С5,98M

Den aktuelle version af siden er endnu ikke blevet gennemgået af erfarne bidragydere og kan afvige væsentligt fra den version , der blev gennemgået den 6. juni 2021; checks kræver 10 redigeringer .
S5.98M
GRAU-indeks : 14D30
Type LRE åben cyklus
Brændstof Usymmetrisk dimethylhydrazin
Oxidationsmiddel dinitrogentetroxid
forbrændingskamre en
Land USSR
Brug
Driftstid 1990 - nu i.
Ansøgning RB-familien "Breeze"
Baseret på C5,92
Produktion
Konstruktør Design Bureau of Chemical Engineering opkaldt efter A. M. Isaev
Skabelsetiden slutningen af ​​1980'erne
Betegnelse 14D30
Vægt-
og størrelsesegenskaber
Vægt 95 kg
Højde 1150 mm
Diameter 948 mm
Driftsegenskaber
fremstød Vakuum: 19,62 kN (2,0 tf)
Specifik impuls Vakuum: 328,6 s (3223,5 m/s)
Arbejdstimer i alt: 3200 fra
én start: 2500 s
Tryk i forbrændingskammeret 97-100 kgf/cm² (9,5-9,8 MPa )
Oxidationsmiddel/brændstofforhold 2,0±0,04
 Mediefiler på Wikimedia Commons

S5.98M ( GRAU Index - 14D30 ) er en flydende raketmotor udviklet på KBKhM opkaldt efter V.I. Isaev i anden halvdel af 1980'erne baseret på C5.92-motoren fra Phobos automatiske interplanetariske station , hvis prototype igen var LRE for landingsstadiet for Luna-16 månestationen [1] .

Den bruges i de øvre trin "Breeze-K", "Breeze-KM" (på den lette løfteraket " Rokot ", planlagt til løfteraketten " Angara-1.2 " [2] ) og "Breeze-M" (på den tunge løfteraketter " Proton-M ", er planlagt til mellem- og tunge løfteraketter "Angara-A3" og "Angara-A5" [2] ) [1] .

Oprettelseshistorie

De første test af prototypen i rummet fandt sted på AMS " Phobos-1 " og " Phobos-2 ", lanceret i 1988, mens prototypen på "Phobos-2" demonstrerede muligheden for flere tænder (op til 5 gange) under flyvningen). S5.98M -motor Bestod flyveprøver i 1991 og 1994 som en del af det øverste trin 14S12 "Breeze-K" af løfteraketten 14A01R "Rokot" , og demonstrerede også op til fem indeslutninger under flyvning.

Med hensyn til opsendelsen af ​​den eksperimentelle Rokot løfteraket, udført den 20. november 1990 langs en suborbital bane, er der modstridende data:

Konstruktion

S5.98M - motoren er et-kammer, åben cyklus, designet til flere tænder (op til otte starter) og langtidsdrift (op til 3200 sekunder), med et turbopumpesystem til at forsyne brændstofkomponenter ( AT - UDMH ) . Gasgeneratoren kører på brændstoffets hovedkomponenter. Styringen af ​​trykvektoren langs hældnings- og krøjningskanalerne udføres ved en planparallel forskydning af kameraet langs skinneføringerne.

Raketmotoren er forenet med S5.92-motoren , som bruges som en del af Fregat -øverste trin (brugt som en del af Soyuz- og Zenit -raketvognene ), og adskiller sig hovedsageligt i TNA-designet og en lidt større masse.

Se også

Noter

  1. ↑ 1 2 Afanasiev I., Vorontsov D. Russiske rumraketmotorer med høj kraft  // “Rise. National Aerospace Journal. - Aeromedia LLC, 2004. - Udgave. nr. 40 , nr. 4 . - S. 70-78 . — ISSN 1819-1754 . Arkiveret fra originalen den 31. maj 2022.
  2. ↑ 1 2 Angara løfteraketfamilien . Af. GKNPTs hjemmeside Khrunichev . Hentet 11. september 2010. Arkiveret fra originalen 18. januar 2017.
  3. ↑ Kirilov V. "Roar" ændrer "indholdet" (utilgængeligt link) . Magasinet " Cosmonautics News ". Hentet 9. september 2010. Arkiveret fra originalen 31. maj 2008. 
  4. ↑ Mokhov V. "Rokot" starter fra Plesetsk (utilgængeligt link) . Magasinet " Cosmonautics News " (juli 2000). Hentet 11. september 2010. Arkiveret fra originalen 17. november 2010. 
  5. ↑ MILITÆRE RUM. Mindeværdige datoer . Avis " Røde Stjerne " (28. december 2004). Hentet 9. september 2010. Arkiveret fra originalen 19. februar 2005.
  6. ↑ Vladimir Putin modtog råd på Fili . AviaPort.Ru (22. januar 2002). Hentet 9. september 2010. Arkiveret fra originalen 5. februar 2012.
  7. ↑ Anatoly Zak. Naryad-  programmet . RussianSpaceWeb.com. Hentet 11. september 2010. Arkiveret fra originalen 5. februar 2012.

Links