S1.5400とは - わかりやすく解説 Weblio辞書 (original) (raw)

S1.5400A1

原開発国 ソビエト連邦
初飛行 1960-10-10[1]
最終(最新)飛行 2010-09-30[2]
設計者 OKB-1 V. M. Melnikov[3][4]
目的 上段用
搭載 モルニヤ[5]
前身 S1.5400[6]
後継 RD-58[5]
現況 引退済
液体燃料エンジン
推進薬 液体酸素[5] / RG-1[5]
サイクル 酸化剤リッチ二段燃焼サイクル[3][4][5]
構成
燃焼室 1[5]
性能
推力 (vac.) 66.69キロニュートン (14,990 lbf)[5]
燃焼室圧力 5.4 MPa (780 psi)[7]
Isp (vac.) 340秒[6]
燃焼時間 最大207秒間[7]
寸法
乾燥重量 153キログラム (340 lb)[6]
使用
モルニヤ ブロック-L[6]

S1.5400 (GRAU 分類 11D33)はソビエトで開発された液体酸素ケロシン酸化剤リッチ二段燃焼サイクルで燃焼する単ノズル液体燃料ロケットロケットエンジンである。[8] 酸化剤リッチ二段燃焼サイクルを利用した世界初のロケットエンジンであり、コロリョフ設計局イサーエフの薫陶を受けたV. M. Melnikovによってモルニヤの4段目であるブロック-L上段のために設計された。[3][4] 同様に真空中で始動、再始動する目的で設計されたソビエトで最初のエンジンでもあり、当時の量産されたエンジンで最高の比推力を備えた。[9]1958年から1960年にかけて開発された。[3] 最初の量産は1960年5月に開始され全ての燃焼試験に合格した。[9] 最初の打ち上げではブロック-Lが運転開始される前に失敗して1961年のヴェネラ1号の打ち上げ時に初めて成功した。1961年から1964年にかけての改良計画でS1.5400A1派生型(GRAU 分類 11D33M)ができた。推力が63.74キロニュートン (14,330 lbf)から66.69キロニュートン (14,990 lbf)に向上して比推力は338.5秒から340秒に向上しつつ、同重量に維持された。[6][7]

エンジンは700 °C (1,292 °F)までの温度の許容する目的で主燃焼室にチタン合金が利用されたターボポンプの初期の始動には火工品が使用された。エンジンはジンバルに装架されて2軸方向に3°まで傾けることができた。[5][9]

関連項目

出典

  1. ^Liste des lancements Molnia” (French). Kosmonavtika.com. 2015年5月30日閲覧。
  2. ^Liste des lancements Molnia-M” (French). Kosmonavtika.com. 2015年5月30日閲覧。
  3. ^ a b c d Sutton, George Paul (November 2005). “Section 4.2 Engine Systems”. History of Liquid Propellant Rocket Engines. AIAA. p. 66. ISBN 978-1563476495.
  4. ^ a b c Eckardt, Dietrich (2014). Gas Turbine Powerhouse. Oldenbourg Wissenschaftsverlag. p. 377. ISBN 978-3110359626.
  5. ^ a b c d e f g hEngines”. RSC Enegiya. 2015年5月30日閲覧。
  6. ^ a b c d e Sutton, George Paul (November 2005). “Section 8.11 Korolev's Design Buerau, late NPO Energiya”. History of Liquid Propellant Rocket Engines. AIAA. pp. 721–724. ISBN 978-1563476495.
  7. ^ a b cS1.5400A”. Encyclopedia Astronautica. 2015年5月30日閲覧。
  8. ^S1.5400”. Encyclopedia Astronautica. 2015年5月30日閲覧。
  9. ^ a b c Harvey, Brian (2007). Russian Planetary Exploration: History, Development, Legacy and Prospects. Springer-Praxis. pp. 29–31. ISBN 978-0-387-46343-8.

外部リンク

ロケットエンジン
液体燃料 低温推進剤液体水素/液体酸素 CE-7.5 CE-20 ES-702 ES-1001 HM7B J-2 LE-5 LE-5A LE-5B LE-7 LE-7A LE-9 RD-0120 RD-0146 RD-56M RL-10 RL-60 RS-68 SSME YF-73 YF-75 YF-77 ヴァルカン ヴィンチ HG-3 BE-3液体メタン/液体酸素 RS-18 LE-8 ラプター BE-4準低温推進剤ケロシン/液体酸素 F-1 H-1 NK-33 RD-0110 RD-0124 RD-107 RD-108 RD-117 RD-118 RD-120 RD-170 RD-171 RD-180 RD-191 RD-58 RD-8 RS-27 RS-27A RZ2 S1.5400A TRI-D XLR50 YF-100 ケストレル マーリン ラザフォードハイパー ゴリック 推進剤ヒドラジン系/四酸化二窒素 11D49 AJ-10 L-2 L-2.5 LE-3 LR-87 LR-91 RD-0210 RD-0212 RD-0233 RD-0235 RD-0236 RD-0255 RD-216 RD-253 RD-264 RD-270 RD-275 RD-857 RD-861K RD-869 S5.92 S5.98M YF-1 YF-20 YF-23 YF-24 YF-25 YF-40 エスタス バイキング ヴィカースケロシン/過酸化水素 ガンマ ステンター非対称ジメチルヒドラジン/硝酸 Bell 8000 RD-216
固体燃料 ブースター EAP GEM PSOM PSOM XL SRB (RSRM) SRB-A アトラスV-SRB キャスターIVA-XL下段・中段ロケット S-138 S-139 S-7 SR118 SR119 SR120 キャスター120 オライオン50上段ロケット スター48 SRM オライオン38 IUS FG-15
原子力推進 NERVA RD-0410 11B97
小推力エンジン ハイパー ゴリック推進剤 ドラコ R-4D BT-4 BT-6電気推進DCアークジェット MR-508ホールスラスタ PPS-1350 SPT-100イオンエンジン MIPS NSTAR RIT-10 UK-10 UK-T6 XIES μ1 μ10 μ10HIsp μ20
関連項目 宇宙機の推進方法 軌道投入用ロケットエンジンの比較 ロケットエンジンの推進剤
エンジンサイクル 圧送式サイクル ガス発生器サイクル 二段燃焼サイクル エキスパンダーサイクル タップオフサイクル 電動ポンプサイクル