LR-87 - Википедия - LR-87

LR87
Titan I XLR87 Rocket Engine.jpg
Ракетный двигатель XLR87
Страна происхожденияСоединенные Штаты
ПроизводительАэроджет
ЗаявлениеТитан Главный двигатель
Жидкостный двигатель
Пропеллент
ЦиклГазогенератор
Спектакль
Тяга (вакуум)733 кН
Тяга (SL)LR87-3: 647 кН
Давление в камере40–59 бар
язр (Vac.)2,840 Н ‑ с / кг (290 с)
язр (SL)2,510 Н ‑ с / кг (256 с)
Размеры
Длина
  • 3.13–3.84 м
  • LR87 LH2: 4,00 м
Диаметр1.14 м
Сухой вес839 кг
Двигатель LR87 в Национальном музее ВВС США, Дейтон, Огайо
Титан IVB первый этап показа двигателя LR87
Titan I LR87 в Кордел, Джорджия

В LR87 был американцем жидкое топливо ракетный двигатель, который использовался на первых этапах Титан межконтинентальные баллистические ракеты и ракеты-носители. Состоит из сдвоенных двигателей с отдельными камерами сгорания и турбонасосного оборудования,[1] считается единым целым.[2] LR87 впервые поднялся в воздух в 1959 году.

LR87 был разработан в конце 1950-х годов Аэроджет. Это был первый серийный ракетный двигатель, способный (в своих различных моделях) сжигать три наиболее распространенных комбинации жидкого ракетного топлива: жидкий кислород /РП-1, четырехокись азота /Аэрозин 50 (смесь 50:50 по массе гидразин и UDMH ) и жидкий кислород /жидкий водород. Двигатель работал по разомкнутому газогенераторному циклу, имел сопло и камеру сгорания с регенеративным охлаждением. Более поздние версии имели дополнительные фланцы с абляционным охлаждением. LR87 послужил образцом для LR-91, которая использовалась во второй ступени ракеты «Титан».

Это был двигатель с фиксированной тягой, который нельзя было дросселировать или перезапускать в полете. LR87 обеспечивал тягу примерно 1900 килоньютон (430 000 фунтов). Ранние двигатели LR87, используемые на Титан I горел РП-1 и жидкий кислород. Поскольку жидкий кислород криогенный, его нельзя было хранить в ракете в течение длительного времени, и его необходимо было загрузить до запуска ракеты. Для Титан II, двигатель был переоборудован для использования Аэрозина 50 и тетроксида азота, которые являются гиперголичный и хранить при комнатной температуре. Это позволяло держать ракеты Titan II полностью заправленными и готовыми к запуску в короткие сроки.

Варианты

LR87-3

Используется на Титан I, LR87-3 сжигал жидкий кислород и RP-1. После отказа от ракетной программы «Титан» эти двигатели больше не применялись. LR87-3 был также испытан с LOX / H2 и NTO / Aerozine 50, что сделало его одним из очень немногих двигателей, которые работали на трех различных комбинациях топлива.[3]

Рабочие параметры

  • Толкать (уровень моря ): 647 кН
  • Толкать (вакуум ): 733 кН
  • Удельный импульс (вакуум): 2,840 Н ‑ с / кг (290 с)
  • Удельный импульс (уровень моря ): 2,510 Н ‑ с / кг (256 с)
  • Время горения: 139 секунд
  • Вес: 839 кг
  • Длина: 3,13 м
  • Диаметр: 1,53 м
  • Камеры: 1
  • Давление в камере: 4.0 МПа
  • Температура камеры: ~ 3300 ° C
  • Коэффициент расширения: 8: 1
  • Соотношение LOX:РП-1: 1.91:1
  • Коэффициент тяги: масса: 87,2

LR87-5

Модифицирован для сжигания тетроксида азота и Aerozine 50 для Титан II. Двигатель был в целом легче и проще, чем его предшественник, отчасти из-за использования гиперголичный пороха, не нуждающиеся в независимой системе зажигания.

Рабочие параметры

  • Толкать (уровень моря ): 956,5 кН
  • Толкать (вакуум ): 1096,8 кН
  • Удельный импульс (вакуум): 2,910 Н ‑ с / кг (297 с)
  • Удельный импульс (уровень моря ): 2,540 Н ‑ с / кг (259 с)
  • Время горения: 155 секунд
  • Вес: 739 кг
  • Длина: 3,13 м
  • Диаметр: 1,14 м
  • Камеры: 2
  • Давление в камере: 5,4 МПа
  • Температура камеры: ~ 3000 ° C
  • Степень расширения: 8: 1
  • Расход топлива: 750 кг / с
  • Соотношение N2О4:Аэрозин 50: 1.93:1
  • Коэффициент тяги: масса: 151,34

LR87-7

Доработанные версии LR87-5 адаптированы под нужды Программа Близнецы. Характеристики были аналогичны предыдущей версии, только уменьшалось давление в камере и тяга сопла для соответствия требованиям, предъявляемым человеком. Эта версия использовалась только на Титан II GLV.

Рабочие параметры[4]

LR87-9

Используется на Titan IIIA, IIIB и IIIC

Рабочие параметры

  • Тяга (уровень моря): 1941,7 кН
  • Тяга (вакуум): 2339,9 кН
  • Удельный импульс (на уровне моря): 252 s
  • Удельный импульс (вакуум): 304 s
  • Время горения: 150 секунд

LR87-11 / LR-87-11A

Используется на Titan 24B, 34B, IIIBS, IIID, 34D, 34D7, IIIE. LR-87-11A использовался на Titan IV A / B.

Рабочие параметры

  • Тяга (на уровне моря): 2001,7 кН
  • Тяга (вакуум): 2413,2
  • Удельный импульс (на уровне моря): 252 s
  • Удельный импульс (вакуум): 304 s
  • Время горения: 146–185 секунд (Titan IIID, 146 секунд; Titan IVB, 185 секунд)

LR87 LH2

Модифицирован для сжигания жидкого кислорода и жидкого водорода. Развитие совпало с другими вариантами конца 1950-х годов. По сравнению с -3 он имел ряд изменений, связанных с использованием более легкого и холодного жидкого водорода. Помимо прочего, были заменены топливная форсунка с турбонаддувом и турбонасос.[5] В общей сложности 52 статических испытания были выполнены без серьезных проблем. Аэроджет принимал участие в процессе выбора нового двигателя для второго этапа Сатурн IB и Сатурн V. Хотя LR87 LH2 был лучшим по 10 из 11 критериев, НАСА выбранный Rocketdyne J-2. Извлеченные уроки были использованы при разработке Aerojet. М-1

Расчетные параметры

Смотрите также

Рекомендации

  1. ^ «LR87-5». Astronautix. Получено 6 января, 2015.
  2. ^ «Архивная копия». Архивировано из оригинал на 2010-12-25. Получено 2010-12-25.CS1 maint: заархивированная копия как заголовок (связь) получено 27 марта 2014 г.
  3. ^ Саттон, Джордж П., История жидкостных ракетных двигателей, Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики, 2006 г., ISBN  1-56347-649-5, п. 383
  4. ^ «LR87-7». Astronautix. Получено 20 апреля, 2016.
  5. ^ Саттон, Джордж П., История жидкостных ракетных двигателей, Рестон, Вирджиния: Американский институт аэронавтики и астронавтики, 2006 г., ISBN  1-56347-649-5, п. 382

[1]

внешняя ссылка

  1. ^ Брюгге, Норберт. "Титан III / IV Движение". B14643.de. Норберт Брюгге. Получено 20 июн 2017.