Войти
| Страна происхождения | США |
|---|---|
| Дата | 1972–1988 |
| Производитель | TRW |
| Применение | Разгонный блок / Космический корабль Движущая сила |
| Предшественник | LMDE |
| Статус | Списанный |
| Жидкостный двигатель | |
| Топливо | N. 2O. 4 / Aerozine 50 |
| Конфигурация | |
| Камера | 1 |
| Характеристики | |
| Тяга (вакуум.) | 41,90 кН (9 419 фунт-сила) |
| Удельное усилие коэффициент | 31,4 |
| Давление в камере | 7,00 бар |
| Isp (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 | |
| Delta-P, вторая ступень Delta (семейство ракет) | |
TR-201 или TR201 - это гиперголик с подпиткой под давлением ракетный двигатель, используемый для приведения в действие верхней ступени ракеты Delta, именуемой Delta-P, с 1972 по 1988 год. В ракетном двигателе используется Аэрозин 50 в качестве топлива и N. 2O. 4 в качестве окислителя. Он был разработан в начале 1970-х годов компанией TRW как производная от спускаемого аппарата лунного модуля (LMDE). В этом двигателе использовался поршневой инжектор , впервые изобретенный Джерардом У. Элверумом-младшим, разработанный TRW в конце 1950-х годов и получивший патент США в 1972 году. Эта технология и конструкция инжектора также используются в SpaceX Merlin двигателей.
Тяговая камера изначально была разработана для лунного модуля «Аполлон» и впоследствии была принята на 2-ю ступень одноразовой ракеты-носителя «Дельта». Двигатель совершил 10 полетов во время программы Apollo и 77 полетов в течение своей карьеры в Delta в период с 1974 по 1988 год. TRW TR-201 был переконфигурирован как версия LMDE с фиксированной тягой для второй ступени Delta. до 55,6 кН и расход топлива до 7711 кг; и двигатель может быть адаптирован к дополнительным форсункам степени расширения. Развитие инновационной тяги камеры и игольчатых конструкции приписывают к TRW аэрокосмического инженера Gerard W. Elverum младшего
Камера сгорания состоит из абляционного подкладке случае из титанового сплава до 16: 1 соотношения площади. Изготовление титанового корпуса из сплава 6Al4V было выполнено путем механической обработки части камеры и части выходного конуса из поковок и сварки их в одно целое по средней линии горловины. Абляционный лайнер состоит из двух сегментов и устанавливается с любого конца. Форма удлинителя сопла такова, что абляционный вкладыш удерживается в выходном конусе во время транспортировки, запуска и наддува. Во время работы двигателя осевые нагрузки прижимают гильзу выходного конуса к корпусу. Узел титановой головки, который содержит подкомпоненты форсунки иглы и топливного клапана, крепится 36 стальными болтами A-286 дюйма.
Чтобы поддерживать максимальные рабочие температуры титанового корпуса в районе 800 ° F, абляционный вкладыш был разработан как композитный материал, обеспечивающий максимальный теплоотвод и минимальный вес. Выбранная конфигурация состояла из высокоплотной, устойчивой к эрозии ткани из диоксида кремния / фенольного материала, окруженной легким войлоком из кварцевого мата / фенольной изоляции.
Установленный игольчатый инжектор, уникальный для жидкостных двигательных систем, разработанных TRW, обеспечивает повышенную надежность и менее затратный метод столкновения топлива и окислителя в камере тяги, чем обычные коаксиальные инжекторы с распределенными элементами, обычно используемые на жидкостных двухкомпонентных ракетах. двигатели.
Двигатель TR-201 использовался в качестве второй ступени для 77 запусков дельты в период с 1972 по 1988 год. Двигатель имел 100% рекорд надежности за этот 15-летний период эксплуатации.
.
