الگو:جعبه اطلاعات موتور راکت

توضیحات الگو[نمایش] [ویرایش] [تاریخچه] [پاکسازی]

از این جعبه اطلاعات در جستارهای مربوط به موتور راکت یا پیشرانش فضایی استفاده کنید.

استفاده

{{{نام}}}

[[پرونده:{{{تصویر}}}|{{{اندازه تصویر}}}|جایگزین={{{متن جایگزین تصویر}}}|ایستاده=1.13]] {{{توضیح تصویر}}}
کشور سازنده	{{{کشور سازنده}}}
تاریخ	{{{تاریخ}}}
نخستین پرواز	{{{نخستین پرواز}}}
آخرین پرواز	{{{آخرین پرواز}}}
طراح	{{{طراح}}}
سازنده	{{{سازنده}}}
کاربرد	{{{کاربرد}}}
پرتابگر مرتبط	{{{پرتابگر مرتبط}}}
پیشین	{{{پیشین}}}
پسین	{{{پسین}}}
وضعیت	{{{وضعیت}}}
{{{گونه}}}
دانه	{{{grain}}}
هسته	{{{core}}}
پوسته	{{{casing}}}
نسبت مخلوط	{{{نسبت مخلوط}}}
دوره	{{{چرخه}}}
پمپ‌ها	{{{پمپ‌ها}}}
پیکربندی
{{{توضیح}}}
محفظه	{{{محفظه سوخت}}}
نسبت نازل	{{{نسبت نازل}}}
کارایی
رانش	{{{رانش}}}
در ارتفاع	{{{رانش در ارتفاع}}}
رانش در خلاء	{{{رانش در خلاء}}}
رانش در سطح دریا	{{{رانش در سطح دریا}}}
نسبت نیرو به وزن	{{{نسبت نیرو به وزن}}}
فشار محفظه	{{{فشار محفظه}}}
تکانه ویژه	{{{تکانه ویژه}}}
تکانه ویژه (خلاء)	{{{تکانه ویژه (خلاء)}}}
تکانه ویژه (سطح دریا)	{{{تکانه ویژه (سطح دریا)}}}
تکانه کل	{{{تکانه کل}}}
شارش جرم	{{{شارش جرم}}}
زمان سوخت	{{{زمان سوخت}}}
Restarts	{{{restarts}}}
{{{gimbal}}}
ظرفیت سوخت	{{{ظرفیت سوخت}}}
ابعاد
ابعاد	{{{ابعاد}}}
طول	{{{طول}}}
قطر	{{{قطر}}}
وزن خشک	{{{وزن خشک}}}
مورد استفاده در
{{{مورد استفاده در}}}
{{{پودمان}}}
منابع
منابع	{{{منابع}}}
یادداشت‌ها	{{{یادداشت‌ها}}}

فارسی

{{جعبه اطلاعات موتور راکت
|نام                   = 
|تصویر                 =
|اندازه تصویر          = 
|متن جایگزین تصویر     = 
|توضیح تصویر           = 
|کشور سازنده           = 
|تاریخ                 = 
|نخستین پرواز          = 
|آخرین پرواز           = 
|طراح                  = 
|سازنده                = 
|کاربرد                = 
|مرتبط                 = 
|پیشین                 = 
|پسین                  = 
|وضعیت                 = 

|گونه                  = <!-- یکی از پارامترهای زیر را انتخاب کنید:
                         جامد
                         مایع
                         هیبریدی 
                         تک‌سوخت
                         اگر هیچیک از گونه‌های بالا نبود پارامتر "|گونه = " را مستقیما پر کنید.                    
                         -->

                         <!-- پارامترهای سوخت جامد -->
|grain                 = <!-- دانه؟؟؟ -->
|core                  = <!-- هسته؟؟؟ -->
|casing                = <!-- پوسته؟؟؟ -->
                         <!-- پارامترهای سوخت مایع -->
|نسبت مخلوط            = 
|چرخه                  = 
|پمپ‌ها                 = 
                         <!-- پارامترهای سوخت هیبریدی -->
|عامل اکسنده           = 
|سوخت                  = 
                         <!-- پارامتر تک‌سوخت -->
|سوخت                  = 

