LR-91

Z Wikipedie, otevřené encyklopedie
Skočit na navigaci Skočit na vyhledávání
LR-91
LR91-AJ-11 rocket engine.jpg
Země původu USA USA
Výrobce Aerojet
Účel Motor druhého stupně
Použití Titan
Status Vyřazen
Související vývoj LR-87
První let 1959
Poslední let 2005
Počet použitých 440+
Varianty XLR-91, LR-91-3, LR-91-5, LR-91-9, LR-91-11
Specifikace
Tah (vakuum) 467 kN
Tah (hladina moře) 232 kN
Isp (vak) 316 s (3100 N.s/kg)
Isp (hlm) 160 s (1570 N.s/kg)
Poměr tah/hmotnost 80,85
Doba zážehu 247 s
Druh pohonných látek Kapalné
Palivo Aerozin-50
Okysličovadlo N2O4
Cyklus Otevřený s turbočerpadlem
Spotřeba Aerozin-50: 54,7 kg/s
N2O4: 97 kg/s
Regulace tahu Ano
Chlazení Regenerativní: spalovací komora
Ablativní: tryska
Expanzní poměr trysky 49,2:1
Počet komor 1
Tlak v komoře 5,93 MPa
Teplota v komoře ~3000°C
Zážehový systém Samovznícení – hypergolické pohonné látky
Možnost restartu ano
Rozměry
Celková délka 2,81 m
Průměr trysky 1,63 m
Hmotnost 589 kg
LR-91-7

LR-91 je raketový motor na kapalné pohonné látky. Je zmenšenou verzí motoru LR-87 a byl stejně jako jeho větší bratr vyvinut na počátku 50. let 20. století americkou společností Aerojet. Konstrukčně je téměř shodný s LR-87, vzhledem k menší velikosti však nedisponuje úplným regeneretivním chlazením. Regenerativně je chlazena pouze spalovací komora, tryska je chlazena ablativně (odtáváním ochranné vrstvy). Zpočátku používal jako palivo RP-1 a kapalný kyslík, později byl přepracován pro použití dlouhodobě skladovatelných látek, Aerozin-50 (směs 50% hydrazin a 50% UDMH) a oxidu dusičitého. Tryska má vysoký expanzní poměr, přizpůsobený pro použití za nízkého atmosférického tlaku. Na rozdíl od LR-87 nebyl přepracován pro použití kapalného vodíku. Byl používán na druhém stupni raket Titan.

Varianty[editovat | editovat zdroj]

Pohled do trysky motoru LR-91-11

Odkazy[editovat | editovat zdroj]

Související články[editovat | editovat zdroj]

Externí odkazy[editovat | editovat zdroj]