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| 原開発国 |  アメリカ合衆国 |
|---|---|
| 使用期間 | 1957年 |
| 初飛行 | 1963-07-12[2] |
| 最終（最新）飛行 | 1984-04-17[2] |
| 開発企業 | ベル エアロシステムズ社[3] |
| 目的 | 上段エンジン[4] |
| 搭載 | ソー, ソード, アトラスとタイタン |
| 前身 | ベル 8081 |
| 後継 | ベル 8247 |
| 現況 | 引退済 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進薬 | RFNA[3] / UDMH[3] |
| 混合比 | 2.55[5] |
| サイクル | ガス発生器サイクル[3] |
| 構成 | |
| 燃焼室 | 1[3] |
| ノズル比 | 45[2] |
| 性能 | |
| 推力 (vac.) | 71.2 kN (16,000 lbf)[2] |
| 燃焼室圧力 | 3.49 MPa (506 psi)[2] |
| Isp (vac.) | 293秒[2] |
| 燃焼時間 | 265秒間[2] |
| 再起動 | 2[2] |
| ジンバル範囲 | +/-2.5°[6][7] |
| 寸法 | |
| 全長 | 2.11 m (83.2 in)[7] |
| 直径 | 0.90 m (35.5 in)[6] |
| 乾燥重量 | 134 kg (296 lb)[7] |
| 使用 | |
| RM-81 アジェナ[2] | |
ベル エアロシステムズ社 XLR81 (モデル 8096)はアジェナ上段ロケットに使用された液体燃料ロケットエンジンである。燃料リッチガス発生器サイクルでターボポンプで供給されるUDMHとRFNAを燃焼した。ターボポンプは1台のタービンでギアボックスで出力を酸化剤と燃料のポンプに伝達した。推力室は全てアルミニウム製で燃焼室とスロートの壁面内にガンドリルで穴が開けられ、酸化剤が循環する再生冷却を採用する。ノズルはチタン製で放射冷却である。エンジンは油圧式のジンバルに装架され、推力偏向を備える。エンジンの推力と混合比はガス発生器の流体回路のキャビテーション流れベンチュリで制御される。エンジンは固体燃料カートリッジによって始動される。[6]
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