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| 原産国 | ロシア |
|---|---|
| 日付 | 1990-1996 |
| 初飛行 | 1996-02-21 (ソユーズTM-23 ) |
| デザイナー | KB キムマッシュ |
| 応用 | 姿勢制御スラスター |
| 前任者 | 11D427M |
| 状態 | 引退 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進剤 | N2O4 /過酸化水素 |
| 混合比 | 1.85 |
| サイクル | 圧力供給 |
| 構成 | |
| チャンバー | 1 |
| ノズル比 | 45 |
| パフォーマンス | |
| 推力、真空 | 25 N (5.6 lbf) |
| チャンバー圧力 | 0.88 MPa (128 psi) |
| 比推力、真空 | 285秒（2.79km/秒） |
| 燃焼時間 | 25,000秒 |
| 再起動 | 30万 |
| 寸法 | |
| 長さ | 180 mm (7.1 インチ) |
| 直径 | 136 mm (5.4 インチ) |
| 乾燥質量 | 0.9 kg (2.0 ポンド) |
| 使用される場所 | |
| KTDU-80 | |
| 参考文献 | |
| 参考文献 | [1] [2] [3] [4] [5] [6] |
S5.142 （別名DST-25）は、O/Fが1.85のN 2 O 4 / UDMHを燃焼する液体加圧式ロケットエンジンです。[ 1 ]有人宇宙船の推進用途に使用されます。 [ 5 ]ソユーズTMからソユーズTMA-MまでのKTDU-80推進モジュールで低推力スラスタ（DPO-M ）として使用されました。[3]ソユーズMS以降、KTDU-80ではDPO-Mは使用されなくなりました。[6]
S5.142は、チャンバー圧力0.88MPa（128psi）とノズル膨張45で25N（5.6lbf）の推力を生成し、比推力285秒（2.79km/s）を達成します。[1]総発射時間は25,000秒で300,000回の始動が可能で、0.03秒から4,000秒の単一燃焼が可能です。各ユニットの重量は0.9kg（2.0lb）です。[1] [5]
バージョン
このエンジンは、ソユーズTM-23以来、ロシアの有人 宇宙計画で使用されています。[1] 2つのバージョンがあります: [4]
- S5.142（別名DST-25）：ソユーズTMのKTDU-80ユニットからソユーズTMA-MまでDPO-M（姿勢制御スラスタ）として使用されたバージョン。[1]
- S5.142A : S5.142をアンガラロケットのKVTK上段に適応させたバージョン。[4]
参照
参考文献
- ^ abcdef "ЖРДМТ от 0,5 кгс до 250 кгс" [0.5 kgfから250 kgfまでの小型推力ジェットエンジン] (ロシア語)。KB KhIMMASH。2013年4月23日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ "Двигатели 1944-2000: Аавиационные, Ракетные, Морские, Промыленные" [Aviadvigatel 19442-2000: 航空、ロケット、海軍、産業] (PDF) (ロシア語)。 75–81ページ。2015 年 7 月 25 日に取得。
- ^ ab ピレット、ニコラス。 「Le système de propulsion du vaisseau Soyouz」[ソユーズ宇宙船の推進システム] (フランス語)。コスモナフティカ.com 。2015 年 7 月 14 日に取得。
- ^ abc "Основные двигатели разработки КБХМ" [KbKhA が製造した主要エンジン] (ロシア語) 。2015 年 7 月 25 日に取得。
- ^ abc RKK エネルギア(1999 年 6 月)。 「3.17. Комбинированная Двигательная Установка (КДУ) (複合推進システム)」。ソユーズ乗組員運用マニュアル (SoyCOM) (ROP-19) 最終版。 pp. 122–129 – NASASpaceFlight.com 経由。
- ^ ab Zak, Anatoly (2016-07-07). 「ソユーズMS宇宙船の推進システム」。ロシア宇宙ウェブ。2016年7月6日閲覧。
外部リンク
- KB KhIMMASH 公式ページ (ロシア語) 2013-04-23 にWayback Machineでアーカイブ