11D428
| 原開発国 |  ロシア |
|---|---|
| 使用期間 | 1993–1997 |
| 初飛行 | 1997-10-05 (プログレス M-36) |
| 設計者 | NIIMash |
| 目的 | RCS推進器 |
| 前身 | 11D428A |
| 後継 | 11D428AF-16 |
| 現況 | 生産中 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進薬 | N2O4 / UDMH |
| 混合比 | 1.85±0.15 |
| サイクル | 加圧供給式 |
| 構成 | |
| 燃焼室 | 1 |
| 性能 | |
| 推力 (vac.) | 129.16 N (29.04 lbf) |
| 燃焼室圧力 | 0.88 MPa (128 psi) |
| Isp (vac.) | 291 秒 (2.85 km/s) |
| 再起動 | 500,000 |
| 寸法 | |
| 乾燥重量 | 1.5 kg (3.3 lb) |
| 使用 | |
| ソユーズ TM-28以降のソユーズとプログレス M-36以降のプログレス | |
| リファレンス | |
| 出典 | [1][2][3] |
11D428A-16 (製造社名RDMT-135M)はN2O4/UDMHをO/F1.85で燃焼する液体加圧供給式ロケットエンジンである。有人仕様の宇宙機の推進方法用途で使用される。現在はKTDU-80宇宙船推進モジュールで使用される。以前の派生型である11D428A (製造者名RDMT-135) は現在もズヴェスダISSモジュールの姿勢制御システムとして使用される。11D428A-16は129.16 N (29.04 lbf)の推力を生み出し、燃焼室圧力は0.88 MPa (128 psi)で比推力は291秒 (2.85 km/s)に到達する。500,000回の始動と燃焼時間は0.03秒から2000秒である。それぞれのユニットの重量は1.5 kg (3.3 lb)である。
派生型[編集]
このエンジンはソビエト時代のサリュート6号以降のロシアの有人宇宙飛行で使用された。3機種の主要な派生型を以下に示す:[4]
- 11D428: 1970年にサリュート1号で使用するために派生した。
- 11D428M: ヤンターリ-2Kプラットホームから開発された。1974年8月6日にコスモス697号で最初に宇宙に到達した。
- 11D428A (別名 RDMT-135): ソユーズ 7K-Sのために開発された派生型で、コスモス670号、コスモス772号とコスモス869号で飛行した。後にKTDU-426で使用された。[5]
- 11D428A-10: ズヴェスダ ISS モジュールで使用される推進器 元はミール・コアモジュールのために開発された。
- 11D428A-14: ズヴェズダ ISS モジュールで使用される推進器
- 11D428A-16 (別名 RDMT-135M): 比推力が向上した派生型。ソユーズ TM-28以降KTDU-80で使用。[6]
- 11D428AF-16:フォボス・グルントのために開発された推進器仕様。惑星試料採取ミッションのために開発された推進器。
| エンジン | 11D428A | 11D428A-16 | 11D428AF-16 |
|---|---|---|---|
| 開発 | 1968–1974 | 1968–1977 | 1993–1997 |
| エンジン Type | 液体 加圧供給式 ロケットエンジン | ||
| 推進剤 | N2O4/UDMH with 1.85 O/F ratio | ||
| 推力 | 130.5 kN (29,300 lbf) | 129.16 kN (29,040 lbf) | 123.5 kN (27,800 lbf) |
| isp | ノズル膨張比 1:56では:290秒 (2.8 km/s) ノズル膨張比 1:150では:302秒 (2.96 km/s) |
291秒 (2.85 km/s) | 306.2秒 (3.003 km/s) |
| 定格吸入圧力 | 1.77 MPa (257 psi) | 1.76 MPa (255 psi) | 1.47 MPa (213 psi) |
| ノズル | 1 | 1 | 1 |
| 燃焼時間 | 570秒間 | 2700秒間 | 50,000秒間 |
| 点火 | 500,000 | ||
| 燃焼時間 | 0.03 から 2000秒間 | ||
| 重量 | 1.2 kg (2.6 lb) | 1.5 kg (3.3 lb) | 1.9 kg (4.2 lb) |
| 全長 | 274 mm (10.8 in) | 289.5 mm (11.40 in) | 372 mm (14.6 in) |
| 直径 | 98 mm (3.9 in) | 157.4 mm (6.20 in) | |
| 用途 | ソユーズ 7K-S, ソユーズ-Tとソユーズ-TM | ソユーズ-TMA, サリュート6号, サリュート7号, ミール・コアモジュール, ズヴェスダ | フォボス・グルント |
| 出典 | [1][3][7][8][9] | ||
関連項目[編集]
出典[編集]
- ^ a b “Двигатели 1944-2000: Аавиационные, Ракетные, Морские, Промышленные” (PDF) [Aviadvigatel 19442-2000: Aviation, rocketry, naval and industry] (Russian). pp. 75–81. 2015年7月25日閲覧。
- ^ “Le système de propulsion du vaisseau Soyouz” [The propulsion system of the Soyuz spacecraft] (French). Kosmonavtika.com. 2015年7月14日閲覧。
- ^ a b “Двухкомпонентный ракетный двигатель малой тяги 11Д428А-16” [Bipropellant thruster 11D428A-16] (Russian). NIIMash. 2015年7月30日閲覧。
- ^ “История” [History] (Russian). NIIMash. 2015年7月30日閲覧。
- ^ “RDMT-135”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月30日閲覧。
- ^ RKK Energia (June 1999). “3.17. Комбинированная Двигательная Установка (КДУ) (Combined Propulsion System)”. Soyuz Crew Operations Manual (SoyCOM) (ROP-19) Final. pp. 122–129
- ^ “Двухкомпонентный ракетный двигатель малой тяги 11Д428АФ-16” [Bipropellant thruster 11D428AF-16] (Russian). NIIMash. 2015年7月30日閲覧。
- ^ “Серийный двухкомпонентный ракетный двигатель малой тяги 11Д428А” (PDF) [Bipropellant thruster 11D428A] (Russian). NIIMash. 2015年7月25日閲覧。
- ^ “RDMT-100”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月30日閲覧。
