TR-201 - TR-201

TR-201
Země původuSpojené státy
datum1972–1988
VýrobceTRW
aplikaceHorní stupeň /Kosmická loď pohon
PředchůdceLMDE
PostaveníV důchodu
Motor na kapalná paliva
Pohonná látkaN
2Ó
4 / Aerozin 50
Konfigurace
Komora1
Výkon
Tah (vakuum)41.90 kN (9 419 lbf)
Poměr tahu k hmotnosti31.4
Tlak v komoře7.00 bar
Jásp (vakuum)301 s (3050 N⋅s / kg)
Rozměry
Délka2.27 m (7,44 ft)
Průměr1.38 m (4,52 ft)
Suchá hmotnost113 kg (249 lb)
Použito v
Delta-P, druhá fáze Delta (raketová rodina)

The TR-201 nebo TR201 je hypergolický pod tlakem raketový motor slouží k pohonu horního stupně Delta raketa, označované jako Delta-P, od roku 1972 do roku 1988 raketový motor používá Aerozin 50 jako palivo a N
2Ó
4 jako okysličovadlo. Byl vyvinut na začátku 70. let 20. století TRW jako derivát sestupný motor lunárního modulu (LMDE). Tento motor používal a čepový injektor poprvé vynalezl Gerard W. Elverum Jr.[1][2][3] a vyvinut společností TRW na konci 50. let a v roce 1972 obdržel americký patent.[4] Tato technologie a design injektoru se používá také na SpaceX Merlin motory.[5]

Tlaková komora byla původně vyvinuta pro lunární modul Apollo a následně byla přijata pro 2. stupeň spotřební nosné rakety Delta. Motor uskutečnil 10 letů během programu Apollo a 77 během své kariéry v Deltě v letech 1974 až 1988. TRW TR-201 byl překonfigurován na verzi LMDE s pevným tahem pro fázi 2. Delta je nastavitelná nahoru. do 55,6 kN a propustnost paliva do 7 711 kg; a motor lze přizpůsobit volitelným tryskám s expanzním poměrem. Za vývoj inovativní konstrukce tlakové komory a čepu se zasloužil letecký inženýr společnosti TRW Gerard W. Elverum Jr.[6][7]

Spalovací komora se skládá z pouzdra z titanové slitiny s ablativní vložkou v poměru 16: 1. Výroba titanového pouzdra ze slitiny 6Al4V byla provedena obráběním části komory a části výstupního kužele z výkovků a jejich svařením do jedné jednotky na ose hrdla. Ablativní vložka je vyrobena ve dvou segmentech a je instalována z obou konců. Tvar prodloužení trysky je takový, že ablativní vložka je udržována ve výstupním kuželu během přepravy, spouštění a posilování. Během střelby motorem tlačí tahová zatížení vložku výstupního kuželu proti pouzdru. Sestava titanové hlavové části, která obsahuje Pintle Injector a dílčí součásti hnacího ventilu, je připevněna pomocí 36 ocelových ¼ palcových šroubů A-286.

Aby se udržely maximální provozní teploty titanového pouzdra přibližně 800 ° F byla ablativní vložka navržena jako kompozitní materiál poskytující maximální chladič a minimální hmotnost. Zvolená konfigurace sestávala z vysoce hustého, erozně odolného křemičitého plátna / fenolického materiálu obklopeného lehkou jehlicovou plstěnou křemičitou podložkou / fenolickou izolací.

Instalovaný čepový vstřikovač, jedinečný pro kapalinové pohonné systémy navržené společností TRW, poskytuje lepší spolehlivost a méně nákladnou metodu nárazu paliva a oxidačního činidla v přítlačné komoře než běžné koaxiální vstřikovače s distribuovaným prvkem, které se obvykle používají u kapalných bipropellantových raketových motorů.

Specifikace

  • Nalétané číslo: 77 (konfigurace Delta 2000)
  • Suchá hmotnost: 300 liber s kolumbiem (niob ) nainstalovaný nástavec trysky
  • Délka: 51 palců - kardanový nástavec ke špičce trysky (minus prodloužení trysky)
  • Maximální průměr: 34 palců (minus prodloužení trysky)
  • Montáž: kardanový nástavec nad vstřikovačem
  • Cyklus motoru: pod tlakem (zásobník 15,5 atm)
  • Palivo: 50:50 N.2Ó4/ UDMH (Aerozin 50 ) při 8,92 kg / s
  • Okysličovadlo: oxid dusný při 5,62 kg / s
  • Poměr oxidačního činidla: paliva: 1,60
  • Tah, vakuum: 42,923 kN
  • Specifický impuls, vakuum: 303 s
  • Poměr expanze: 16: 1 bez prodloužení trysky; 43: 1 s prodloužením trysky
  • Chlazení, horní tlaková komora: film
  • Chlazení, komora dolního tahu: ablativní křemenný fenol;
  • Chlazení, prodloužení trysky: radiační
  • Tlak v komoře: 7.1 bankomat
  • Zapalování: hypergolické, zahájeno 28 Elektrický signál V do solenoidových ventilů zapnutí / vypnutí
  • Doba hoření: 500 s pro celkem 5 startů; 10 × 350 s jednorázovým vypalováním

Použití Delta

Motor TR-201 byl použit jako druhý stupeň pro 77 Delta uvádí se na trh v letech 1972 až 1988. Motor měl během tohoto 15letého provozního období 100% spolehlivost.[8]

Reference

  1. ^ US patent 3 205 656 „Elverum Jr., Gerard W.,„ Bipropellant rocket engine s proměnným tahem “, vydáno 25. 2. 1963 
  2. ^ US patent 3 699 772 „Elverum Jr., Gerard W.,„ Koaxiální vstřikovač raketového motoru na kapalná paliva “, vydaný 8. 1. 1968 
  3. ^ PAMATUJEME NA GIANTY - vývoj raketového pohonu Apollo. NASA. str. 73–86.
  4. ^ "Dědictví TRW a výkonové charakteristiky motoru Pintle" (PDF). Citovat deník vyžaduje | deník = (Pomoc)
  5. ^ "TR-201". Encyclopedia Astronautica. Archivovány od originál dne 6. července 2008. Citováno 4. června 2012.
  6. ^ US patent 3 699 772 „Elverum Jr., Gerard W.,„ Koaxiální vstřikovač raketového motoru na kapalná paliva “, vydaný 8. 1. 1968 
  7. ^ US patent 3 205 656 „Elverum Jr., Gerard W.,„ Bipropellant rocket engine s proměnným tahem “, vydáno 25. 2. 1963 
  8. ^ „Delta P“. Encyclopedia Astronautica. Archivovány od originál dne 17. června 2012. Citováno 4. června 2012.


externí odkazy