                         <!-- پیکربندی -->
|توضیح                 = 
|محفظه سوخت            = 
|نسبت نازل             = 
                         <!-- کارایی -->
|رانش                  = 
|رانش در ارتفاع        = 
|رانش در خلاء           = 
|رانش در سطح دریا      = 
|نسبت نیرو به وزن      = 
|فشار محفظه            = 
|تکانه ویژه            = 
|تکانه ویژه (خلاء)      = 
|تکانه ویژه (سطح دریا) = 
|تکانه کل              = 
|شارش جرم              = 
|زمان سوخت             = 
|restarts              = <!-- ؟؟؟ -->
|gimbal                = <!-- ؟؟؟ -->
|ظرفیت سوخت            = 
                         <!-- ابعاد -->
|ابعاد                 = 
|طول                   = <!-- {{تبدیل|xx|m|ft}} -->
|قطر                   = <!-- {{تبدیل|xx|m|ft}} -->
|وزن خشک               = <!-- {{تبدیل|xx|kg|lb}} -->

|مورد استفاده در       = 

|پودمان                = 

|منابع                 = 
|یادداشت‌ها             = 
}}

انگلیسی

می‌توانید از روی نسخه انگلیسی کپی کنید یا به صورت دستی زیر، وارد کنید:

Liquid engines {{Infobox rocket engine |name = |image = |image_size = |caption = |country_of_origin= |date = |first_date = |last_date = |designer = |manufacturer = |purpose = |associated = |predecessor = |successor = |status = |type =liquid |oxidiser = |fuel = |mixture_ratio = |cycle = |pumps = |description = |combustion_chamber= |nozzle_ratio = |thrust = |thrust_at_altitude= |thrust(Vac) =<!--if throttle range >100%, specify corresponding throttle--> |thrust(SL) = |throttle_range =<!--leave blank if no throttle--> |thrust_to_weight= |chamber_pressure= |specific_impulse= |specific_impulse_vacuum= |specific_impulse_sea_level= |total_impulse = |mass_flow = |burn_time = |restarts =<!--leave blank if not restartable--> |gimbal =<!--gimbal range in °, leave blank if none--> |capacity = |dimensions = |length = |diameter = |dry_weight = |used_in = |references = |notes = }}

Solid engines {{Infobox rocket engine |name = |image = |image_size = |caption = |country_of_origin= |date = |first_date = |last_date = |designer = |manufacturer = |purpose = |associated = |predecessor = |successor = |status = |type =solid |oxidiser = |fuel = |grain = |core = |casing = |nozzle = |description = |combustion_chamber= |nozzle_ratio = |thrust = |thrust_at_altitude= |thrust(Vac) = |thrust(SL) = |thrust_to_weight= |chamber_pressure= |specific_impulse= |specific_impulse_vacuum= |specific_impulse_sea_level= |total_impulse = |mass_flow = |burn_time = |gimbal =<!--gimbal range in °, or other TVC method, leave blank if none--> |capacity = |dimensions = |length = |diameter = |dry_weight = |used_in = |references = |notes = }}

Hybrid engines {{Infobox rocket engine |name = |image = |image_size = |caption = |country_of_origin= |date = |first_date = |last_date = |designer = |manufacturer = |purpose = |associated = |predecessor = |successor = |status = |type =hybrid |oxidiser = |fuel = |description = |combustion_chamber= |nozzle_ratio = |thrust = |thrust_at_altitude= |thrust(Vac) =<!--if throttle range >100%, specify corresponding throttle--> |thrust(SL) = |throttle_range =<!--leave blank if no throttle--> |thrust_to_weight= |chamber_pressure= |specific_impulse= |specific_impulse_vacuum= |specific_impulse_sea_level= |total_impulse = |mass_flow = |burn_time = |restarts =<!--leave blank if not restartable--> |gimbal =<!--gimbal range in °, leave blank if none--> |capacity = |dimensions = |length = |diameter = |dry_weight = |used_in = |references = |notes = }}

Monopropellant engines {{Infobox rocket engine |name = |image = |image_size = |caption = |country_of_origin= |date = |first_date = |last_date = |designer = |manufacturer = |purpose = |associated = |predecessor = |successor = |status = |type =mono |fuel = |description = |combustion_chamber= |nozzle_ratio = |thrust = |thrust_at_altitude= |thrust(Vac) =<!--if throttle range >100%, specify corresponding throttle--> |thrust(SL) = |throttle_range =<!--leave blank if no throttle--> |thrust_to_weight= |chamber_pressure= |specific_impulse= |specific_impulse_vacuum= |specific_impulse_sea_level= |total_impulse = |mass_flow = |burn_time = |restarts =<!--leave blank if not restartable--> |gimbal =<!--gimbal range in °, leave blank if none--> |capacity = |dimensions = |length = |diameter = |dry_weight = |used_in = |references = |notes = }}

