| País de orixe | Estados Unidos[1] |
|---|---|
| Primeiro voo | 7 de decembro de 1991[1] |
| Último voo | 1993[1] |
| Fabricante | Rocketdyne |
| Aplicación | Motores principais dos Atlas II.[1] |
| Predecesor | MA-5 |
| Estado | Fóra de produción[1] |
| Motor de combustible líquido | |
| Propelente | Osíxeno líquido[1] / Queroseno[1] |
| Taxa de mestura | 2,25[1] |
| Ciclo | Xerador de gas[1] |
| Bombas | Turbobomba de 1362 kW de potencia e 75 atmosferas de descarga.[1] |
| Configuración | |
| Taxa da tobeira | 8[1] |
| Rendemento | |
| Pulo | 2100,0 kN[1] |
| Pulo (nivel do mar) | 1865,9 kN[1] |
| Taxa de pulo a peso | 152,2[1] |
| Presión na cámara | 48,0 bar[1] |
| Impulso específico | 296 s[1] |
| Isp (nivel do mar) | 263 s[1] |
| Tempo de acendido | 167 segundos[1] |
| Dimensións | |
| Lonxitude | 3,43 m[1] |
| Diámetro | 1,19 m[1] |
| Peso seco | 1610 kg[1] |
| Usado en | |
| Atlas II | |
MA-5A é a denominación do sistema de motores usados na primeira etapa dos foguetes Atlas II.[1]
Os MA-5A eran fabricados por Rocketdyne e usaban osíxeno líquido e queroseno como propepelentes. Substituíron os anteriores MA-5, mellorando o impulso específico en 4 segundos a nivel do mar e modificándose algúns aspectos como a eliminación dos motores vernier laterais e o traslado do control de xiro e axuste á interetapa do foguete.[1]