MA-5A
MA-5A| 제조사 | 록히드 마틴 |
|---|---|
| 원산지 | 미국 |
| 에 사용됨 | 아틀라스 II |
| 일반적 특성 | |
| 높이 | 3.43m(11.3ft) |
| 지름 | 3.05m(10.0ft) |
| 총질량 | 4,510kg(9,231lb) |
| 파생된 위치 | MA-5 |
| MA-5A | |
| 전원 공급 기준 | RS-56-OB 2개A을 |
| 최대 추력 | 2,100kN(470,000lbf) |
| 특정충동 | 296초(2.90km/초) |
| 추진제 | LOX/RP-1 |
| 실행 기록 | |
| 상태 | 은퇴한 |
MA-5A는 미국의 액체 연료 로켓 무대였다.록히드 마틴이 아틀라스 2호 로켓에 사용하기 위해 제조한 것으로 아틀라스 1호에 사용된 MA-5에서 유래했다.
디자인
MA-5A는 아틀라스의 "단계 및 반단계" 설계에서 "반단계"로 기능했으며, 이는 중앙 지지기 코어에 부착된 부스터로 기능했지만 자체 연료 탱크는 포함하지 않았다.대신, 연료는 발사 부스터 세그먼트를 통해 분리될 때까지 유지관 코어의 탱크에서 배출되었다.이전 아틀라스 로켓의 부스터 부분과 유사하게, MA-5A는 두 개의 RS-56-OBA 로켓 엔진의 부착점과 연료 라인이 있는 추력 구조로 구성되었으며, 각각 공기역학적 이유로 나셀에 포함되어 있었다.[1]중간은 지지기 단계의 RS-56-OSA 엔진을 수용하기 위해 비워두었다.두 개의 부스터 엔진은 공통의 가스 발전기를 공유했지만 터보펌프, 연소실 및 기타 하드웨어를 분리했다.[2]이 단계에는 또한 10병의 가압 헬륨이 들어 있는데, 이 헬륨은 엔진과 탱크 가압에 사용되는 기압계를 구동하는 데 사용된다.아틀라스 IIAS 구성에서 MA-5A는 또한 4개의 캐스터 4A 고체 로켓 부스터에 부착점을 두었다.[1][3]
MA-5A는 Atlas I에 사용된 이전 MA-5 단계의 설계에 기초하였다.두 설계의 주요 차이점은 MA-5의 LR-89-7 엔진 2개를 RS-56-OSA로 교체한 것이다.[4]
참조
- ^ a b "Atlas Launch System Payload Planner's Guide" (PDF). Lockheed Martin. Archived from the original (PDF) on 21 April 2015. Retrieved 9 January 2016.
- ^ "Atlas IIA(S) Data Sheet". Space Launch Report. Retrieved 9 January 2015.
- ^ "Atlas IIAS". Astronautix. Archived from the original on May 1, 2002. Retrieved 9 January 2016.
- ^ "MA-5A". Astronautix. Archived from the original on March 19, 2002. Retrieved 10 January 2016.