نمونه

وایکینگ

موتور موشک وایکینگ ۵سی
کشور سازنده	فرانسه
نخستین پرواز	۱۹۷۹
آخرین پرواز	۲۰۰۳
طراح	Société Européenne de Propulsion (SEP)
پیشین	None
پسین	Vikas وولکین
وضعیت	Retired
موتور با سوخت مایع
پیش‌ران	دی‌نیتروژن تتراکسید / دی‌متیل‌هیدرازین نامتقارن or UH 25
نسبت مخلوط	۱٫۷–۱٫۸۶
دوره	Gas-generator cycle
پمپ‌ها	3 coaxial pumps
پیکربندی
محفظه	Film-cooled, ablative throat insert
نسبت نازل	10 (Viking 5C) 30.8 (Viking 4B)
کارایی
رانش در خلاء	۶۹۰–۸۰۵ کیلونیوتن (۱۵۵٬۰۰۰–۱۸۱٬۰۰۰ پوند-نیرو)
رانش در سطح دریا	۶۱۱–۶۷۸ کیلونیوتن (۱۳۷٬۰۰۰–۱۵۲٬۰۰۰ پوند-نیرو)
نسبت نیرو به وزن	۸۰–۹۹
فشار محفظه	۵٫۵ مگاپاسکال (۸۰۰ پوند بر اینچ مربع)
تکانه ویژه (خلاء)	۲٫۷۶–۲٫۹۵ کیلومتر بر ثانیه (۲۸۱–۳۰۱ ثانیه)
تکانه ویژه (سطح دریا)	۲٫۴۳–۲٫۷۹ کیلومتر بر ثانیه (۲۴۸–۲۸۴ ثانیه)
Restarts	Unlimited
Gimbal range	Fixed, swiveled, and gimbaled versions were made
ابعاد
طول	۲٫۸۷–۳٫۵۱ متر (۹٫۴–۱۱٫۵ فوت)
قطر	۰٫۹۵–۱٫۷ متر (۳٫۱–۵٫۶ فوت)
مورد استفاده در
Ariane 1 - Ariane 4

{{Infobox rocket engine
| name               = وایکینگ
| total_impulse      = 
| thrust(Vac)        = {{cvt|690-805|kN|lb-f}}
| thrust(SL)         = {{cvt|611-678|kN|lb-f}}
| throttle_range     = 
| thrust_to_weight   = ۸۰–۹۹
| chamber_pressure   = {{cvt|5.5|MPa|psi}}
| specific_impulse   = 
|specific_impulse_vacuum = {{convert|281–301|isp|km/s|abbr=on|order=flip}}
|specific_impulse_sea_level = {{convert|248–284|isp|km/s|abbr=on|order=flip}}
| burn_time          = 
| thrust             = 
| restarts           = Unlimited
| gimbal             = Fixed, swiveled, and gimbaled versions were made
| capacity           = 
| dimensions         = 
| length             = {{cvt|2.87-3.51|m|ft}}
| diameter           = {{cvt|0.95-1.7|m|ft}}
| dry_weight         = 
| used_in            = [[Ariane 1]] - [[Ariane 4]]
| references         = 
| thrust_at_altitude = 
| nozzle_ratio       = 10 (Viking 5C){{سخ}}30.8 (Viking 4B)
| image              = Viking 5C rocketengine.jpg
| associated         = 
| image_size         = 
| caption            = موتور موشک وایکینگ ۵سی
| country_of_origin  = فرانسه
| date               = 
| first_date         = ۱۹۷۹
| last_date          = ۲۰۰۳
| designer           = Société Européenne de Propulsion (SEP)
| manufacturer       = 
| purpose            = 
| predecessor        = None
| combustion_chamber = Film-cooled, ablative throat insert
| successor          = [[Vikas (rocket engine)|Vikas]]{{سخ}}[[وولکین]]
| status             = Retired
| type               = Liquid
| oxidiser           = [[دی‌نیتروژن تتراکسید]]
| fuel               = [[دی‌متیل‌هیدرازین نامتقارن]] or [[UH 25]]
| mixture_ratio      = ۱٫۷–۱٫۸۶
| cycle              = [[Gas-generator cycle]]
| pumps              = 3 coaxial pumps
| description        = 
| notes              = 
}}

الگوهای وابسته

توضیحات بالا تراگنجانده‌شده از الگو:جعبه اطلاعات موتور راکت/توضیحات است. (ویرایش | تاریخچه)
ویرایشگران می‌توانند در صفحات تمرین (ایجاد | آینه) و آزمایشی (ایجاد) این الگو را آزمایش کنند.
لطفاً رده‌ها را به زیرصفحهٔ /توضیحات بیفزایید. زیرصفحه‌های این الگو.