Vés al contingut

Viking (motor de coet)

De la Viquipèdia, l'enciclopèdia lliure
Viking
Motor coet Viking 5C
País d'origenFrança
Primer vol1979
Últim vol2003
DissenySociété Européenne de Propulsion (SEP)
PredecessorNo
SuccessorVikas
Vulcain
EstatRetirat
Líquid
Propel·lentTetraòxid de dinitrogen / UDMH o UH 25
Ràtio de mescla1,7–1,86
CicleCicle generador de gas
3 bombes coaxials
Ràtio d'àrea de tovera10 (Viking 5C)
30,8 (Viking 4B)[1]
Rendiment
Impuls (buit)690-805 kN
Impuls (nivell del mar)611-678 kN
Ràtio impuls-pes80–99
Pressió de cambra5.5 MPa (800 psi)
Isp(buit)2.76–2.95 km/s (281–301 s)
Isp(nivell del mar)2.43–2.79 km/s (248–284 s)
ReencesesIl·limitats
Dimensions
Llargada2,87-3,51 m
Diàmetre0,95-1,7 m
Utilitzat en
Ariane 1 - Ariane 4
Referències
[2]

El Viking és un motor coet bipropel·lent europeu, i va equipar la primera i segona etapes dels coets orbitals Ariane 1 a 4. Utilitzava propel·lents hipergòlics: Tetraòxid de dinitrogeni i UH 25 (una barreja del 75% UDMH i 25% d'hidrazina)[3]

Els coets Arianes de les versions 1 a 4 van realitzar 144 llançaments; utilitzant en total 958 motor coet Viking. D'aquests només dos motors van fallar.[4]

Una característica inususal dels motors Viking eren el seu dipòsit i bobma d'aigua. Aquesta s'utilitzava per a refrigerar els gasos d'escapament del generador de gas. Se'ls injectava aigua a 620 °C abans d'utilitzar-los per a accionar les tres bobmes coaxials (per a l'aigu, combustible i oxidant). L'aigua també s'utilitzava com a fluïd hidràulic per accionar les vàlvules.[5]

Versions i especificacions

[modifica]
Versió Viking 2 Viking 2B Viking 4 Viking 4B Viking 5C Viking 6
Alçada 2,87 m 2,87 m 3,51 m 3,51 m 2,87 m 2,87 m
Diàmetre 0,95 m 0,99 m 1,70 m 1,70 m 0,99 m 0,99 m
Massa 776 kg[6] 776 kg[7] 826 kg 826 kg 826 kg 826 kg
Propel·lents Tetraòxid de dinitrogen i UDMH en proporació 1,86:1 Tetraòxid de dinitrogeni UH 25 en proporació 1,70:1 Tetraòxid de dinitrogen i UDMH en proporació 1,86:1 Tetraòxid de dinitrogen UH 25 en proporacióo 1,70:1 Tetraòxid de dinitrogen UH 25 en proporació 1,70:1 Tetraòxid de dinitrogen UH 25 en proporació 1,71:1
Consum de combustible 250 kg/s ca. 275 kg/s ca. 275 kg/s 273 kg/s 244 kg/s ca. 275 kg/s
Rendiment de la turbina 2.500 kW a 10.000 rpm 2.500 kW a 10.000 rpm 2.500 kW a 10.000 rpm 2.500 kW a 10.000 rpm 2.500 kW a 10.000 rpm 2.500 kW a 10.000 rpm
Impuls al buit 690 kN ? 713 kN 805 kN[8] 758 kN 750 kN
Impuls a nivell del mar 611 kN 643 kN - - 678 kN ?
Ús Ariane 1 Ariane 2, 3 Ariane 1 Ariane 2 – 4 Ariane 4 PAL (accelerador de combustible líquid de l'Ariane 4)

Referències

[modifica]
  1. George Paul Sutton, "History of Liquid Propellant Rocket Engines", p. 798
  2. «News Archive 2009 Viking engine». Arxivat de l'original el 2018-01-10. [Consulta: 6 novembre 2020].
  3. Souchier, A..Drakkar Ariane 1st stage - The concept and its originality , AA(Societe Europeenne de Propulsion, Vernon, Eure, France) International Astronautical Federation, International Astronautical Congress, 27th, Anaheim, Calif., Oct. 10–16, 1976, 4 p.
  4. Guy Collins. "Europe in Space", p. 51
  5. George Paul Sutton, "History of Liquid Propellant Rocket Engines", p. 799
  6. «Archived copy». Arxivat de l'original el 2015-08-24. [Consulta: 14 agost 2015].
  7. «Archived copy». Arxivat de l'original el 2015-08-24. [Consulta: 17 agost 2015].
  8. Martin J. L. Turner, "Rocket and Spacecraft Propulsion: Principles, Practice and New Developments", p.90