El TR-201 o TR201 es un motor de cohete hipergólico alimentado a presión que se utiliza para propulsar la etapa superior del cohete Delta , denominado Delta-P , de 1972 a 1988. El motor de cohete utiliza Aerozine 50 como combustible y N
2O
4como oxidante. Fue desarrollado a principios de la década de 1970 por TRW como un derivado del motor de descenso del módulo lunar (LMDE) . Este motor usaba un inyector de pivote inventado por primera vez por Gerard W. Elverum Jr. [1] [2] [3] y desarrollado por TRW a finales de la década de 1950 y recibió la patente de EE. UU. En 1972. [4] Esta tecnología y diseño de inyector también se utiliza en Motores SpaceX Merlin . [5]
País de origen | Estados Unidos |
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Fecha | 1972–1988 |
Fabricante | TRW |
Solicitud | Etapa superior / propulsión de naves espaciales |
Predecesor | LMDE |
Estado | Retirado |
Motor de combustible líquido | |
Propulsor | norte 2O 4/ Aerozine 50 |
Configuración | |
Cámara | 1 |
Actuación | |
Empuje (vac.) | 41,90 kN (9.419 libras · pie) |
Relación empuje-peso | 31,4 |
Presión de la cámara | 7,00 bares |
Yo sp (vac.) | 301 s (3050 N⋅s / kg) |
Dimensiones | |
Largo | 2,27 m (7,44 pies) |
Diámetro | 1,38 m (4,52 pies) |
Peso en seco | 113 kg (249 libras) |
Utilizado en | |
Delta-P , segunda etapa de Delta (familia de cohetes) |
La cámara de empuje se desarrolló inicialmente para el módulo lunar Apollo y posteriormente se adoptó para la segunda etapa del vehículo de lanzamiento prescindible Delta. El motor realizó 10 vuelos durante el programa Apollo y 77 durante su carrera en Delta entre 1974 y 1988. El TRW TR-201 fue reconfigurado como una versión de empuje fijo del LMDE para la etapa 2 de Delta. La operación de arranque múltiple es ajustable hacia arriba. hasta 55,6 kN y rendimiento de propulsor hasta 7.711 kg; y el motor se puede adaptar a boquillas de relación de expansión opcionales. El desarrollo del innovador diseño de la cámara de empuje y el pivote se atribuye al ingeniero aeroespacial de TRW Gerard W. Elverum Jr. [6] [7]
La cámara de combustión consta de una caja de aleación de titanio con revestimiento ablativo con una relación de área de 16: 1. La fabricación de la caja de aleación de titanio 6Al4V se logró maquinando la parte de la cámara y la parte del cono de salida de las piezas forjadas y soldandolas en una unidad en la línea central de la garganta. El revestimiento ablativo se fabrica en dos segmentos y se instala desde cualquier extremo. La forma de la extensión de la boquilla es tal que el revestimiento ablativo queda retenido en el cono de salida durante el transporte, lanzamiento y refuerzo. Durante el encendido del motor, las cargas de empuje fuerzan el revestimiento del cono de salida contra la carcasa. El conjunto del extremo de la cabeza de titanio que contiene el inyector Pintle y los subcomponentes de la válvula propulsora se fija con 36 pernos de acero A-286 de 1 ⁄ 4 de pulgada (6.4 mm).
Para mantener las temperaturas máximas de funcionamiento de la caja de titanio en las proximidades de 800 ° F, el revestimiento ablativo se diseñó como un material compuesto que proporciona el máximo disipador de calor y el peso mínimo. La configuración seleccionada consistió en una tela de sílice / material fenólico de alta densidad resistente a la erosión rodeada por una estera de sílice / aislamiento fenólico de fieltro liviano.
El inyector de pivote instalado, exclusivo de los sistemas de propulsión líquida diseñados por TRW, proporciona una confiabilidad mejorada y un método menos costoso de impacto del oxidante de combustible en la cámara de empuje que los inyectores coaxiales convencionales de elementos distribuidos que se usan típicamente en motores de cohetes bipropelentes líquidos.
Especificaciones
- Número volado: 77 (configuración Delta 2000)
- Masa seca: 300 libras con extensión de boquilla de columbio ( niobio ) instalada
- Longitud: 51 pulgadas - accesorio de cardán a la punta de la boquilla (menos la extensión de la boquilla)
- Diámetro máximo: 34 pulgadas (menos la extensión de la boquilla)
- Montaje: accesorio cardán sobre inyector
- Ciclo del motor: alimentado por presión (depósito de 15,5 atm)
- Combustible: 50:50 N 2 O 4 / UDMH ( Aerozine 50 ) a 8,92 kg / s
- Oxidante: tetróxido de dinitrógeno a 5,62 kg / s
- Relación oxidante: combustible: 1,60
- Empuje, vacío: 42,923 kN
- Impulso específico, vacío: 303 s
- Relación de expansión: 16: 1 sin extensión de boquilla; 43: 1 con extensión de boquilla
- Refrigeración, cámara de empuje superior: película
- Refrigeración, cámara de empuje inferior: fenólico de cuarzo ablativo;
- Refrigeración, extensión de la boquilla: radiativa
- Presión de la cámara: 7,1 atm
- Encendido: hipergólico, iniciado por una señal eléctrica de 28 V a las válvulas solenoides de encendido / apagado
- Tiempo de funcionamiento: 500 s para un total de 5 arranques; 10 × 350-s de una sola quemadura
Uso delta
El motor TR-201 se utilizó como segunda etapa para 77 lanzamientos de Delta entre 1972 y 1988. El motor tuvo un récord de confiabilidad del 100% durante este período operativo de 15 años. [8]
Referencias
- ^ Patente estadounidense 3.205.656 , Elverum Jr., Gerard W., "Motor de cohete bipropelente de empuje variable", emitida el 25 de febrero de 1963
- ^ Patente de Estados Unidos 3.699.772 , Elverum Jr., Gerard W., "Inyector coaxial de motor cohete propulsor líquido", emitida 1968-01-08
- ^ RECORDANDO A LOS GIGANTES - Desarrollo de la propulsión del cohete Apolo . NASA. págs. 73–86.
- ^ "Características de rendimiento y herencia del motor TRW Pintle" (PDF) . Cite journal requiere
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( ayuda ) - ^ "TR-201" . Enciclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 6 de julio de 2008 . Consultado el 4 de junio de 2012 .
- ^ Patente de Estados Unidos 3.699.772 , Elverum Jr., Gerard W., "Inyector coaxial de motor cohete propulsor líquido", emitida 1968-01-08
- ^ Patente estadounidense 3.205.656 , Elverum Jr., Gerard W., "Motor de cohete bipropelente de empuje variable", emitida el 25 de febrero de 1963
- ^ "Delta P" . Enciclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 17 de junio de 2012 . Consultado el 4 de junio de 2012 .