진으로도 선정된 바 있다.[5][19] 또한 일본의 GX 로켓과 한국의 KSLV-II (누리호)에서도 이 엔진을 채택할 계획이 있었으나, 이 계획들은 모두 취소되었다.[19]

현재 RD-170은 생산되지 않지만, RD-180과 같은 파생형 엔진들이 활발히 사용되고 있다.

3. 3. RD-191

RD-191은 RD-170 계열 엔진의 단일 연소실 버전으로, 200ton의 추력을 낸다.[6] 이 엔진은 러시아의 차세대 우주발사체인 안가라 로켓의 주 엔진으로 사용될 예정이다.[20][6]

RD-191 엔진은 여러 파생형을 가지고 있다. 대표적으로 대한민국의 나로호 1단에 사용된 RD-151 (추력 170ton으로 조정), 미국의 오비탈 ATK 안타레스 로켓에 사용된 RD-181, 그리고 소유즈-2-1v 로켓을 위해 제안된 RD-193 등이 있다.

3. 3. 1. RD-151

RD-151은 RD-191 엔진의 파생형으로, 대한민국의 우주발사체 나로호의 1단 엔진으로 사용되었다.[21] 이 엔진은 RD-191과 동일한 하드웨어를 공유하지만, 나로호의 비행 특성에 맞춰 추력을 170ton급으로 조정하여 튜닝되었다.[21][22]

2009년 7월 30일 첫 연소 시험을 성공적으로 마쳤으며,[23][15] 같은 해 8월 25일 나로호 1단에 탑재되어 첫 비행 시험이 이루어졌다.[23][16] 나로호의 1단은 러시아 앙가라 로켓의 범용 로켓 모듈(URM, Universal Rocket Module)을 기반으로 제작되었다.[15][16]

2013년 나로호 발사가 성공한 이후, 지상 시험용 발사체(GTV, Ground Test Vehicle)에 장착되었던 RD-151 엔진 1기가 대한민국에 인도되었다. 이 엔진은 이후 누리호 개발을 포함한 대한민국 우주 개발 분야에서 중요한 기술적 자산으로 활용되었다.[17]

3. 3. 2. RD-181

'''RD-181'''은 RD-191의 변형 중 하나로, 미국의 오비탈 ATK 안타레스 로켓에 사용되었다.

3. 3. 3. RD-193

'''RD-193'''은 '''RD-191'''의 변형으로, 소유즈-2-1v 프로젝트를 위해 제안되었다.

4. 기술적 특징

케로신과 액체 산소를 추진제로 사용하며, 4개의 연소실과 4개의 노즐, 그리고 각각 190 MW (약 257,000 마력)의 출력을 내는 터보 펌프 2기로 구성된다. 점화 시에는 자기 점화성 추진제를 일시적으로 공급하여 점화한다.

주요 성능 제원은 다음과 같다.


  • 추력 (해면 고도 / 진공 중): 7,257 kN / 7,904 kN
  • 비추력 (해면 고도 / 진공 중): 309 s / 337 s
  • 중량: 9750kg
  • 추력 대 중량비 (해면 고도 / 진공 중): 75.9 / 82.7


RD-170 계열 엔진들의 주요 제원은 아래 표와 같다.

RD-170RD-171RD-171MRD-180RD-191
케로신/액체 산소 혼합비~2.6~2.6?~2.6?2.72~2.6
노즐 개수44421
전체 높이4000mm4015mm4015mm3600mm3780mm
직경3800mm3565mm3565mm3200mm2100mm
건조 중량9750kg9500kg9300kg5480kg2200kg
추력/중량비 (해면 고도/진공 중)75.9 / 82.777.9 / 84.879.6 / 86.771.2 / 77.389.1 / 96.6
연소실 압력24.5 MPa24.5 MPa24.5 MPa25.7 MPa25.7 MPa
노즐 출구 압력0.072 MPa[18]0.072 MPa0.072 MPa0.072 MPa?0.072 MPa?
팽창비36.8736.8736.8736.8737
추력(해면 고도/진공 중)7257 / 7904 kN7257 / 7904 kN7257 / 7904 kN3827 / 4152 kN1922 / 2085 kN
비추력 (해면 고도/진공 중)309 / 337 s309 / 337 s309.5 / 337.2 s311.9 / 338.4 s311.2 / 337.5 s


4. 1. 2단 연소 사이클

케로신과 액체 산소를 추진제로 사용하는 2단 연소 사이클 엔진이다. 엔진은 예비 연소실과 4개의 주 연소실, 그리고 각각 190 MW의 출력을 내는 터보 펌프 2기로 구성된다. 소유스 로켓이 별도의 제어 엔진으로 자세를 제어하는 것과 달리, 에네르기아에 사용된 RD-170은 노즐의 방향을 움직여 로켓의 자세를 제어한다. 제니트 로켓에 사용된 파생형인 RD-171(11D520) 역시 노즐을 최대 6.3°까지 움직일 수 있으며, 시험 중에는 8°까지 움직이기도 했다.

