Viking (motor de coet)
 Motor coet Viking 5C | |
| País d'origen | França |
|---|---|
| Primer vol | 1979 |
| Últim vol | 2003 |
| Disseny | Société Européenne de Propulsion (SEP) |
| Predecessor | No |
| Successor | Vikas Vulcain |
| Estat | Retirat |
| Líquid | |
| Propel·lent | Tetraòxid de dinitrogen / UDMH o UH 25 |
| Ràtio de mescla | 1,7–1,86 |
| Cicle | Cicle generador de gas |
| 3 bombes coaxials | |
| Ràtio d'àrea de tovera | 10 (Viking 5C) 30,8 (Viking 4B)[1] |
| Rendiment | |
| Impuls (buit) | 690-805 kN |
| Impuls (nivell del mar) | 611-678 kN |
| Ràtio impuls-pes | 80–99 |
| Pressió de cambra | 5.5 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) |
| Reenceses | Il·limitats |
| Dimensions | |
| Llargada | 2,87-3,51 m |
| Diàmetre | 0,95-1,7 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]- ↑ George Paul Sutton, "History of Liquid Propellant Rocket Engines", p. 798
- ↑ «News Archive 2009 Viking engine». Arxivat de l'original el 2018-01-10. [Consulta: 6 novembre 2020].
- ↑ 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.
- ↑ Guy Collins. "Europe in Space", p. 51
- ↑ George Paul Sutton, "History of Liquid Propellant Rocket Engines", p. 799
- ↑ «Archived copy». Arxivat de l'original el 2015-08-24. [Consulta: 14 agost 2015].
- ↑ «Archived copy». Arxivat de l'original el 2015-08-24. [Consulta: 17 agost 2015].
- ↑ Martin J. L. Turner, "Rocket and Spacecraft Propulsion: Principles, Practice and New Developments", p.90
| Combustible líquid |
|  | ||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Combustible sòlid |
| |||||||||||
| ||||||||||||
