TR-201
TR-201| 원산지 | 미국 |
|---|---|
| 날짜 | 1972–1988 |
| 제조사 | 트루 |
| 적용 | 상위 단계/우주선 추진 |
| 전임자 | LMDE |
| 상태 | 은퇴한 |
| 액체연료엔진 | |
| 추진제 | N2O4 / Aerozine 50 |
| 배열 | |
| 챔버 | 1 |
| 퍼포먼스 | |
| 추력, 진공 | 41.90kN(9,419lbf) |
| 추력 대 중량 비 | 31.4 |
| 챔버 압력 | 7.00바 |
| 특정 임펄스, 진공 | 301초(3,050 N³/kg) |
| 치수 | |
| 길이 | 2.27m(7.44ft) |
| 지름 | 1.38m(4.52ft) |
| 건조중량 | 113kg(249lb) |
| 에 사용됨 | |
| 델타-P, 델타 2단계(로켓 패밀리) | |
TR-201 또는 TR201은 1972년부터 1988년까지 델타-P로 불리는 델타 로켓의 상단을 추진하기 위해 사용되는 쌍곡선 압력식 로켓 엔진이다. 로켓 엔진은 연료로 에어로진 50을, 산화제로 NO를
2
4 사용한다. 1970년대 초 TRW에 의해 달 모듈 강하 엔진(LMDE)의 파생상품으로 개발되었다. 이 엔진은 Gerard W. Elverum Jr.[1][2][3]에 의해 처음 발명되고 TRW에 의해 1950년대 후반에 개발되었으며 1972년에 미국 특허를 받았다.[4] 이 분사기 기술과 디자인은 스페이스X 멀린 엔진에도 사용된다.[5]
추력실은 처음에 아폴로 달 모듈을 위해 개발되었고 이후 델타 소모성 발사 차량 2단계에 채택되었다. 이 엔진은 아폴로 계획 기간 동안 10번의 비행을 했고 1974년과 1988년 사이의 델타 경력 동안 77번의 비행을 했다. TRW TR-201은 델타 2단계 LMDE의 고정 러스트 버전으로 재구성되었다. 다중 시동 작동은 최대 55.6 kN, 추진제 처리량은 최대 7,711 kg까지 조절이 가능하며 엔진은 선택적 팽창비 노즐에 맞춰 조절할 수 있다. 혁신적인 추력실과 핀틀 설계의 개발은 TRW 항공우주 엔지니어 Gerard W. Elverum Jr.가 맡는다.[6][7]
연소실은 16:1 면적 비율에 대한 애블링 라인 티타늄 합금 케이스로 구성된다. 6Al4V 합금 티타늄 케이스 제작은 면직물로부터 챔버 부분과 출구 콘 부분을 가공하여 목 중심선에서 하나의 유닛으로 용접함으로써 이루어졌다. Ablative 라이너는 두 개의 세그먼트로 제작되어 양쪽 끝에서 설치된다. 노즐 익스텐션의 형태는 운송, 발사 및 부스트 중에 수축 라이너가 출구 콘에 고정되는 형태다. 엔진 점화 중에 추력 부하가 케이스에 대해 출구 원뿔 라이너에 힘을 가한다. 핀틀 인젝터와 추진제 밸브 하위 구성 요소를 포함하는 티타늄 헤드 엔드 어셈블리는 36개의 A-286 강철로 부착되어 있다. 1⁄4 인치(6.4 mm) 볼트.
티타늄 케이스의 최대 작동 온도를 800°F 부근에 유지하기 위해, 최대 열제거원과 최소 중량을 제공하는 복합 재료로 설계되었다. 선택한 구성은 경량 니들 용접 실리카 매트/페놀 단열재로 둘러싸인 높은 밀도의 침식 방지 실리카 천/페놀릭 소재로 구성되었다.
설치된 핀틀 인젝터는 TRW가 설계한 액체-추진 시스템 고유의 것으로 액상 바이프로펠란트 로켓 엔진에 일반적으로 사용되는 기존의 동축 분산-원소 인젝터보다 신뢰성이 향상되고 추력실 내 연료-산화기 충돌 방법이 덜 비싸다.
사양
- 전송된 수: 77개(Delta 2000 구성)
- 건조 질량: 컬럼비아(니오비움) 노즐 익스텐션이 설치된 300파운드
- 길이: 51인치 – 노즐 팁에 짐벌 부착(마이너스 노즐 연장)
- 최대 직경: 34인치(마이너스 노즐 연장)
- 장착: 인젝터 위 짐벌 부착
- 엔진 사이클: 압력 공급(15.5atm 탱크)
- 연료: 5024:50 8.92kg/s에서 NO/UDMH(Aerozine 50)
- 산화제: 5.62 kg/s에서 이산화질소 테트로xide
- 산화제:연료비:1.60
- 추력, 진공: 42.923 kN
- 특정 임펄스, 진공: 303초
- 팽창비: 노즐 연장 없이 16:1, 노즐 연장 시 43:1
- 냉각, 상부 스러스트 챔버: 필름
- 냉각, 하부 추력실: 축열 쿼츠 페놀릭;
- 냉각, 노즐 익스텐션: 복사
- 챔버 압력: 7.1 atm
- 점화: 고압, ON/OFF 솔레노이드 밸브로 가는 28V 전기 신호에 의해 시작됨
- 연소 시간: 총 5회 시동 시 500초, 10 × 350-s 단일 연소
델타 사용량
TR-201 엔진은 1972년부터 1988년까지 77번의 델타 발사 2단계로 사용되었다. 이 엔진은 이 15년 작동 기간 동안 100% 신뢰성 기록을 가지고 있었다.[8]
참조
- ^ 미국 특허 3,205,656, Elverum Jr. Gerard W, "가변 추력 바이프로펠란트 로켓 엔진" 1963-02-25 발행
- ^ 미국 특허 3,699,772, Elverum Jr. Gerard W, "액체 추진제 로켓 엔진 동축 분사기" 1968-01-08 발행
- ^ REMEMBERING THE GIANTS - Apollo Rocket Propulsion Development. NASA. pp. 73–86.
- ^ "TRW Pintle Engine Heritage and Performance Characteristics" (PDF).
{{cite journal}}: Cite 저널은 필요로 한다.journal=(도움말) - ^ "TR-201". Encyclopedia Astronautica. Archived from the original on 6 July 2008. Retrieved 4 June 2012.
- ^ 미국 특허 3,699,772, Elverum Jr. Gerard W, "액체 추진제 로켓 엔진 동축 분사기" 1968-01-08 발행
- ^ 미국 특허 3,205,656, Elverum Jr. Gerard W, "가변 추력 바이프로펠란트 로켓 엔진" 1963-02-25 발행
- ^ "Delta P". Encyclopedia Astronautica. Archived from the original on 17 June 2012. Retrieved 4 June 2012.
