Эта статья требует дополнительных ссылок для проверки . ( июнь 2014 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения ) |
Ракетный двигатель XLR87 | |
Страна происхождения | Соединенные Штаты |
---|---|
Производитель | Аэроджет |
Заявление | Главный двигатель Титана |
Жидкостный двигатель | |
Пропеллент |
|
Цикл | Газогенератор |
Спектакль | |
Тяга (вакуум) | 733 кН |
Тяга (SL) | LR87-3: 647 кН |
Давление в камере | 40–59 бар |
Я sp (Vac.) | 2,840 Н ‑ с / кг (290 с) |
I sp (SL) | 2,510 Н ‑ с / кг (256 с) |
Размеры | |
Длина |
|
Диаметр | 1,14 м |
Сухой вес | 839 кг |
LR87 был американский жидким топливом ракетного двигателя , который был использован на первых этапах Titan МБР и ракеты - носителей . Состоящий из сдвоенных двигателей с отдельными камерами сгорания и турбонасосного оборудования [1], он считается единым блоком. [2] LR87 впервые поднялся в воздух в 1959 году.
LR87 был разработан в конце 1950-х годов компанией Aerojet . Это был первый серийный ракетный двигатель, способный (в различных моделях) сжигать три наиболее распространенных комбинации жидкого ракетного топлива: жидкий кислород / РП-1 , четырехокись азота / аэрозин 50 (смесь гидразина и НДМГ в соотношении 50:50 по массе ). и жидкий кислород / жидкий водород . Двигатель работал по разомкнутому газогенераторному циклу и использовал регенеративно охлаждаемые сопло и камеру сгорания. Более поздние версии имели дополнительные фланцы с абляционным охлаждением. LR87 послужил образцом для LR-91 , который использовался во второй ступени ракеты Titan.
Это был двигатель с фиксированной тягой, который нельзя было дросселировать или перезапускать в полете. LR87 обеспечивал тягу приблизительно 1900 килоньютон (430 000 фунтов). Ранние двигатели LR87, которые использовались на Титане I, сжигали RP-1 и жидкий кислород. Поскольку жидкий кислород является криогенным , его нельзя было хранить в ракете в течение длительного времени, и его нужно было загрузить до запуска ракеты. Для Titan II двигатель был преобразован для использования Aerozine 50 и тетроксида азота, которые являются гиперголичными и могут храниться при комнатной температуре. Это позволяло держать ракеты Titan II полностью заправленными и готовыми к запуску в короткие сроки.
Варианты [ править ]
LR87-3 [ править ]
Используемый на Titan I , LR87-3 сжигал жидкий кислород и RP-1. После отказа от ракетной программы «Титан» эти двигатели больше не применялись. LR87-3 был также испытан с LOX / H2 и NTO / Aerozine 50, что сделало его одним из очень немногих двигателей, которые работали на трех различных комбинациях топлива. [3]
Рабочие параметры [ править ]
- Тяга ( уровень моря ): 647 кН
- Тяга ( вакуум ): 733 кН
- Удельный импульс (вакуум): 2 840 Н ‑ с / кг (290 с)
- Удельный импульс (на уровне моря ): 2,510 Н ‑ с / кг (256 с)
- Время горения: 139 секунд
- Вес: 839 кг
- Длина: 3,13 м
- Диаметр: 1,53 м
- Камеры: 1
- Давление в камере: 4,0 МПа
- Температура камеры: ~ 3300 ° C
- Степень расширения: 8: 1
- Соотношение LOX : RP-1 : 1,91: 1
- Коэффициент тяги: масса: 87,2
LR87-5 [ править ]
Модифицирован для сжигания тетроксида азота и Aerozine 50 для Titan II . Двигатель был в целом легче и проще, чем его предшественник, отчасти из-за использования гиперголического топлива, которое не требовало независимой системы зажигания.
