MA-5A

Na Galipedia, a Wikipedia en galego.
Saltar ata a navegación Saltar á procura
MA-5A
País de orixeEstados Unidos[1]
Primeiro voo7 de decembro de 1991[1]
Último voo1993[1]
FabricanteRocketdyne
AplicaciónMotores principais dos Atlas II.[1]
PredecesorMA-5
EstadoFora de produción[1]
Motor de combustible líquido
PropelenteOsíxeno líquido[1] / Queroseno[1]
Taxa de mestura2,25[1]
CicloXerador de gas[1]
BombasTurbobomba de 1362 kW de potencia e 75 atmosferas de descarga.[1]
Configuración
Taxa da tobeira8[1]
Rendemento
Pulo2100,0 kN[1]
Pulo (nivel do mar)1865,9 kN[1]
Taxa de pulo a peso152,2[1]
Presión na cámara48,0 bar[1]
Impulso específico296 s[1]
Isp (nivel do mar)263 s[1]
Tempo de acendido167 segundos[1]
Dimensións
Lonxitude3,43 m[1]
Diámetro1,19 m[1]
Peso seco1610 kg[1]
Usado en
Atlas II

MA-5A é a denominación do sistema de motores usados na primeira etapa dos foguetes Atlas II.[1]

Características[editar | editar a fonte]

Os MA-5A eran fabricados por Rocketdyne e usaban osíxeno líquido e queroseno como propepelentes. Reemplazaron ós anteriores MA-5, mellorando o impulso específico en 4 segundos a nivel do mar e modificándose algúns aspectos como a eliminación dos motores vernier laterais e o traslado do control de xiro e axuste á interetapa do foguete.[1]

Notas[editar | editar a fonte]

  1. 1,00 1,01 1,02 1,03 1,04 1,05 1,06 1,07 1,08 1,09 1,10 1,11 1,12 1,13 1,14 1,15 1,16 1,17 1,18 1,19 1,20 1,21 1,22 Mark Wade (2011). "MA-5A" (en inglés). Consultado o 17 de xullo de 2013. 

Véxase tamén[editar | editar a fonte]

Outros artigos[editar | editar a fonte]