S1,5400
Raketový motor S1.5400
Motor S1.5400 k vidění v muzeu společnosti RKK Energia
| Typ motoru | Postupné spalování |
|---|---|
| Ergoly | Petrolej / kapalný kyslík |
| Tah | 69 kN (ve vakuu) |
| Specifický impuls | 340 s (prázdné) |
| Opětovné zapálení | Ne |
| Řiditelný motor | Ano |
| Hmotnost | 153 kg (suchý) |
| Poměr tah / hmotnost | 46 |
| Doba provozu | 285 s |
| Popsaný model | S1.5400A |
| použití | Vyšší patro |
|---|---|
| Spouštěč | Molnia , Sojuz-2-1v , Proton a Zenit |
| První let | 1960 |
| Postavení | odešel ze služby v roce 2010 |
| Země | SSSR |
|---|---|
| Stavitel | OKB 1 |
S1.5400 (11D33) je sovětský 7t tah na kapalná paliva raketový motor s použitím směsi petroleje / kapalného kyslíku hnací plyny používané k pohonu L bloku horního stupně a na Molnia spouštěči . Je to první motor, který implementoval postupné spalování s výhodou zvláště vysokého specifického impulzu . Více než 320 příkladů tohoto motoru navrženého OKB 1 vzlétlo mezi lety 1960 a 2010, kdy byl stažen odpalovač Molnia.
Historický
S1.5400 (11D33) Tekuté palivo raketového motoru byl první motor použít představil spalovacího cyklu, aby bylo dosaženo vysoké specifický impuls (účinnost). Vyvíjí jej výzkumné oddělení Korolev ( OKB 1 dnes RKK Energia ) v letech 1958 až 1960 pod vedením inženýra VM Melnikova. Funkční principy byly zdokonaleny během testů prováděných na zemi v roce 1958. Předpalovací hořák pomocí hnacích plynů z odpalovacího zařízení generuje horké plyny, které před vstřikováním do spalovací komory pohánějí turbočerpadlo . Tato pokročilá, ale složitější technika, sovětská inovace, umožňuje získat vyšší specifický impuls (7 až 10%) než dosud používaná technika generátoru plynu. Motor S1.5400 byl používán od roku 1960 na horním stupni Block L odpalovacího zařízení Molnia odpovědného za umístění vesmírných sond a telekomunikačních satelitů programu Venera na oběžnou dráhu . Motor vyvinutý OKB-1 je produkován v řadě za OKB-2 z Alexey Issayev .
motor S1.5400 je použit poprvé 10. října 1960. První verze raketového motoru, používaná v letech 1960 až 1967, je jednou z hlavních příčin obzvláště vysoké poruchovosti odpalovače Molnia (20 poruch ze 40 startů). Tato verze se používá k umístění vesmírných sond Luna 4-14 , Mars 1-3 , Venera 1-8 na meziplanetární dráhu . Kvůli konstrukční chybě bylo v určité konfiguraci blokováno vypalování práškového bloku BOZ odpovědného za spuštění turbočerpadla. Původ anomálie byl zjištěn až po několika letech, protože blok L byl zapálen nad Atlantským oceánem mimo dosah sovětských sledovacích antén odpovědných za sběr telemetrie . Byla vyvinuta nová verze odpalovacího zařízení, které opravilo anomálii pomocí bloku L nesoucího téměř 2 tuny dalších pohonných hmot a motoru S1.5400A s mírně vylepšeným výkonem. První verze je naposledy použita na22. října 1967. 280 kopií vylepšené verze letí mezi4. října 1965 a 30. září 2010 (13 poruch).
Technická charakteristika
S1.5400 kapalná paliva raketový motor je použit k pohonu L bloku horní fáze. To spálí petrolej / kapalný kyslík hnací směsi . L blok je používán, zatímco launcher je ve vesmírném vakuu také zahájit Turbočerpadlo sovětští inženýři uchýlit k druhému inovace: malé pevné raketového paliva (BOZ) se krátce vypálené s dvěma cíli. Vyrobený tah tlačí pohonné hmoty, které byly v tancích rozptýleny bez gravitace, proti dnu a zaručuje počáteční přísun do motoru. Kromě toho plyny produkované blokem prášku pohánějí malou turbínu, která otáčí turbočerpadlem . To je následně strženo plyny produkovanými předspalovací komorou . Plyny, které se používají k pohonu turbočerpadla, jako ty, které zrychluje, se vstřikují do spalovací komory. Tlak ve druhém je 54 barů. Orientaci motoru lze změnit o 3 °, což umožňuje řízení postoje odpalovacího zařízení v zatáčce a ve stoupání . Ovládání naklánění zajišťují dva pomocné motory s tahem 100 newtonů. Po nastartování motoru se uvolní BOZ. Po vypnutí motoru S1.5400 nelze znovu spustit. Ve druhé implementované verzi běží 285 sekund.
Byly použity dvě verze motoru:
| Vlastnosti | S1.5400 (11D33) | S1.5400A (11D33M) |
|---|---|---|
| Tah | 67 kN | 69 kN |
| Specifický impuls | 340 s. | 342 s. |
| Doba hoření | 192 s. | 285 s. |
| Tlak ve spalovací komoře | 53,5 barů | 54 barů |
| Hmotnost | 153 kg | 148 kg |
| Počet kopií | 40 | 294 |
| Použijte data | 1960-1967 | 1965-2010 |
Poznámky a odkazy
- (in) George Paul Sutton a Donald M Ross, Rocket Propulsion Elements: An Introduction to the Engineering of Rockets , New York, John Wiley,2001, 7 th ed. , 751 str. ( ISBN 978-0-471-83836-4 , OCLC 1659647 ) , s. 722
- (in) Mark Wade, „ S1.5400 “ v Encyclopedia Astronautica (přístup 11. února 2018 )
- (de) Bernd Leitenberger, „ Die Semjorka Trägerrakete “ , na bernd-leitenberger.de (zpřístupněno 11. února 2018 )
- (in) Mark Wade, „ S1.5400A “ v Encyclopedia Astronautica (přístup 11. února 2018 )