LE-7
Motore a razzo LE-7
LE-7 in mostra al Museo della Scienza di Nagoya
| Tipo di motore | combustione in fasi |
|---|---|
| Ergols | Ossigeno liquido e idrogeno |
| Spinta |
834 kN (a terra) 1.074 kN (vuoto) |
| Velocità di espulsione | 4,18 km / s (vuoto) |
| Pressione della camera di combustione | 12,7 MPa |
| Delle camere di combustione | 1 |
| Impulso specifico | 346 s (a terra) 440 s (vuoto) |
| Spinta modulare | 72-100% |
| Massa | 1.8 t |
| Altezza | 3,2 m (ugello corto) |
| Rapporto spinta / peso | 66 |
| Rapporto di sezione | 52 |
| Modello descritto | LE-7A |
| Altre versioni | LE-7 |
| Launcher | H-IIA , H-IIB |
|---|---|
| Stato | Operativo |
| Nazione | Giappone |
|---|---|
| Costruttore | Mitsubishi Heavy Industries |
Il LE-7 è un motore a razzo a propellente liquido giapponese che brucia la miscela criogenica di idrogeno / ossigeno sviluppata per alimentare il primo stadio dei lanciatori H-IIA e H-IIB . È il primo motore di questa potenza sviluppato dall'industria spaziale giapponese. La sua spinta a vuoto è di 1078 kN ed è del tipo a combustione progressiva .
La versione LE-7
Lo sviluppo del motore LE-7, coordinato dall'agenzia spaziale giapponese NASDA , è stato effettuato da Mitsubishi Heavy Industries con il principale subappaltatore Ishikawajima-Harima Heavy Industries responsabile della produzione delle turbopompe .
Dopo un lungo sviluppo il nuovo lanciatore H-II utilizza due copie di questo motore per alimentare il primo stadio volato per la prima volta nel 1994. Durante l' 8 ° volo del lanciatore, il15 novembre 1999, uno dei due motori LE-7 ha subito un guasto alla turbopompa a idrogeno 4 minuti dopo il lancio. L'analisi del motore, recuperato da una profondità di 3.000 metri nell'Oceano Pacifico, mostra che una pinna della piccola turbina responsabile dell'accelerazione dell'idrogeno in ingresso nella turbopompa è stata senza dubbio vittima della fatica generata da un fenomeno di cavitazione .
La versione LE-7A
Una versione allo stesso tempo meno costosa, più affidabile e più potente, la LE-7A, viene sviluppata dal 1994. Per raggiungere questo obiettivo viene semplificato il design delle parti che si traduce in un abbassamento dell'impulso specifico ma la spinta è ancora leggermente aumentato. Inoltre, la spinta è ora regolabile dal 72 al 100%. Il primo stadio dei lanciatori H-IIA e H-IIB è alimentato da due motori di questo tipo. Il primo volo è avvenuto nel 2001.
Caratteristiche tecniche delle diverse versioni
| Versione | (unità utilizzata) | LE-7 | LE-7A |
|---|---|---|---|
| Primo volo | 1994 | 2001 | |
| Spinta (vuoto / mare) | kN | 1078/835 | 1098/870 |
| Rapporto di miscelazione Ossigeno / Idrogeno |
5.9 | 5.9 | |
| Rapporto di espansione dell'ugello | 51.9 | ||
| Impulso specifico (vuoto / mare) | Secondi | 449/349 | 438/338 |
| Pressione in camera di combustione | Barre | 127 | 121 |
| Velocità di rotazione della turbina a idrogeno | Rotazioni al minuto | 41.900 | |
| Velocità di rotazione della turbina di ossigeno | Rotazioni al minuto | 18.300 | |
| Lunghezza | m | 3.4 | 3.67 |
| Massa | kg | 1714 | 1800 |
| Un'altra caratteristica | Spinta fissa, tempo di combustione di 346 s |
Spinta regolabile dal 72 al 100%, tempo di combustione di 390 s |
Note e riferimenti
- (in) " Failed launching H-2 Rocket 8 " (accesso 30 giugno 2012 )
- (in) " LE-7 " , Astronautix (visitato il 5 luglio 2012 )
- (in) ' LE-7A " , Astronautix (visitato il 5 luglio 2012 )