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| 原産国 | アメリカ合衆国 |
|---|---|
| 日付 | 1972–1988 |
| メーカー | TRW |
| 応用 | 上段 |
| 前任者 | LMDE |
| 状態 | 引退 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進剤 | N 2 O 4 /エアロジン 50 |
| サイクル | 圧力供給エンジン |
| 構成 | |
| チャンバー | 1 |
| パフォーマンス | |
| 推力、真空 | 41.9 kN (9,400 lb f ) |
| 推力重量比 | 31.4 |
| チャンバー圧力 | 700 kPa (100 psi) |
| 比推力、真空 | 301秒（2.95km/秒） |
| 寸法 | |
| 長さ | 2.27 m (7 フィート 5 インチ) |
| 直径 | 1.38 m (4 フィート 6 インチ) |
| 乾燥質量 | 113 kg (249 ポンド) |
| 使用される場所 | |
| デルタ-P、デルタ（ロケットファミリー）の第2段 | |
TR -201またはTR201は、 1972年から1988年までデルタロケット（デルタPと呼ばれる）の上段を推進するために使用されたハイパーゴリック圧力供給ロケットエンジンです。ロケットエンジンは、燃料としてエアロジン50を使用し、N
2お
4酸化剤として。1970年代初頭にTRW社によって月着陸船降下エンジン（LMDE）の派生型として開発された。このエンジンは、ジェラルド・W・エルベラム・ジュニア[1] [2] [3]によって最初に発明され、1950年代後半にTRW社によって開発され、1972年に米国特許を取得したピントルインジェクターを使用していた。 [4]このインジェクター技術と設計は、SpaceXのマーリンエンジン にも使用されている。[5]
この推力室は当初アポロ月着陸船用に開発され、その後デルタの使い捨てロケット第2段に採用された。このエンジンはアポロ計画中に10回飛行し、1974年から1988年までのデルタの運用期間中に77回飛行した。TRW TR-201はデルタの第2段用にLMDEの固定推力バージョンとして再構成された。マルチスタート操作は最大55.6kN、推進剤スループットは最大7,711kgまで調整可能で、エンジンはオプションの膨張比ノズルに適合させることができる。革新的な推力室とピントルの設計の開発はTRW航空宇宙技術者のジェラルド・W・エルベラム・ジュニアの功績である[6] [7]。
燃焼室は、面積比 16:1 のアブレーション ライニングチタン合金ケースで構成されています。Ti6Al4V 合金チタンケースは、チャンバー部分と出口コーン部分を鍛造品から機械加工し、スロート中心線で 1 つのユニットに溶接することで製造されました。アブレーション ライナーは 2 つのセグメントで製造され、どちらかの端から取り付けられます。ノズル延長部の形状は、輸送、発射、およびブースト中にアブレーション ライナーが出口コーン内に保持されるようになっています。エンジン点火中、スラスト荷重によって出口コーン ライナーがケースに押し付けられます。ピントル インジェクターと推進剤バルブ サブコンポーネントを含むチタン ヘッド エンド アセンブリは、36 本の A-286 鋼1 ⁄ 4インチ (6.4 mm) ボルトで取り付けられています。
チタンケースの最高動作温度を 800 °F (427 °C) 付近に保つために、アブレーション ライナーは、最大のヒート シンクと最小の重量を提供する複合材料として設計されました。選択された構成は、軽量のニードル フェルト シリカ マット/フェノール絶縁材に囲まれた、高密度で耐腐食性のあるシリカ布/フェノール材料で構成されます。
TRW 設計の液体推進システムに特有のピントル インジェクターが搭載されており、液体二液推進剤ロケット エンジンで一般的に使用される従来の同軸分散要素インジェクターよりも信頼性が向上し、推力室内の燃料と酸化剤の衝突方法が低コストになります。
仕様
- 飛行回数: 77 (デルタ 2000 構成)
- 乾燥質量: コロンビウム (ニオブ)ノズル延長部を取り付けた状態で 300 ポンド (140 kg)
- 長さ: 51インチ - ジンバルアタッチメントからノズル先端まで（ノズル延長部を除く）
- 最大直径: 34インチ (860 mm) (ノズル延長部を除く)
- 取り付け: インジェクター上部のジンバルアタッチメント
- エンジンサイクル: 圧力供給 (15.5 atm リザーバー)
- 燃料: 50:50 N 2 O 4 /UDMH ( Aerozine 50 ) 8.92 kg/s
- 酸化剤: 四酸化二窒素 5.62 kg/s
- 酸化剤：燃料比：1.60
- 推力、真空: 42.923 kN
- 比推力、真空: 303 秒
- 膨張比: ノズル延長なしで16:1、ノズル延長ありで43:1
- 上部スラストチャンバーの冷却：フィルム
- 下部推力室の冷却：アブレーション石英フェノール樹脂
- 冷却、ノズル延長：放射
- チャンバー圧力: 7.1 atm
- 点火: ハイパーゴリック、 オン/オフソレノイドバルブへの28V電気信号によって始動
- 燃焼時間: 合計 5 回の始動で 500 秒、10 回 × 350 秒の単一燃焼
デルタの使用
TR-201エンジンは、1972年から1988年の間に77回のデルタロケット打ち上げの第2段エンジンとして使用されました。このエンジンは、15年間の運用期間中に100%の信頼性記録を保持していました。[8]
参考文献
- ^ 米国特許 3,205,656、Elverum Jr.、Gerard W.、「可変推力二液推進剤ロケットエンジン」、1963 年 2 月 25 日発行
- ^ 米国特許第 3,699,772 号、Elverum Jr.、Gerard W.、「液体推進剤ロケットエンジン同軸インジェクター」、1968 年 1 月 8 日発行
- ^ 巨人たちを偲ぶ - アポロロケット推進システム開発。NASA。pp.73–86。
- ^ Dressler, Gordon A.; Bauer, J. Martin (2000 年 7 月). TRW ピントルエンジンの伝統と性能特性(PDF) . 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Redondo Beach, CA: TRW Inc. doi :10.2514/6.2000-3871. AIAA 2000-3871. 2022 年 3 月 31 日時点のオリジナルよりアーカイブ(PDF) 。
- ^ "TR-201". Encyclopedia Astronautica. 2008年7月6日時点のオリジナルよりアーカイブ。2012年6月4日閲覧。
- ^ 米国特許第 3,699,772 号、Elverum Jr.、Gerard W.、「液体推進剤ロケットエンジン同軸インジェクター」、1968 年 1 月 8 日発行
- ^ 米国特許 3,205,656、Elverum Jr.、Gerard W.、「可変推力二液推進剤ロケットエンジン」、1963 年 2 月 25 日発行
- ^ 「Delta P」。Encyclopedia Astronautica。2012年6月17日時点のオリジナルよりアーカイブ。2012年6月4日閲覧。