出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2019/04/11 09:31 UTC 版)
ナビゲーションに移動 検索に移動| 原開発国 |  ソビエト連邦/ ロシア[1] |
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| 搭載 | Ikar |
| 現況 | 生産終了 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進薬 | N2O4 / UDMH |
| 性能 | |
| 燃焼室圧力 | 9.0 bar |
| Isp (vac.) | 326 秒 |
| 燃焼時間 | 600秒 |
| 寸法 | |
| 全長 | 2.56 m |
| 直径 | 2.72 m |
| 乾燥重量 | 820 kg |
| 使用 | |
| Ikar | |
| リファレンス | |
| 出典 | [1] |
17D61はロシアのソユーズロケットのブロックL上段で使用されたエンジンで50回までの再着火能力を備える。設計はヤンターリ偵察衛星の推進モジュールから派生した[1]。
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