ТР-201
| Страна происхождения | Соединенные Штаты |
|---|---|
| Дата | 1972–1988 |
| Производитель | ТРВ |
| Приложение | Разгонный блок/ космического корабля Двигательная установка |
| Предшественник | ЛМДЕ |
| Статус | Ушедший на пенсию |
| Жидкотопливный двигатель | |
| Порох | N 2 O 4 / Аэрозин 50 |
| Цикл | Двигатель с питанием под давлением |
| Конфигурация | |
| Камера | 1 |
| Производительность | |
| Тяга, вакуум | 41,90 кН (9419 фунтов силы) |
| Соотношение тяги к весу | 31.4 |
| в камере Давление | 7,00 бар |
| Удельный импульс , вакуум | 301 с (3050 Н⋅с/кг) |
| Размеры | |
| Длина | 2,27 м (7,44 фута) |
| Диаметр | 1,38 м (4,52 фута) |
| Сухой вес | 113 кг (249 фунтов) |
| Используется в | |
| Дельта-П , вторая ступень Дельта (семейство ракет) | |
TR -201 или TR201 — это гиперголический с нагнетательным питанием, ракетный двигатель который использовался для приведения в движение верхней ступени ракеты «Дельта» , известной как «Дельта-П» , с 1972 по 1988 год.Ракетный двигатель в качестве топлива использует аэрозин 50 , а N
22О
4 в качестве окислителя. Он был разработан в начале 1970-х годов компанией TRW как производная от спускаемого двигателя лунного модуля (LMDE) . В этом двигателе использовался игольчатый инжектор, впервые изобретенный Джерардом В. Эльверумом-младшим. [1] [2] [3] Разработан компанией TRW в конце 1950-х годов и получил патент США в 1972 году. [4] Эта технология и конструкция инжектора также используются в двигателях SpaceX Merlin . [5]
Камера тяги изначально была разработана для лунного модуля «Аполлон» , а затем была принята на вторую ступень одноразовой ракеты-носителя «Дельта». Двигатель совершил 10 полетов по программе «Аполлон» и 77 — за время службы в «Дельте» с 1974 по 1988 год. TRW TR-201 был переконфигурирован в версию LMDE с фиксированной тягой для второго этапа Delta. Многопусковой режим регулируется до 55,6 кН, расход топлива до 7711 кг; и двигатель может быть адаптирован к дополнительным форсункам степени расширения. Разработка инновационной камеры тяги и конструкции цапфы принадлежит аэрокосмическому инженеру TRW Джерарду В. Эльверуму-младшему. [6] [7]
Камера сгорания состоит из корпуса из титанового сплава с абляционной футеровкой и соотношением площадей 16:1. Изготовление титанового корпуса из сплава Ti6Al4V осуществлялось путем механической обработки части камеры и выходного конуса из поковок и сварки их в одно целое по центральной линии горловины. Абляционный вкладыш состоит из двух сегментов и устанавливается с обоих концов. Форма выступа сопла такова, что абляционный вкладыш удерживается в выходном конусе при транспортировке, запуске и разгоне. Во время работы двигателя осевые нагрузки прижимают гильзу выходного конуса к корпусу. Титановый головной конец в сборе, который содержит подкомпоненты игольчатого инжектора и топливного клапана, прикреплен сталью 36 A-286. Болты 1 ⁄ дюйма (6,4 мм).
Чтобы поддерживать максимальную рабочую температуру титанового корпуса на уровне около 800 °F (427 °C), абляционный вкладыш был разработан из композитного материала, обеспечивающего максимальный теплоотвод и минимальный вес. Выбранная конфигурация состояла из устойчивой к эрозии кремнеземной ткани/фенольного материала высокой плотности, окруженной легким матом из игольчатого кварца/фенольной изоляции.
Установленная игольчатая форсунка, уникальная для жидкостных двигательных установок, разработанных TRW, обеспечивает повышенную надежность и менее затратный метод столкновения топлива с окислителем в камере тяги, чем традиционные соосные форсунки с распределенными элементами, обычно используемые в жидкостных двухкомпонентных ракетных двигателях.
Технические характеристики [ править ]
- Количество полетов: 77 (конфигурация Delta 2000)
- Сухая масса: 300 фунтов (140 кг) с ниобиевого сопла . удлинителем установленным
- Длина: 51 дюйм – карданное крепление к наконечнику насадки (без удлинителя насадки)
- Максимальный диаметр: 34 дюйма (860 мм) (без удлинителя сопла)
- Крепление: карданное крепление над форсункой.
- Цикл двигателя: подача под давлением (бак 15,5 атм)
- Топливо: 50:50 N 2 O 4 /НДМГ ( Аэрозин 50 ) при 8,92 кг/с.
- Окислитель: тетраоксид динитрогена, 5,62 кг/с.
- Соотношение окислитель:топливо: 1,60.
- Тяга, вакуум: 42,923 кН
- Удельный импульс, вакуум: 303 с
- Степень расширения: 16:1 без удлинителя сопла; 43:1 с удлинителем сопла
- Охлаждение верхней камеры сгорания: пленочное.
- Охлаждение нижней тяговой камеры: абляционный кварц-фенольный;
- Охлаждение, удлинение сопла: радиационное
- Давление в камере: 7,1 атм.
- Зажигание: гиперголическое, запускается электрическим сигналом 28 В на электромагнитные клапаны включения/выключения.
- Время горения: 500 с, всего 5 пусков; 10 × 350 с одиночный ожог
Использование дельты [ править ]
Двигатель TR-201 использовался в качестве второй ступени при 77 запусках Delta в период с 1972 по 1988 год. За этот 15-летний период эксплуатации двигатель показал 100% надежность. [8]
Ссылки [ править ]
- ^ Патент США № 3 205 656 , Элверум-младший, Джерард В., «Двухкомпонентный ракетный двигатель с регулируемой тягой», выдан 25 февраля 1963 г.
- ^ Патент США 3699772 , Элверум-младший, Джерард В., «Коаксиальный инжектор жидкостного ракетного двигателя», выдан 8 января 1968 г.
- ^ ПОМНЯ О ГИГАНТАХ — Разработка ракетной установки «Аполлон» . НАСА. стр. 73–86.
- ^ Дресслер, Гордон А.; Бауэр, Дж. Мартин (июль 2000 г.). Историческое наследие и эксплуатационные характеристики двигателя TRW Pintle (PDF) . 36-я совместная конференция и выставка AIAA/ASME/SAE/ASEE по двигательным установкам. Редондо-Бич, Калифорния: TRW Inc. doi : 10.2514/6.2000-3871 . АИАА 2000-3871. Архивировано (PDF) из оригинала 31 марта 2022 года.
- ^ «ТР-201» . Энциклопедия космонавтики. Архивировано из оригинала 6 июля 2008 года . Проверено 4 июня 2012 г.
- ^ Патент США 3699772 , Элверум-младший, Джерард В., «Коаксиальный инжектор жидкостного ракетного двигателя», выдан 8 января 1968 г.
- ^ Патент США № 3 205 656 , Элверум-младший, Джерард В., «Двухкомпонентный ракетный двигатель с регулируемой тягой», выдан 25 февраля 1963 г.
- ^ «Дельта П» . Энциклопедия космонавтики. Архивировано из оригинала 17 июня 2012 года . Проверено 4 июня 2012 г.
Двигатели и моторы космических кораблей |
|---|
