Из Википедии, свободной энциклопедии
  (Перенаправлено с LR87 )
Перейти к навигации Перейти к поиску
LR87
Titan I XLR87 Rocket Engine.jpg
Ракетный двигатель XLR87
Страна происхожденияСоединенные Штаты
ПроизводительАэроджет
заявкаГлавный двигатель Титана
Жидкостный двигатель
Пропеллент
ЦиклГазогенератор
Представление
Тяга (вакуум)733 кН
Тяга (SL)LR87-3: 647 кН
Давление в камере40–59 бар 
Я sp (Vac.)2,840 Н ‑ с / кг (290 с)
I sp (SL)2,510 Н ‑ с / кг (256 с)
Размеры
Длина
  • 3,13–3,84  м
  • LR87 LH2: 4,00  м
Диаметр1,14  м
Сухой вес839 кг
Двигатель LR87 в Национальном музее ВВС США, Дейтон, Огайо
Первая ступень Titan IVB с двигателем LR87
Titan I LR87 в Корделе , Джорджия

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, имел сопло и камеру сгорания с регенеративным охлаждением. 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 примерно 1900 килоньютон (430 000 фунтов). Ранние двигатели LR87, которые использовались на Титане I, сжигали РП-1 и жидкий кислород. Поскольку жидкий кислород является криогенным , он не мог храниться в ракете в течение длительного периода времени, и его необходимо было загрузить до запуска ракеты. Для Titan II двигатель был переоборудован 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 гиперголовых топлив, которые не нуждались в независимой системе зажигания.

Рабочие параметры [ править ]

  • Тяга ( уровень 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, чтобы соответствовать требованиям, предъявляемым к человеку. 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 ]

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 [ править ]

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 кН
  • 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 ]

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, была изменена 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 ]

  1. ^ "LR87-5" . Astronautix . Проверено 6 января 2015 года .
  2. ^ "Архивная копия" . Архивировано из оригинала на 2010-12-25 . Проверено 25 декабря 2010 .CS1 maint: archived copy as title (link) получено 27 марта 2014 г.
  3. ^ Саттон, Джордж П., История жидкостных ракетных двигателей, Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики, 2006, ISBN 1-56347-649-5 , стр. 383 
  4. ^ "LR87-7" . Astronautix . Проверено 20 апреля 2016 года .
  5. ^ 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
  1. ^ Брюгге, Норберт. "Титан III / IV" . B14643.de . Норберт Брюгге . Проверено 20 июня 2017 года .