S5.142

S5.142

原産国	ロシア
日付	1990-1996
初飛行	1996年2月21日 (ソユーズTM-23 )
デザイナー	KB キムマッシュ
応用	姿勢制御スラスター
前任者	11D427M
状態	引退
液体燃料エンジン
推進剤	N 2 O 4 / UDMH
混合比	1.85
サイクル	圧力供給
構成
チャンバー	1
ノズル比	45
パフォーマンス
推力、真空	25 N（5.6 lbf）
チャンバー圧力	0.88 MPa (128 psi)
比推力、真空	285秒（2.79 km/s）
燃焼時間	25,000秒
再起動	30万
寸法
長さ	180 mm（7.1インチ）
直径	136 mm（5.4インチ）
乾燥質量	0.9 kg (2.0 ポンド)
使用場所
KTDU-80（ソユーズMSを除く）
参考文献
参考文献	[ 1 ] [ 2 ] [ 3 ] [ 4 ] [ 5 ] [ 6 ]

S5.142 （別名DST-25）は、O/Fが1.85のN 2 O 4 / UDMHを燃焼する液体加圧供給ロケットエンジンです。[ 1 ]有人_宇宙船の_推進用途に使用されます^{。 [ 5} ]ソユーズTM^{からソユーズTMA} - MまでのKTDU-80推進モジュールで低推力スラスタ（DPO-M ）として使用されました。^{[ 3 ]}ソユーズMS以降、KTDU-80ではDPO-Mは使用されていません。^{[ 6 ]}

S5.142は、チャンバー圧力0.88 MPa（128 psi）とノズル膨張45で25 N（5.6 lbf）の推力を発生し、比推力285 s（2.79 km/s）を達成します。^{[ 1 ]}定格始動回数は30万回で、総発射時間は25,000秒です。単発燃焼時間は0.03秒から4,000秒です。各ユニットの重量は0.9 kg（2.0 lb）です。^{[ 1 ] [ 5 ]}

バージョン

このエンジンは、ソユーズTM-23以来、ロシアの有人宇宙計画で使用されています。^{[ 1 ]} 2つのバージョンがあります。^{[ 4 ]}

• S5.142（別名DST-25 ）：ソユーズTMのKTDU-80ユニットでDPO-M（姿勢制御スラスタ）として使用されたバージョン。ソユーズTMA-Mまで使用されました。^{[ 1 ]}
• S5.142A : S5.142をアンガラロケットのKVTK上段に改造したバージョン。^{[ 4 ]}

参照

• KB キムマッシュ
• KTDU-80
• ソユーズTMA

参考文献

1. "ЖРДМТ от 0,5 кгс до 250 кгс" [0.5 kgfから250 kgfまでの小型推力ジェットエンジン] (ロシア語). KB KhIMMASH . 2013年4月23日時点のオリジナルよりアーカイブ。
2. "Двигатели 1944-2000: Аавиационные, Ракетные, Морские, Промыленные" [Aviadvigatel 19442-2000: 航空、ロケット、海軍、産業] (PDF) (ロシア語)。75～ 81ページ 。2015 年 7 月 25 日に取得。
3. ピレット、ニコラス。「Le système de propulsion du vaisseau Soyouz」 [ソユーズ宇宙船の推進システム] (フランス語)。コスモナフティカ.com 。2015 年 7 月 14 日に取得。
4. "Основные двигатели разработки КБХМ" [KbKhA が製造した主要エンジン] (ロシア語) 。2015 年 7 月 25 日に取得。
5. RKK Energia (1999 年 6 月)。 「3.17. Комбинированная Двигательная Установка (КДУ) (複合推進システム)」。ソユーズ乗組員運用マニュアル (SoyCOM) (ROP-19) 最終版。 pp.  122–129 – NASASpaceFlight.com 経由。
6. Zak, Anatoly (2016年7月7日). 「ソユーズMS宇宙船の推進システム」 . ロシア宇宙ウェブ. 2016年7月6日閲覧。

外部リンク

• KB KhIMMASH 公式ページ（ロシア語） 2013年4月23日アーカイブ- Wayback Machine