RD-170은 1단 엔진으로는 드물게 출력을 최대 74%까지 낮출 수 있는 기능을 갖추고 있다. RD-253 엔진과 유사하게, 연료 펌프를 돌리는 터빈이 예비 연소실 내부에 위치한다. 작동 원리는 다음과 같다. 먼저 예비 연소실에 대부분의 산화제와 소량의 연료를 넣어 상대적으로 낮은 온도에서 연소시킨다. 이 연소 가스로 터보 펌프를 구동한다. 예비 연소실에서 나온 가스는 주 연소실로 보내지고, 이곳에서 나머지 연료가 분사되어 최종적으로 연소된다. 터보 펌프는 매초 430kg의 산화제와 160kg의 연료를 공급하며, 이때 사용된 가스는 모두 주 연소실에서 재사용된다. 주 연소실의 연소 압력은 25MPa에 달한다. 터보 펌프는 1단의 터빈과 2단의 펌프로 구성되어 있으며, 연료의 일부는 연소실과 노즐을 식히는 재생 냉각 방식으로 사용된다.

개발 초기에는 25MPa에 달하는 높은 연소 압력과 400℃의 고온을 제어하는 데 어려움을 겪었다. 이는 당시 다른 고성능 엔진들과 비교해도 매우 높은 수준이었다. 예를 들어, 미국 우주 왕복선의 주 엔진의 연소 압력은 22MPa였고, 이전 모델인 RD-253은 15MPa에 불과했다. 이러한 기술적 난관은 개발진에게 큰 도전 과제였다.

에네르기아 로켓의 부스터에는 총 4기의 RD-170 엔진이 사용되었으며, 회수를 위해 낙하산이 장착되도록 재설계되었다.

RD-170을 기반으로 여러 파생형 엔진이 개발되었다. 연소실을 2개로 줄인 RD-180은 연소 압력 25.7 MPa, 추력 4,159 kN을 내며 아틀라스 III와 아틀라스 V 로켓에 채택되었다. 연소실을 1개로 줄인 RD-191은 연소 압력 25.7MPa, 중량 3230kg, 추력 2,079 kN의 성능을 가지며 앙가라 로켓에 탑재된다.

4. 2. 공유 터보펌프

일부 구 소련 및 러시아의 로켓 엔진은 단일 터빈과 펌프 주위에 작은 연소실 여러 개를 묶는 방식을 사용한다. 1950년대 초반, 발렌틴 P. 글루시코를 포함한 많은 소련 엔진 설계자들은 더 큰 추력 챔버를 설계하는 과정에서 연소 불안정 문제에 직면했다. 당시 그들은 더 작은 추력 챔버 여러 개를 묶어 사용하는 방식으로 이 문제를 해결했다. 이 방식은 개발을 용이하게 했을 뿐만 아니라, 연소실 하나가 고장 나도 다른 연소실의 연소 시간을 늘려 보완할 수 있어 높은 신뢰성을 확보하는 데 유리했다.

RD-170 엔진은 케로신과 액체 산소를 추진제로 사용하며, 예비 연소실과 4기의 연소실, 그리고 각각 190 MW의 출력을 내는 터보 펌프 2기로 구성된다. 소유스 로켓은 별도의 제어 엔진으로 자세를 제어하지만, RD-170은 노즐의 방향을 움직여 자세를 제어한다. 제니트 로켓에 사용되는 파생형인 RD-171(11D520) 역시 노즐을 최대 6.3°(시험 시 8°)까지 움직일 수 있다. 1단 엔진으로는 드물게 출력을 74%까지 낮추는 조절 기능도 갖추고 있다.

RD-170은 RD-253과 마찬가지로 산소 과잉 2단 연소 사이클을 채택했다. 이 방식에서는 연료 펌프를 구동하는 터빈이 예비 연소실 내에 위치한다. 예비 연소실에는 산화제의 대부분과 소량의 연료가 분사되어 상대적으로 낮은 온도에서 연소하며 터보 펌프를 구동한다. 예비 연소실에서 나온 고온, 고압의 가스는 주 연소실로 보내져 나머지 연료와 함께 분사되어 완전 연소된다. 이 과정에서 터보 펌프를 구동한 가스는 모두 주 연소실에서 재사용되며, 주 연소실의 연소 압력은 25 MPa에 달한다. 터보 펌프는 1단 터빈과 2단 펌프로 구성되어 있으며, 매초 430kg의 산화제와 160kg의 연료를 공급한다. 연료의 일부는 연소실과 노즐 벽을 냉각시키는 재생 냉각에 사용된다.

개발 초기에는 25 MPa에 달하는 높은 주 연소실 압력과 400°C의 고온을 제어하는 데 어려움을 겪었다. 이는 우주 왕복선의 주 엔진(22 MPa)이나 RD-253(15 MPa)보다 훨씬 높은 압력이었다.

산소 과잉 2단 연소 사이클은 구 소련 및 러시아 로켓 엔진의 특징적인 기술이다. 우주왕복선이나 H-II 로켓 등이 사용하는 수소 과잉 2단 연소 사이클은 터빈이 환원성 분위기에서 작동하지만, 산소 과잉 방식은 터빈이 산화성 분위기에 노출되어 기술적 난이도가 더 높다. 하지만 이를 통해 더 높은 출력을 얻을 수 있으며, 구 소련 및 러시아 외에는 실용화된 사례가 없다.

RD-170 계열 엔진들은 다음과 같은 파생형을 가진다.

엔진연소실 수연소 압력추력중량사용 로켓
RD-170425 MPa--에네르기아 (부스터)
RD-1714---제니트 로켓
RD-180225.7 MPa4,159 kN-아틀라스 III, 아틀라스 V
RD-191125.7 MPa2,079 kN3230kg앙가라 로켓


참조

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