R-4D
kleines Flüssigkeitsraketentriebwerk
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Das R-4D ist ein kleines Flüssigkeitsraketentriebwerk, welches in den 1960er Jahren von der Marquardt Corporation in Van Nuys (Kalifornien) für die Apollo-Mondlandefähre und das Apollo-Servicemodul als Lageregelungstriebwerk entwickelt wurde. Heute wird es von Aerojet Rocketdyne hergestellt und unter anderem im Europäischen Servicemodul des Orion-Raumschiffs verwendet.[1]
Eigenschaften und Technik
Das Triebwerk verwendet als hypergolen Treibstoff Stickstofftetroxid und Hydrazin-Derivate, welche durch Druckgasförderung eingespritzt werden. Am Einspitzkopf sind dazu Magnetventile jeweils für Oxidator und Treibstoff angeordnet, die vom Steuerungssystem mit 28 V Gleichstrom im Ein/Aus-Modus angesteuert werden. Die Schubkraft ist fest vorgegeben. Die Brennkammer sowie die Düse sind aus disilizidbeschichtetem Molybdän gefertigt und werden durch Treibstoff-Filmkühlung und Abstrahlung gekühlt.
Bei den als Lagekontrolltriebwerken im Apollo-Projekt verwendeten Triebwerken (dort als „TCA“, Thrust Chamber Assembly bezeichnet) war die Düsenverlängerung aus der Kobaltlegierung L605 gefertigt und mit acht Versteifungsringen auf der Außenseite versehen. Diese Variante war in der Lage, sehr kurze Schubimpulse von minimal 13 Millisekunden Länge abzugeben, um feine Lagekorrekturen des Raumfahrzeuges sicherzustellen. Ebenso waren längere Brennphasen von über einer Sekunde Dauer möglich, um Ullagemanöver oder translatorische Manöver wie Entfernungsänderungen bei der Ankopplung durchzuführen. Limitiert war die Brenndauer – neben der noch vorhandenen Resttreibstoffmenge – durch die Auswirkungen der Abgasstrahlen auf empfindliche Teile der Mondlandefähre wie Isolationsmaterial oder Antennen, wenn die auf- oder abwärtsgerichteten TCAs länger als 30 bis 40 Sekunden betrieben wurden. Der Volumenstrom eines TCA betrug ca. 109 g Oxidator und 53 g Treibstoff pro Sekunde.[2]
Nach dem Ende des Apollo-Programmes wurde das R-4D weiterentwickelt. Neben der ursprünglichen Nutzung als Lageregelungstriebwerk werden die aktuell produzierten Varianten überwiegend als Apogäumsmotor für Satelliten eingesetzt.[3]
Varianten und Daten
Die Tabelle enthält eine Auswahl von Varianten des R-4D mit den wichtigsten Kenndaten. Die Daten wurden überwiegend aus dem angloamerikanischen Maßsystem umgerechnet.
| Variante | Hersteller | Schub (in N) |
Brennkammerdruck (in Bar) | Treibstoff- kombination |
Treibstoffverhältnis (Oxidator zu Treibstoff) |
Expansionsverhältnis | Spezifischer Impuls (in s) |
Abmessungen | Masse | Verwendung |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Apollo LM TCA | Marquardt | 445 | 6,61 | Distickstofftetroxid/Aerozin 50 | 2,05 zu 1 | 353 × 146 mm | 2,38 kg | Apollo Lunar Module RCS (16 Stück)[2] | ||
| Apollo SM RCS Engine | Marquardt | 445 | 6,61 | inhibiertes Distickstofftetroxid/Methylhydrazin | 2,0 zu 1 | 340 × 142 mm | 2,26 kg | Apollo-Servicemodul RCS (16 Stück)[4] | ||
| R-4D-11[5] | Aerojet Rocketdyne | 490 489 |
6,84 7,45 |
MON-3/Methylhydrazin | 1,0–2,4 zu 1 | 44:1 164:1 300:1 |
300 312 315,5 |
317 × 152 mm 554 × 280 mm 737 × 377 mm |
3,63 kg 3,76 kg |
u. a. ATV- und Orion-Servicemodul (164:1)[6] |
| R-4D-15 HiPAT | Aerojet Rocketdyne | 455 | 9,44 | MON-3/Methylhydrazin | 1,50–1,80 zu 1 | 300:1 375:1 |
? 322,2 |
628 × 325 mm 726 × 362 mm |
5,2 kg 5,44 kg |
Apogäumsmotoren mit unterschiedlich großen Düsenverlängerungen aus Niob-Titan-Legierung, Iridium-beschichtete Rhenium-Brennkammer[7][8] |
Weblinks
- J. F. Foote, Marquardt Corp.: Apollo SM-LM RCS Engine Development Program Summary Report auf dem NASA Technical Reports Server, PDF-Datei, 180 Seiten (englisch)