S5.142
| 原開発国 |  ロシア |
|---|---|
| 使用期間 | 1990-1996 |
| 初飛行 | 1996-02-21 (ソユーズ TM-23) |
| 設計者 | KB KhIMMASH |
| 目的 | 姿勢制御推進装置 |
| 前身 | 11D427M |
| 現況 | 生産中 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進薬 | N2O4 / UDMH |
| 混合比 | 1.85 |
| サイクル | 加圧供給式 |
| 構成 | |
| 燃焼室 | 1 |
| ノズル比 | 45 |
| 性能 | |
| 推力 (vac.) | 25 N (5.6 lbf) |
| 燃焼室圧力 | 0.88 MPa (128 psi) |
| Isp (vac.) | 285秒 (2.79 km/s) |
| 燃焼時間 | 25,000秒間 |
| 再起動 | 300,000 |
| 寸法 | |
| 全長 | 180 mm (7.1 in) |
| 直径 | 136 mm (5.4 in) |
| 乾燥重量 | 0.9 kg (2.0 lb) |
| 使用 | |
| KTDU-80 | |
| リファレンス | |
| 出典 | [1][2][3][4][5] |
S5.142 (別名 DST-25)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[1]。有人宇宙船の推進器として使用される。[5] 現在はソユーズ-TMA-M宇宙船の推進モジュールであるKTDU-80の低推力推進器(DPO-M)として装備される。[3] S5.142は25 N (5.6 lbf)の推力を燃焼室圧力0.88 MPa (128 psi)で生み出し、ノズル膨張比が45で到達比推力は285秒 (2.79 km/s)である。[1] 300,000回の始動と累計燃焼時間25,000秒が可能で1回の燃焼は0.03秒から4,000秒までである。それぞれのユニットの重量は0.9 kg (2.0 lb)である。[1][5]
派生型[編集]
エンジンはソユーズ TM-23以降の有人ロシアの宇宙計画で使用される。[1] 2形式の派生型がある:[4]
- S5.142 (別名 DST-25): DPO-M (姿勢制御スラスタ)としてソユーズ-TM以降のKTDU-80ユニットで使用される。[1]
- S5.142A: アンガラロケットの上段のKVTKに装備されたS5.142の派生型[4]
関連項目[編集]
出典[編集]
- ^ a b c d e f “ЖРДМТ от 0,5 кгс до 250 кгс” [Small thrust jet engine from 0.5 kgf to 250 kgf]. KB KhIMMASH language=Russian. 2015年7月25日閲覧。
- ^ “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。
- ^ a b “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 c “Основные двигатели разработки КБХМ” [The main engines produced by KbKhA] (Russian). 2015年7月25日閲覧。
- ^ a b c RKK エネルギア (June 1999). “3.17. Комбинированная Двигательная Установка (КДУ) (Combined Propulsion System)”. Soyuz Crew Operations Manual (SoyCOM) (ROP-19) Final. pp. 122–129
外部リンク[編集]
