The TR-201 or TR201 is a hypergolic pressure-fed rocket engine used to propel the upper stage of the Delta rocket, referred to as Delta-P, from 1972 to 1988.The rocket engine uses Aerozine 50 as fuel, and N2O4 as oxidizer. It was developed in the early 1970s by TRW as a derivative of the lunar module descent engine (LMDE). This engine used a pintle injector first invented by Gerard W. Elverum Jr. and developed by TRW in the late 1950s and received US Patent in 1972. This injector technology and design is also used on SpaceX Merlin engines.
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| - TR-201 (in)
- TR-201 (ja)
- TR-201 (en)
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| - TR-201 atau TR201 adalah sebuah mesin roket hypergolic digunakan untuk mendorong tahap atas roket Delta, disebut sebagai Delta-P, dari 1972-1988. Mesin roket menggunakan Aerozine 50 sebagai bahan bakar, dan N2O4 sebagai oksidator. Mesin ini dikembangkan pada awal 1970-an oleh TRW sebagai turunan dari Lunar Module Descent Engine (LMDE). Mesin ini menggunakan injektor pintle pertama kali dikembangkan oleh TRW di akhir 1950-an dan menerima US Patent pada tahun 1972. Teknologi dan desain injektor ini juga digunakan pada mesin SpaceX Merlin. (in)
- The TR-201 or TR201 is a hypergolic pressure-fed rocket engine used to propel the upper stage of the Delta rocket, referred to as Delta-P, from 1972 to 1988.The rocket engine uses Aerozine 50 as fuel, and N2O4 as oxidizer. It was developed in the early 1970s by TRW as a derivative of the lunar module descent engine (LMDE). This engine used a pintle injector first invented by Gerard W. Elverum Jr. and developed by TRW in the late 1950s and received US Patent in 1972. This injector technology and design is also used on SpaceX Merlin engines. (en)
- TR-201 または TR201 は1972年から1988年までデルタロケットシリーズのデルタ-Pとして上段に使用された自己着火性 加圧供給式ロケットエンジンである。このエンジンはエアロジン-50を燃料として四酸化二窒素を酸化剤として使用した。1970年代初頭にTRW社によってアポロ計画で月面着陸機の月面着陸モジュール降下エンジン(LMDE)の派生型として開発された。ピントル式噴射装置を採用するこのエンジンは1950年代末にTRW社によって最初に開発され、1972年にアメリカ合衆国の特許を取得した。この噴射装置の技術は同様にスペースX社のマーリンエンジンの設計においても同様に使用される。 燃焼室は当初、アポロ月モジュール用として開発され、デルタ使い捨てロケットの第2段用として改良された。エンジンはアポロ計画で10回、1974年から1988年のデルタロケットの打ち上げで77回使用された。TRW社のTR-201はデルタロケットの第2段用に月着陸モジュール降下エンジン(LMDE)の推力を固定式に再設定した派生型である。 複数回の始動と最大まで出力調整可能な55.6 kNの推力で推進剤の流量は最大7,711 kgで膨張比を選択可能ノズルの装着が可能である。革新的な推力燃焼器とピントル設計はTRW社の航空宇宙技術者のPeter Staudhammer博士によって開発された。 (ja)
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| - Upper stage/Spacecraft propulsion (en)
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| - Delta-P, second stage of Delta (rocket family) (en)
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| - TR-201 atau TR201 adalah sebuah mesin roket hypergolic digunakan untuk mendorong tahap atas roket Delta, disebut sebagai Delta-P, dari 1972-1988. Mesin roket menggunakan Aerozine 50 sebagai bahan bakar, dan N2O4 sebagai oksidator. Mesin ini dikembangkan pada awal 1970-an oleh TRW sebagai turunan dari Lunar Module Descent Engine (LMDE). Mesin ini menggunakan injektor pintle pertama kali dikembangkan oleh TRW di akhir 1950-an dan menerima US Patent pada tahun 1972. Teknologi dan desain injektor ini juga digunakan pada mesin SpaceX Merlin. (in)
