RD-0110
RD-0110Raketmotor
| Motortype | Gasgenerator |
|---|---|
| Ergols | Petroleum / flydende ilt |
| Stød | 298 kN (i vakuum) |
| Forbrændingskammer tryk | 6,82 MPa |
| Specifik impuls | 326 s (tom) |
| Genantændelse | Ingen |
| Modulært tryk | 90,5 til 107% |
| Holdningskontrol | 4 vernier motorer |
| Masse | 409 kg (tør) |
| Højde | 1,58 m |
| Diameter | 2,24 m |
| Stød / vægtforhold | 74.5 |
| Afsnit rapport | 82.2 |
| Driftens varighed | 230 s |
| brug | Overetage |
|---|---|
| Launcher | Soyuz |
| Første fly | 05. oktober 1965 |
| Status | Operationel |
| Land |
Sovjetunionen Rusland |
|---|---|
| Bygger | KB Khimautomatiki |
Den RD-0110 er en russisk flydende drivmiddel raketmotor bruges til magten den øverste fase af sovjetiske og senere russiske løfteraketter af Soyuz familien .
Historisk
Den RD-0110 raketmotor blev udviklet i midten af 1960'erne af den OKB-154 tegnestue (siden da KB Khimautomatiki ) til fremdrift af Block I øverste trin af Molnia raket ansvarlig for markedsføringen telekommunikationssatellitter på en høj bane. RD-0110 er en version, der stammer fra RD-0108, som driver Voskhod dedikeret til bemandede rumflyvninger og med et krav om pålidelighed. RD-108 i sig selv stammer fra RD-0107 raketmotoren udviklet mellem 1960 og 1961 til R-9 ballistisk missil . Raketmotoren blev efterfølgende brugt af stort set alle versioner af Soyuz- løfteraket . Den erstattes gradvist af en moderniseret version kaldet RD-0124 udviklet i midten af 1990'erne. Sidstnævnte bruger en iscenesat forbrændingscyklus i modsætning til RD-0110, der bruger en mindre effektiv gasgeneratorcyklus.
Tekniske egenskaber
Den RD-0110 raket motor har fire forbrændingskamre drevet af en enkelt turbopump der brænder en blanding af petroleum og flydende oxygen . Motoren har et tryk på 298 kN i vakuum. Trykket i forbrændingskamrene er 6,82 MPa . Dysesektionsforholdet er 8,2, og forholdet mellem vægt og tryk er 74,5. Turbopumpen aktiveres af en gasgenerator, hvis gasser derefter dirigeres til fire små verniermotorer med en enhedskraft på 6 kN, som er orienterbare langs en akse og gør det muligt at orientere stødkraften i rulle, pitch og yaw. Motoren, som har en tør masse på 408 kg, er 1,58 m høj og har en diameter på 2,24 m . Forholdet mellem blandingen af ilt / kerozen er 2,2. Motoren kan kun startes en gang.
Noter og referencer
- (in) Y Demianenko A. Dmitrenko, A. Ivanov og V. Pershin (juli 2005) " Turbopomps for Gas Generator and Stages Combustion Cycle Rocket Engines " (pdf) i Joint Propulsion Conference , 1.1, Tucson (Arizona) AIAA. Adgang til 3. juni 2016.
- (i) Patric Blau, " Soyuz FG - Launch Vehicle " på spaceflight101.com (tilgængelige på 3 juni 2016 )