WikiDer > TR-201

TR-201
TR-201
Страна происхожденияСоединенные Штаты
Дата1972–1988
ПроизводительTRW
ЗаявлениеВерхняя ступень /Космический корабль движение
ПредшественникLMDE
Положение делНа пенсии
Жидкостный двигатель
ПропеллентN
2О
4 / Аэрозин 50
Конфигурация
Камера1
Спектакль
Тяга (вакуум)41.90 кН (9 419 фунт-сила)
Отношение тяги к массе31.4
Давление в камере7.00 бар
язр (Vac.)301 с (3,050 Нс / кг)
Размеры
Длина2.27 м (7,44 футов)
Диаметр1.38 м (4,52 футов)
Сухой вес113 кг (249 фунт)
Используется в
Дельта-П, второй этап Дельта (ракетное семейство)

В TR-201 или TR201 это гиперголичный под давлением ракетный двигатель используется для приведения в движение верхней ступени Ракета дельта, именуемой Дельта-П, с 1972 по 1988 год. ракетный двигатель использует Аэрозин 50 как топливо, и N
2О
4 как окислитель. Он был разработан в начале 1970-х годов TRW как производная от спускаемый аппарат лунного модуля (LMDE). Этот двигатель использовал игольчатый инжектор впервые изобретен Джерардом У. Элверумом-младшим.[1][2][3] и разработан TRW в конце 1950-х годов и получил патент США в 1972 году.[4] Эта технология и конструкция инжектора также используются в SpaceX. Мерлин двигатели.[5]

Тяговая камера изначально была разработана для лунного модуля Apollo и впоследствии была принята на 2-ю ступень одноразовой ракеты-носителя Delta. Двигатель совершил 10 полетов во время программы Apollo и 77 полетов в течение своей карьеры в Delta в период с 1974 по 1988 год. TRW TR-201 был переконфигурирован как версия LMDE с фиксированной тягой для второй ступени Delta. до 55,6 кН и расход топлива до 7711 кг; и двигатель может быть адаптирован к дополнительным форсункам степени расширения. Развитие инновационной тяговой камеры и игольчатый дизайн зачисляется на TRW Aerospace Инженер Gerard W. Elverum Jr.[6][7]

Камера сгорания состоит из корпуса из титанового сплава с абляционной футеровкой с соотношением площадей 16: 1. Изготовление титанового корпуса из сплава 6Al4V было выполнено путем механической обработки части камеры и части выходного конуса из поковок и сварки их в одно целое по средней линии горловины. Абляционный лайнер состоит из двух сегментов и устанавливается с любого конца. Форма удлинителя сопла такова, что абляционный вкладыш удерживается в выходном конусе во время транспортировки, запуска и наддува. Во время работы двигателя осевые нагрузки прижимают гильзу выходного конуса к корпусу. Узел титановой головки, который содержит подкомпоненты форсунки иглы и топливного клапана, крепится 36 стальными болтами A-286 ¼ дюйма.

Чтобы поддерживать максимальные рабочие температуры титанового корпуса в районе 800 ° F, абляционный лайнер был разработан как композитный материал, обеспечивающий максимальный теплоотвод и минимальный вес. Выбранная конфигурация состояла из высокоплотной, устойчивой к эрозии ткани из диоксида кремния / фенольного материала, окруженной легким войлоком из диоксида кремния / фенольной изоляцией.

Установленный игольчатый инжектор, являющийся уникальным для жидкостных двигательных систем, разработанных TRW, обеспечивает повышенную надежность и менее затратный метод столкновения топлива с окислителем в камере тяги, чем обычные коаксиальные инжекторы с распределенными элементами, обычно используемые в жидкостных двухкомпонентных ракетных двигателях.

Характеристики

  • Количество налетов: 77 (конфигурация Delta 2000)
  • Сухая масса: 300 фунтов с колумбием (ниобий) установлен удлинитель форсунки
  • Длина: 51 дюйм - шарнирное крепление к наконечнику сопла (без удлинения сопла)
  • Максимальный диаметр: 34 дюйма (без удлинения сопла)
  • Монтаж: подвес над форсункой
  • Цикл двигателя: под давлением (резервуар 15,5 атм)
  • Топливо: 50:50 N2О4/ UDMH (Аэрозин 50) при 8,92 кг / с
  • Окислитель: тетроксид диазота 5,62 кг / с
  • Окислитель: соотношение топлива: 1,60
  • Тяга, вакуум: 42,923 кН
  • Удельный импульс, вакуум: 303 s
  • Степень расширения: 16: 1 без удлинителя сопла; 43: 1 с удлинителем сопла
  • Охлаждение, верхняя упорная камера: пленка
  • Охлаждение, нижняя напорная камера: абляционный кварц фенольный;
  • Охлаждение, удлинение сопла: радиационное
  • Давление в камере: 7,1 банкомат
  • Зажигание: гиперголическое, начало в 28 Электрический сигнал V для двухпозиционных электромагнитных клапанов
  • Время горения: 500 s всего 5 пусков; 10 × 350-секундный одиночный прожиг

Использование дельты

Двигатель TR-201 использовался как вторая ступень на 77 Дельта запускался в период с 1972 по 1988 год. За эти 15 лет эксплуатации двигатель показал 100% надежность.[8]

Рекомендации

  1. ^ Патент США 3,205,656, Элверум младший, Джерард У., "Двухкомпонентный ракетный двигатель переменной тяги", выпущенный 25 февраля 1963 г. 
  2. ^ Патент США 3,699,772, Элверум младший, Джерард В., "Коаксиальный инжектор жидкостного ракетного двигателя", выпущенный 8 января 1968 г. 
  3. ^ В память о гигантах - разработка ракетных двигателей Apollo. НАСА. С. 73–86.
  4. ^ «Наследие и рабочие характеристики двигателей TRW Pintle» (PDF). Цитировать журнал требует | журнал = (помощь)
  5. ^ «ТР-201». Энциклопедия Astronautica. Архивировано из оригинал 6 июля 2008 г.. Получено 4 июн 2012.
  6. ^ Патент США 3,699,772, Элверум младший, Джерард В., "Коаксиальный инжектор жидкостного ракетного двигателя", выпущенный 8 января 1968 г. 
  7. ^ Патент США 3,205,656, Элверум младший, Джерард У., "Двухкомпонентный ракетный двигатель переменной тяги", выпущенный 25 февраля 1963 г. 
  8. ^ «Дельта П». Энциклопедия Astronautica. Архивировано из оригинал 17 июня 2012 г.. Получено 4 июн 2012.


внешняя ссылка