LR-87
LR-87Roket Motoru
Titan II roketinden LR-87
| Motor tipi | Gaz jeneratörü döngüsü |
|---|---|
| Ergoller |
Azot peroksit / Aerozin 50 (LR87-5, 7, 9, 11) RP-1 / Sıvı oksijen (LR87-3) LH2 / Sıvı oksijen (LR87-LH2) |
| İtme | 968 kNewtons (zemin) |
| Yanma odası basıncı | 59 bar |
| Spesifik dürtü | 250 s. (yerde) |
| Yeniden ateşleme | Hayır |
| Modüler itme | Hayır |
| Yönlendirilebilir motor | Evet |
| kitle | 758 kilo |
| Yükseklik | 3.13 m. |
| Çap | 1.53 m. |
| İtme / ağırlık oranı | 164 |
| Bölüm raporu | 15 |
| Operasyon süresi | 200 s. |
| Tarif edilen model | LR87-11 |
| Diğer versiyonlar | LR87-3, LR87-5, LR87-7, LR87-LH2 |
| kullanım | birinci kat |
|---|---|
| Başlatıcı | titan |
| İlk uçuş | 1959 |
| Durum | üretim durdu |
| Ülke | Amerika Birleşik Devletleri |
|---|---|
| Oluşturucu | Aerojet |
LR87 bir ailesini belirtir sıvı yakıtlı roket motorları gelen Amerikan şirketi Aerojet , geliştirme hangi 1950'lerde başladı. Bu nispeten yüksek itme motorunun iki örnek zamanının (boşlukta 734 kNewtons) için ilk aşamasını tahrikli SM-68 Titan kıtalararası balistik füze ve ardından türetilmiş Titan fırlatıcı . Farklı itici gaz kombinasyonları ile uygulandı: Füzeyi iten ilk LR87-3 versiyonunda RP-1 / Sıvı oksijen , LR87-5, 7, 9, 11 versiyonları için nitrojen peroksit / Aerozine 50 ). Sonunda , Satürn V roketinin ikinci aşamasını ilerletmek için LH2 / Sıvı Oksijen iticileriyle (LR87-LH2) birlikte önerildi . Motor ilk uçuşunu 1959'da yaptı ve son kullanımı 2005'te Titan fırlatıcının geri çekilmesine karşılık geliyor . 2002'ye kadar 1.500'den fazla motor üretildi.
Tarihi
1950'lerin ortalarında, Amerika Birleşik Devletleri ilk kıtalararası balistik füzelerini geliştirdi. Amerikan Hava Kuvvetleri gelişimine paralel 1955 yılında piyasaya karar SM-68 Titan ve Atlas füzeleri : nesnel durumda alternatif bir çözüm cesur tasarımın en Atlas gelişimini, başarısız sahip olmaktır. İmal ediyordu Glenn L. Martin Şirketi sonradan oldu Martin Marietta absorbe edilmeden önce Lockheed-Martin . Atlas'tan farklı olarak, Titan füzesinin, RP-1 (gazyağı) ve sıvı oksijen karışımı yakan Aerojet LR-87-3 motorları tarafından çalıştırılan iki aşaması vardır . İlk ateşleme testleri sırasında, motor yanma dengesizliği belirtileri gösteriyor. Küçük patlayıcı yükleri ile testler yapılarak geliştirilen enjektörlere bölmeler eklenerek bunlar ortadan kaldırılır.
Titan I füzesi hala test aşamasındayken, yerine kullanılan Titan II füzesinin geliştirilmesine başlandı. Amaç, sıvı oksijen tanklarının doldurulmasıyla uygulanan 15 ila 20 dakikalık fırlatma gecikmesini önemli ölçüde azaltmak ve ayrıca patlama riskini ortadan kaldırmaktır. Yeni füze Titan I'in konfigürasyonunu alıyor ancak motorları , tanklarda oda sıcaklığında depolanabilen yeni hipergolik itici gazlar kullanıyor ve fırlatmadan önce yeniden doldurma ihtiyacını ortadan kaldırıyor. LR-87-5 motorları, itme kuvveti (ilk aşamada iki motor için zemin seviyesinde 647 kN yerine 965 kN) ve kütle ( 839 yerine 739 kg ) kazanarak 50 nitrojen peroksit ve aerozin 50 karışımını yakacak şekilde biraz modifiye edilmiştir . kg ). Amerika Birleşik Devletleri tarafından uygulanan en büyüğü olacak olan füze, 1982'de tamamen hizmetten çekilmeden önce 1962'de yaklaşık elli kopyaya konuşlandırılacak.
