YF-1
| 原開発国 |  中国 |
|---|---|
| 使用期間 | 1958-1969 |
| 設計者 | 航天液体推進技術研究院, Ren Xinmin, Mo Tso-hsin, Zhang Guitian |
| 搭載 | 東風3号A、東風4号と長征1号 |
| 前身 | С2.1100 |
| 後継 | YF-20 |
| 現況 | 引退済 |
| 液体 | |
| 構成 | |
| 燃焼室 | 1 |
| 開口比(面積) | 10 |
| 性能 | |
| 推力 (vac.) | 303.6 kN (68,300 lbf) |
| 推力 (SL) | 275.3 kN (61,900 lbf) |
| 燃焼室圧力 | 7.1 MPa (1,030 psi) |
| Isp (vac.) | 267.4 秒 (2.622 km/s) |
| Isp (SL) | 242.5 秒 (2.378 km/s) |
| 燃焼時間 | 140s |
| 寸法 | |
| 直径 | 56センチメートル (22 in) |
| 使用 | |
| 東風3号A、東風4号 と 長征1号の1段目 | |
| リファレンス | |
| 出典 | [1][2][3][4][5][6] [7][8] |
YF-1はN2O4とUDMHをガス発生器サイクルで燃焼する中華人民共和国の液体燃料ロケットエンジンである。基本的なモジュールとして4基を束ねてYF-2として使用される。それを基本として高高度用に開発された型式はYF-3として知られる。[2][9]
複数の著者はOKB-2 (NII-88)のイザエフによって開発されたС.2.1100/С.2.1150 La-350ブースターエンジンの模倣だったと見做す。[10] エンジン開発で燃焼の安定と長時間の信頼性のある燃焼で大きなトラブルがあり、開発が難航したことが知られる。
派生型
[編集]モジュール
[編集]原型のエンジンは複数台で使用されるが、ブースターの用途で単体のエンジンのみが使用される。通常は複数台のエンジンがモジュール内でまとめて使用される。
関連するモジュールが1段目で使用された。:
関連項目
[編集]出典
[編集]- ↑ Norbert Bgügge. “Asian space-rocket liquid-propellant engines”. B14643.DE. 2015年7月25日閲覧。
- 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Norbert Bgügge. “Propulsion CZ-1”. B14643.DE. 2015年7月25日閲覧。
- 1 2 3 4 5 Norbert Bgügge. “The Chinese DF-3 missile”. B14643.DE. 2015年7月25日閲覧。
- ↑ “Long March”. Rocket and Space Technology. 2015年7月25日閲覧。
- ↑ “CZ-1”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月25日閲覧。
- ↑ “YF-2A”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月25日閲覧。
- ↑ “YF-3”. Encyclopedia Astronautica. 2015年7月25日閲覧。
- ↑ Harvey, Brian (2004). “Launch Centers Rockets and Engines”. China's Space Program — From Conception to Manned Spaceflight. Springer Science & Business Media. p. 230. ISBN 978-1852335663
- ↑ Mowthorpe, Matthew (2004). “Chinas Military Space Program”. The Militarization and Weaponization of Space. Lexington Books. p. 90. ISBN 978-0739107133
- 1 2 3 “Dong Feng-3 (CSS-2)”. SinoDefence. 2015年7月25日閲覧。
- ↑ “Dong Feng-4 (CSS-3)”. SinoDefence. 2015年7月25日閲覧。
