LE-5 жидкостный ракетный двигатель и его производные модели были разработаны в Японии , чтобы удовлетворить потребность в верхней ступени силовой установки для HI и H-II серии ракет - носителей. Это двухкомпонентная конструкция с использованием LH2 и LOX . Первичные проектные и производственные работы были выполнены компанией Mitsubishi Heavy Industries . Что касается жидкостных ракет, это довольно небольшой двигатель, как по размеру, так и по выходной тяге, он находится в классе тяги 89 кН (20 000 фунтов силы), а более поздние модели - в классе тяги 130 кН (30 000 фунтов силы). Двигатель может перезапускаться несколько раз за счет искрового зажигания.система в отличие от одноразовых пиротехнических или гиперголических воспламенителей, обычно используемых на некоторых современных двигателях. Несмотря на то, что он рассчитан на 16 пусков и время работы более 40 минут, на H-II двигатель считается расходным материалом, используется для одного полета и выбрасывается. Иногда он запускается только один раз на девятиминутное горение, но в миссиях на GTO двигатель часто запускается второй раз, чтобы вывести полезную нагрузку на более высокую орбиту после установления временной низкой околоземной орбиты .
Первоначальный LE-5 был построен как двигатель второй ступени для ракеты-носителя HI. В нем использовался довольно обычный цикл газогенератора .
ЛЭ-5А [ править ]
LE-5A был сильно переработанной версией LE-5, предназначенной для использования на второй ступени новой ракеты-носителя H-II. Основное отличие состоит в том, что работа двигателя была переключена с газогенератора на цикл продувки детандера . ЛЭ-5А стал первым двигателем с отводом детандера, введенным в эксплуатацию. Криогенное жидкое водородное топливо для цикла проходит через трубы и каналы как в сопле двигателя, так и в камере сгорания, где водород невероятно нагревается, одновременно охлаждая эти компоненты. Нагревание первоначально холодного топлива вызывает значительное повышение давления в нем, и оно используется для приведения в действие турбины топливных насосов.
ЛЭ-5Б [ править ]
LE-5B был дальнейшим изменением версии LE-5A. Изменения были направлены на снижение удельной стоимости двигателя при продолжении повышения надежности. Модификации были направлены на упрощение и удешевление производства, где это было возможно, за счет фактического снижения удельного импульса до 447 секунд, самого низкого значения из всех трех моделей. Однако он давал самую высокую тягу из трех и был значительно дешевле. Основное отличие от модели 5A состояло в том, что в расширительной системе отвода топлива 5B топливо циркулировало только вокруг камеры сгорания, в отличие от камеры и сопла в 5A. Изменения в охлаждающих каналах камеры сгорания и составляющих материалах были сделаны с особым упором на эффективную теплопередачу, чтобы этот метод был успешным.
ЛЭ-5Б-2 [ править ]
После того, как полет F5 H-IIA 28 марта 2003 г. привел к сильной (хотя и не повреждающей) вибрации разгонного блока при стрельбе ЛЭ-5Б, были начаты работы над модернизированной версией ЛЭ-5Б. Модернизированный двигатель, получивший название LE-5B-2, впервые был запущен на H-IIB 10 сентября 2009 года. Основными исправлениями были добавление пластин ламинаризации потока в коллектор детандера, новый смеситель газообразного и жидкого водорода в водороде. линия подачи и новая пластина инжектора с коаксиальными инжекторами меньшего размера на 306 (против 180 у LE-5B). См. Сводку разработки LE-5B-2 (на японском языке) . Модернизация снизила вдвое вибрацию верхней ступени.
ЛЭ-5Б-3 [ править ]
Для новой ракеты-носителя H3 ветеранский дизайн LE-5B был снова пересмотрен. Чтобы соответствовать требованиям H3 и гарантировать стабильную поставку деталей в течение всего срока службы H3, необходимо было повысить производительность и снизить затраты, при этом риск разработки был минимальным. Устаревшие детали, которые становилось все труднее приобретать, такие как электроника в контроллере двигателя, должны были быть заменены современными компонентами, которые можно было надежно закупать на долгие годы, и метод производства камеры сгорания также должен был быть обновлен по тем же причинам. Турбонасос жидкого водорода и сопло турбины должны были быть обновлены для увеличения продолжительности работы H3, а производительность турбонасоса жидкого кислорода и топливного смесителя должна была быть улучшена.
Первый образец обновленной конструкции прошел испытания в марте 2017 года. В настоящее время продолжается сертификация двигателя для полетов на ракете H3. [1]
Технические характеристики [ править ]
| Модель LE-5 | (единицы) | ЛЭ-5 | ЛЭ-5А | ЛЭ-5Б | ЛЭ-5Б-2 |
|---|---|---|---|---|---|
| Рабочий цикл | - | Генератор газа | Слив из расширителя (сопло / камера) | Слив расширителя (камера) | Слив расширителя (камера) |
| Номинальная тяга | кН (фунты) | 102,9 (23 100) | 121,5 (27 300) | 137,2 (30 800) | 144,9 (32 500) |
| Соотношение смеси | Окислитель в топливо | 5.5 | 5 | 5 | 5 |
| Коэффициент расширения | - | 140 | 130 | 110 | 110 |
| Удельный импульс (Isp) | Секунды | 450 | 452 | 447 | 447 |
| Давление в камере | МПа (PSI) | 3,65 (529) | 3,98 (577) | 3,58 (519) | 3,78 (548) |
| LH2 Скорость вращения | об / мин | 50 000 | 51 000 | 52 000 | 53 504 |
| LOX Скорость вращения | об / мин | 16 000 | 17 000 | 18 000 | 18 560 |
| Длина | м (футы) | 2,68 (8,84) | 2,69 (8,88) | 2,79 (9,21) | 2,79 (9,21) |
| Масса | кг (фунты) | 255 (562) | 248 (547) | 285 (628) | 290 (639) |
| Дроссельная заслонка? | нет | нет | да | да | |
| до | N / A | N / A | 60%, 30%, 3% * | 60%, 30%, 3% * |
. * = только давление на головке бака
См. Также [ править ]
Ссылки [ править ]
- Японская Википедия LE-5B (на японском языке)
- Энциклопедия астронавтики информационная страница на ЛЭ-5
- Информационная страница энциклопедии Astronautica на ЛЭ-5А
- Информационная страница Энциклопедии Astronautica на ЛЭ-5Б
- Исследования двигателей цикла продувки расширителей для пусковых установок, AIAA Paper
- Разработка двигателя LE-X, MHI Technical Review Vol. 48 №4
Внешние ссылки [ править ]
 | Викискладе есть медиафайлы по теме LE-5 . |