- The TR-201 or TR201 is a hypergolic pressure-fed rocket engine used to propel the upper stage of the Delta rocket, referred to as Delta-P, from 1972 to 1988.The rocket engine uses Aerozine 50 as fuel, and N2O4 as oxidizer. It was developed in the early 1970s by TRW as a derivative of the lunar module descent engine (LMDE). This engine used a pintle injector first invented by Gerard W. Elverum Jr. and developed by TRW in the late 1950s and received US Patent in 1972. This injector technology and design is also used on SpaceX Merlin engines. The thrust chamber was initially developed for the Apollo lunar module and was subsequently adopted for the Delta expendable launch vehicle 2nd stage. The engine made 10 flights during the Apollo program and 77 during its Delta career between 1974 and 1988. The TRW TR-201 was re-configured as a fixed-thrust version of the LMDE for Delta's stage 2. Multi-start operation is adjustable up to 55.6 kN and propellant throughput up to 7,711 kg; and the engine can be adapted to optional expansion ratio nozzles. Development of the innovative thrust chamber and pintle design is credited to TRW Aerospace Engineer Gerard W. Elverum Jr. The combustion chamber consists of an ablative-lined titanium alloy case to the 16:1 area ratio. Fabrication of the 6Al4V alloy titanium case was accomplished by machining the chamber portion and the exit cone portion from forgings and welding them into one unit at the throat centerline. The ablative liner is fabricated in two segments and installed from either end. The shape of the nozzle extension is such that the ablative liner is retained in the exit cone during transportation, launch and boost. During engine firing, thrust loads force the exit cone liner against the case. The titanium head end assembly which contains the Pintle Injector and propellant valve subcomponents is attached with 36 A-286 steel 1⁄4 inch (6.4 mm) bolts. In order to keep the maximum operating temperatures of the titanium case in the vicinity of 800 °F, the ablative liner was designed as a composite material providing the maximum heat sink and minimum weight. The selected configuration consisted of a high density, erosion-resistant silica cloth/phenolic material surrounded by a lightweight needle-felted silica mat/phenolic insulation. The installed pintle injector, unique to TRW-designed liquid-propulsion systems, provides improved reliability and less costly method of fuel–oxidizer impingement in the thrust chamber than conventional coaxial distributed-element injectors typically used on liquid bipropellant rocket engines. (en)
- TR-201 または TR201 は1972年から1988年までデルタロケットシリーズのデルタ-Pとして上段に使用された自己着火性 加圧供給式ロケットエンジンである。このエンジンはエアロジン-50を燃料として四酸化二窒素を酸化剤として使用した。1970年代初頭にTRW社によってアポロ計画で月面着陸機の月面着陸モジュール降下エンジン(LMDE)の派生型として開発された。ピントル式噴射装置を採用するこのエンジンは1950年代末にTRW社によって最初に開発され、1972年にアメリカ合衆国の特許を取得した。この噴射装置の技術は同様にスペースX社のマーリンエンジンの設計においても同様に使用される。 燃焼室は当初、アポロ月モジュール用として開発され、デルタ使い捨てロケットの第2段用として改良された。エンジンはアポロ計画で10回、1974年から1988年のデルタロケットの打ち上げで77回使用された。TRW社のTR-201はデルタロケットの第2段用に月着陸モジュール降下エンジン(LMDE)の推力を固定式に再設定した派生型である。 複数回の始動と最大まで出力調整可能な55.6 kNの推力で推進剤の流量は最大7,711 kgで膨張比を選択可能ノズルの装着が可能である。革新的な推力燃焼器とピントル設計はTRW社の航空宇宙技術者のPeter Staudhammer博士によって開発された。 燃焼室はアブレーション材で内張りされた16:1の面積比のチタン合金の筐体で構成される。6A1-4Vのチタン合金製の筐体は機械加工で燃焼器を加工して鍛造と溶接で膨張ノズルはスロートの中心線を一致するように加工される。アブレーションの内張りは二分割して加工され、片側から装着される。 ノズルスカートの内面の形状は輸送中に発射と加速に応じてノズルスカート内面のアブレーションの内張りが外側へ向かって徐々に侵食して拡張する事により膨張比が増える。 エンジンの燃焼中、推力の負荷はノズルスカートの内張りにかかる。ピントル噴射器と推進剤の弁を備えるチタン製の上部構造は36本のA-286鋼製の¼インチのボルトで結合される。 およそ800 °(F)までの耐熱性を持つチタン製の筐体の最高運転温度を維持するためにアブレーション材の内張りは最大の放熱性と最小の重量をもたらす複合材で設計された。選択された仕様は高密度で耐食性がある珪素フェルトマット/フェノール断熱材によって覆われた珪素布/フェノール材料を軽量で構成される。 TRW社の設計した液体燃料推進システム特有のピントル式噴射装置は従来の二液推進系エンジンに使用される典型的な同軸式噴射装置よりも信頼性が向上して費用が低減された。 (ja)
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