mini|Marquardt R-4D (rechts) mini|Lageregelungseinheit eines Apollo-Servicemoduls mit vier R-4D Das R-4D ist ein kleines Flüssigkeitsraketentriebwerk, welches in den 1960er Jahren von der Marquardt Corporation in Van Nuys (Kalifornien) für die Apollo-Mondlandefähre und das Apollo-Servicemodul als Lageregelungstriebwerk entwickelt wurde. Heute wird es von Aerojet Rocketdyne hergestellt und unter anderem im Europäischen Servicemodul des Orion-Raumschiffs verwendet.
Eigenschaften und Technik Das Triebwerk verwendet als hypergolen Treibstoff Stickstofftetroxid und Hydrazin-Derivate, welche durch Druckgasförderung eingespritzt werden. Am Einspitzkopf sind dazu Magnetventile jeweils für Oxidator und Treibstoff angeordnet, die vom Steuerungssystem mit 28 V Gleichstrom im Ein/Aus-Modus angesteuert werden. Die Schubkraft ist fest vorgegeben. Die Brennkammer sowie die Düse sind aus disilizidbeschichtetem Molybdän gefertigt und werden durch Treibstoff-Filmkühlung und Abstrahlung gekühlt.
Bei den als Lagekontrolltriebwerken im Apollo-Projekt verwendeten Triebwerken (dort als „TCA“, Thrust Chamber Assembly bezeichnet) war die Düsenverlängerung aus der Kobaltlegierung L605 gefertigt und mit acht Versteifungsringen auf der Außenseite versehen. Diese Variante war in der Lage, sehr kurze Schubimpulse von minimal 13 Millisekunden Länge abzugeben, um feine Lagekorrekturen des Raumfahrzeuges sicherzustellen. Ebenso waren längere Brennphasen von über einer Sekunde Dauer möglich, um Ullagemanöver oder translatorische Manöver wie Entfernungsänderungen bei der Ankopplung durchzuführen. Limitiert war die Brenndauer – neben der noch vorhandenen Resttreibstoffmenge – durch die Auswirkungen der Abgasstrahlen auf empfindliche Teile der Mondlandefähre wie Isolationsmaterial oder Antennen, wenn die auf- oder abwärtsgerichteten TCAs länger als 30 bis 40 Sekunden betrieben wurden. Der Volumenstrom eines TCA betrug ca. 109 g Oxidator und 53 g Treibstoff pro Sekunde.Grumman Aircraft/NASA: Apollo Operations Handbook – Lunar Module 10 and Subsequent – Vol. Subsystem Dats, Document Nr. LMA790-3-LM10 vom 1. April 1971, Seite 2.4.18 ff.
Nach dem Ende des Apollo-Programmes wurde das R-4D weiterentwickelt. Neben der ursprünglichen Nutzung als Lageregelungstriebwerk werden die aktuell produzierten Varianten überwiegend als Apogäumsmotor für Satelliten eingesetzt.Aerojet Delivers 100th HiPAT(TM) Thruster, Space News vom 28. Juni 2012, abgerufen am 25. Dezember 2025
Varianten und Daten Die Tabelle enthält eine Auswahl von Varianten des R-4D mit den wichtigsten Kenndaten. Die Daten wurden überwiegend aus dem angloamerikanischen Maßsystem umgerechnet.
Variante Hersteller Schub(in N) Brennkammerdruck (in Bar) Treibstoff-kombination Treibstoffverhältnis(Oxidator zu Treibstoff) Expansionsverhältnis Spezifischer Impuls(in s) Abmessungen Masse Verwendung Apollo LM TCA Marquardt 445 6,61 Distickstofftetroxid/Aerozin 50 2,05 zu 1 353 × 146 mm 2,38 kg Apollo Lunar Module RCS (16 Stück) Apollo SM RCS Engine Marquardt 445 6,61 inhibiertes Distickstofftetroxid/Methylhydrazin 2,0 zu 1 340 × 142 mm 2,26 kg Apollo-Servicemodul RCS(16 Stück)Apollo Operations Handbook (SM106 and Subs) – Systems Data, Dokument Nr. SMA2A-03-BLOCK II vom 15. April 1969, abgerufen am 25. Dezember 2025 R-4D-11 Aerojet Rocketdyne 490489 6,847,45 MON-3/Methylhydrazin 1,0–2,4 zu 1 44:1164:1300:1 300312315,5 317 × 152 mm554 × 280 mm737 × 377 mm 3,63 kg3,76 kg u. a. ATV- und Orion-Servicemodul (164:1)Artemis I Orion-ESM Propulsion System Engine Performance (PDF; 1,0 MB). NASA / ESA / Airbus, Mai 2024. R-4D-15 HiPAT Aerojet Rocketdyne 455 9,44 MON-3/Methylhydrazin 1,50–1,80 zu 1 300:1375:1 ?322,2 628 × 325 mm726 × 362 mm 5,2 kg5,44 kg Apogäumsmotoren mit unterschiedlich großen Düsenverlängerungen aus Niob-Titan-Legierung, Iridium-beschichtete Rhenium-BrennkammerIn-Space Propulsion Data Sheet. Aerojet-Rocketdyne, vom 13. September 2019, Seite 23Qualification Testing of a 2nd Generation High Performance Apogee Thruster Vortragspapier Nr. AAIA 2001-3253, Abstract, Juli 2001, abgerufen am 28. Dezember 2025
Weblinks
J. F. Foote, Marquardt Corp.: Apollo SM-LM RCS Engine Development Program Summary Report auf dem NASA Technical Reports Server, PDF-Datei, 180 Seiten (englisch)
Einzelnachweise
Kategorie:Raketentriebwerk (Raumfahrt) Kategorie:Apollo-Programm Kategorie:Artemis-Programm