Рабочие параметры [ править ]
- Тяга (на уровне моря ): 956,5 кН
- Тяга ( вакуум ): 1096,8 кН
- Удельный импульс (вакуум): 2 910 Н ‑ с / кг (297 с)
- Удельный импульс (на уровне моря ): 2,540 Н ‑ с / кг (259 с)
- Время горения: 155 секунд
- Вес: 739 кг
- Длина: 3,13 м
- Диаметр: 1,14 м
- Камеры: 2
- Давление в камере: 5,4 МПа
- Температура камеры: ~ 3000 ° C
- Степень расширения: 8: 1
- Расход топлива: 750 кг / с
- Соотношение N 2 O 4 : Аэрозин 50 : 1,93: 1
- Коэффициент тяги: масса: 151,34
LR87-7 [ править ]
Доработанные версии LR87-5 адаптированы под нужды программы Gemini . Характеристики были аналогичны предыдущей версии, только уменьшалось давление в камере и тяга сопла для соответствия требованиям, предъявляемым человеком. Эта версия использовалась только на Titan II GLV .
Рабочие параметры [4] [ править ]
- Тяга ( уровень моря ): 946,700 кН
- Тяга: ( вакуум ) 1086,10 кН
- Удельный импульс (на уровне моря ): 258 с
- Удельный импульс ( вакуум ): 296 с
- Время горения: 139 с
- Высота: 3,13 м (10,26 футов)
- Диаметр: 1,53 м (5,00 футов)
LR87-9 [ править ]
Этот раздел нуждается в расширении . Вы можете помочь, добавив к нему . ( Апрель 2014 г. ) |
Используется на Titan IIIA, IIIB и IIIC
Рабочие параметры [ править ]
- Тяга (уровень моря): 1941,7 кН
- Тяга (вакуум): 2339,9 кН
- Удельный импульс (на уровне моря): 252 с
- Удельный импульс (вакуум): 304 с
- Время горения: 150 секунд
LR87-11 / LR-87-11A [ редактировать ]
Этот раздел нуждается в расширении . Вы можете помочь, добавив к нему . ( Апрель 2014 г. ) |
Используется на Titan 24B, 34B, IIIBS, IIID, 34D, 34D7, IIIE. LR-87-11A использовался на Titan IV A / B.
Рабочие параметры [ править ]
- Тяга (на уровне моря): 2001,7 кН
- Тяга (вакуум): 2413,2
- Удельный импульс (на уровне моря): 252 с
- Удельный импульс (вакуум): 304 с
- Время горения: 146–185 секунд (Titan IIID, 146 секунд; Titan IVB, 185 секунд)
LR87 LH2 [ править ]
Этот раздел нуждается в расширении . Вы можете помочь, добавив к нему . ( Апрель 2014 г. ) |
Модифицирован для сжигания жидкого кислорода и жидкого водорода. Развитие совпало с другими вариантами конца 1950-х годов. По сравнению с -3 он имел ряд изменений, связанных с использованием более легкого и холодного жидкого водорода. Помимо прочего, были заменены топливная форсунка с турбонаддувом, а также турбонасос. [5] В общей сложности 52 статических испытания были проведены без серьезных проблем. Аэроджет принимал участие в процессе выбора для нового двигателя для второго этапа Сатурн IB и Сатурн V . Хотя LR87 LH2 был лучшим по 10 из 11 критериев, НАСА выбрало J-2 от Rocketdyne . Извлеченные уроки были использованы при разработке Aerojet M-1
Параметры дизайна [ править ]
- Тяга ( вакуум ): 667 кН
- Удельный импульс (вакуум): 4,420 Н ‑ с / кг (451 с)
- Вес: ~ 700 кг
- Длина: 4 м
- Диаметр: 1,13 м
- Камеры: 1
См. Также [ править ]
- AJ-10
- RL10
- Титан (ракета)
- Ракетный двигатель на жидком топливе
Ссылки [ править ]
- ^ "LR87-5" . Astronautix . Проверено 6 января 2015 года .
- ^ "Архивная копия" . Архивировано из оригинала на 2010-12-25 . Проверено 25 декабря 2010 .CS1 maint: заархивированная копия как заголовок ( ссылка ) получено 27 марта 2014 г.
- ^ Саттон, Джордж П., История жидкостных ракетных двигателей, Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики, 2006, ISBN 1-56347-649-5 , стр. 383
- ^ "LR87-7" . Astronautix . Проверено 20 апреля 2016 года .
- ^ Саттон, Джордж П., История жидкостных ракетных двигателей, Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики, 2006, ISBN 1-56347-649-5 , стр. 382
[1]
Внешние ссылки [ править ]
- Энциклопедия Astronautica
- Национальный музей ВВС США, Огайо
- Аэроджет LR87
- ^ Брюгге, Норберт. "Титан III / IV" . B14643.de . Норберт Брюгге . Проверено 20 июня 2017 года .