İçinde Kasım 1963NASA, Gemini insanlı uzay programının gemilerini fırlatmak için Titan II füzesini kullanmaya karar verdi . Başkası yok çünkü zamanda, Amerikan uzay ajansı seçeneğim yoktu Amerikan başlatıcısı 3.600 yörüngeye koyma yeteneğine kg iki koltuklu İkizler uzay aracı (Titan II 3810 yer verebilir kg içinde alçak yörünge ). Ancak fırlatıcı hala geliştirme aşamasındadır ve çok yüksek düzeyde uzunlamasına titreşimlerle ( POGO etkisi ) (+/- 2,5 g ) çalışır. NASA'nın bu seviyenin +/- 0.25 g'a düşürülmesi için insan ekipleri başlatması gerekiyor ve titreşimleri azaltan iyileştirmelerin finansmanına katılmayı kabul ediyor. Bu modifikasyonlar, özellikle motorların yanma odasındaki basıncın düşürülmesini içerir . Bu değişiklikler LR-87-7 sürümüyle sonuçlanır. NASA programı için on iki fırlatıcı ve bu sürüme uygun olmak için iki örnek üretilecek.
Titan 3 ve Titan 4 fırlatıcı versiyonları için biraz daha güçlü bir versiyon olan LR-87-11 kullanılır.İlk uçuş 1968'de gerçekleşir. Bu motor modeli, 534 kopya ile en çok inşa edilecek olan modeldir. .
1958'den itibaren Aerojet, LR87-LH2'yi, motoru çok daha verimli hale getiren oksijen ve sıvı hidrojen karışımını yakan bir motor versiyonu geliştirdi. Bu gelişme, hipergolik karışımı yakan ve kabaca eşdeğer bir bütçe gerektiren versiyonun geliştirilmesine paralel olarak yürütülmektedir. Ana modifikasyonlar, enjektörler ve yakıt pompası (hidrojen) üzerindeki turbo pompayla ilgilidir. Tüm motor ve tüm ekipmanların kopyaları ile test tankları üzerinde 58 test gerçekleştirilir. Bu gelişme 1960 yılında herhangi bir sorunla karşılaşmadan sona erdi. Ateşleme ve sönme aşamaları sorunsuz ilerler, itici gazlar% 99 verimle yakılır. Yanma kararlı. Ortaya çıkan motor, 578 kN'lik bir itme kuvvetine ve 350 saniyelik belirli bir dürtüye sahiptir (hipergolik iticili versiyona kıyasla +100 saniye). Saturn V roketinin ikinci aşamasını itecek kriyojenik itici motorun seçilmesi söz konusu olduğunda , LR87-LH2 iyi yerleştirilmiş görünüyor. Ancak, Rocketdyne'in rakip motorundan 10 özellikte daha iyi puan almasına rağmen , ikincisinin J-2'si korunuyor.
Teknik özellikler
Tipik LR87 yükleme iki özdeş aynı itme yapıya bağlı motorlar, ancak kendi başına, her biri içerir turbopump . Güç döngüsü gaz jeneratörü tipindedir . Bu, itici gazların küçük bir bölümünü yakar ve türbin pompasının türbinini çok yüksek hızda döndüren gazları üretir . İkinci sürücü iki santrifüj pompalar daha düşük hızlarda dönen , tek bir eksen ile tedarik ile yanma odası iticiler . Türbin ayrıca, türbin pompasının bilyalı yataklarını yağlamak için kullanılan bir yağ pompasını da çalıştırır . Turbopompanın özelliklerinden biri, genellikle turbo pompalara monte edilen iki bilyalı rulman yerine üç bilyalı rulmanlı şaftının kullanılmasıdır - ikisi radyal kuvvetler ve biri eksenel kuvvetler için. Yanma odası, onu sınırlayan çift duvardaki iki itici gazdan birinin dolaştırılmasıyla soğutulur. Yanma odasındaki basınç 40 bardan (sürüm 3) 59 bara (sürüm 11) kadar gider. Yerdeki itme ve belirli itme , motorun ilk versiyonu için sırasıyla 647 kN ve 256 saniyedir, ancak sonraki versiyonlar için 950 kN'nin üzerine çıkar. Yarı kriyojenik bir karışımdan (seri 3) daha az verimli hipergolik yakıtlardan birine (sonraki seri) geçişe rağmen, itme keskin bir şekilde artarken özgül dürtü azalmaz. İtişi yönlendirmek için, yine entegre olan iki motor, kardan millerine monte edilmiştir. Eğim ve sapma yönü, iki motoru krikolarla yatırarak gerçekleştirilir. Rulo oryantasyonu, gaz üreteci tarafından üretilen gazlar kullanılarak gerçekleştirilir. Meme bölüm oranı düşük: füze için 8, Titan 2 ve 15 için 10 (Titan 3 ve 4). 5. versiyondan itibaren, itici tankları basınçlandırmak için kullanılan helyumu içeren ağır alüminyum tanklar ortadan kaldırılmıştır. Artık yakıt tankı, bir ısı eşanjöründen geçerek ısıtılan gaz halindeki nitrojen peroksit ile basınçlandırılırken , oksijen tankı, bir ısı eşanjörü vasıtasıyla yakıtla soğutulan gaz jeneratöründen çıkan gazları kullanır. Bu versiyondan, turbo pompa ve enjektörler basitleştirilmiştir, gaz jeneratörü bir katı yakıt bloğu ateşleyerek çalıştırılır.
| Özellik | LR87-3 | LR87-5 | LR87-7 | LR87-11 | LR87-LH2 |
|---|---|---|---|---|---|
| İlk uçuş | 1959 | 1962 | 1962 | 1968 | 1961 (geliştirme) |
| Başlatıcı | Titan Füzesi |
Titan Missile Titan II |
Titan II | Titan 3 ve 4 | - |
| Ergoller | RP-1 / Sıvı oksijen | Azot peroksit / Aerozin 50 | LH2 / Sıvı oksijen | ||
| Üretim | 140 | ? | 212 | 534 | - |
| İtme (zemin) | 647 kN | 957 kN | 946 kN | 968 kN | 578 kN |
| Spesifik dürtü (zemin) | 256 s. | 259 s. | 258 s. | 250 s. | 350 s. |
| Yanma odasında basınç | 40 bar | 54 bar | 47 bar | 59 bar | ? |
| Nozul bölüm oranı | 8 | 8 | 9 | 15 | 8 |
| kitle | 839 kilo | 739 kilo | 713 kilo | 758 kilo | 700 kilo |
| Yükseklik | 3.13 m. | 3.13 m. | 3.13 m. | 3.13 m. | ? |
| Çap | 1.53 m. | 1.53 m. | 1.53 m. | 1.53 m. | 1.53 m. |
| Karışım oranı | 1.91 | 1.93 | 1.9 | 1.91 | |
| Ağırlık / itme oranı | 89 | 151 | 155 | 164 | 97 |
| Operasyon süresi | 138 s. | 155 s. | 139 s. | 200 s. | - |
Notlar ve referanslar
- (en) George Paul Sutton, Sıvı yakıtlı roket motorlarının tarihi , Reston, Amerikan Havacılık ve Uzay Enstitüsü,2006, 911 s. ( ISBN 978-1-563-47649-5 , OCLC 63680957 ) , s. 380-385
- (de) Bernd Leitenberger, " Die Titan 1 + 2 " (erişim tarihi 20 Kasım 2018 )
- (in) Mark Wade, " LR87 LH2 " üzerine Astronautix (erişilen 2018 11 Aralık )
- (in) Mark Wade, " LR87-3 " üzerine Astronautix (erişilen 2018 11 Aralık )
- (in) Mark Wade, " LR87-5 " üzerine Astronautix (erişilen 2018 11 Aralık )
- (in) Mark Wade, " LR87-7 " üzerine Astronautix (erişilen 2018 11 Aralık )
- (in) Mark Wade, " LR87-11 " üzerine Astronautix (erişilen 2018 11 Aralık )