RL10 - RL10

RL10
RL-10 roket motoru (30432256313).jpg
Londra Bilim Müzesi'nde bir RL10A-4 motoru
Menşei ülke Amerika Birleşik Devletleri
İlk uçuş 1962 (RL10A-1)
Üretici firma Aerojet Rocketdyne
Başvuru Üst kademe motor
İlişkili LV Atlas
Saturn I
Titan IIIE
Titan IV
Delta III
Delta IV
DC-X
Uzay Mekiği (iptal edildi)
Uzay Fırlatma Sistemi (gelecek)
OmegA (iptal edildi)
Vulcan (gelecek)
Durum Üretimde
Sıvı yakıtlı motor
itici Sıvı oksijen / sıvı hidrojen
karışım oranı 5,88:1
Çevrim Genişletici döngüsü
Yapılandırma
Nozul oranı 84:1 veya 280:1
Verim
İtme (vakum) 110.1 kN (24.800 pound f )
Spesifik dürtü (vakum) 465,5 saniye (4.565 km/s)
yanma süresi 700 saniye
Boyutlar
Uzunluk 4,15 m (13,6 ft) w/ nozul uzatılmış
Çap 2,15 m (7 ft 1 inç)
Kuru ağırlık 301 kg (664 lb)
Kullanılan
Centaur , DCSS , S-IV
Referanslar
Referanslar
Notlar Performans değerleri ve boyutları RL10B-2 içindir.

RL10 bir olan sıvı yakıt kriyojenik roket motoru inşa ABD tarafından Aerojet Rocketdyne yakar kriyojenik sıvı hidrojeni ve sıvı oksijen itici motorları. Modern versiyonlar , vakumda motor başına 110 kN'ye (24.729 lb f ) kadar itme gücü üretir. Üç RL10 versiyonları için üretimde olan Centaur üst evre arasında Atlas V ve DCSS ait delta IV . Üç tane daha sürümler için gelişim içindedir Keşif Üst Sahne ait Uzaya Fırlatma Sistemi ve Centaur V Vulkan roket.

Genleştirme çevrimi motor sürücüleri kullandığı turbopump atık ısı ile motorun yanma odası, boğaz ve meme tarafından emilir. Bu, hidrojen yakıtı ile birleştiğinde, vakumda 373 ila 470 s (3.66-4.61 km/s) aralığında çok yüksek özgül darbelere ( I sp ) yol açar . Kütle, motorun versiyonuna bağlı olarak 131 ila 317 kg (289–699 lb) arasında değişir.

Tarih

RL10, 1950'lerde başlayan Marshall Uzay Uçuş Merkezi ve Pratt & Whitney tarafından motorun geliştirilmesiyle Amerika Birleşik Devletleri'nde inşa edilen ilk sıvı hidrojen roket motoruydu . RL10 başlangıçta USAF Lunex Ay'a iniş aracı için kısılabilir bir motor olarak geliştirildi ve sonunda bu yeteneği yirmi yıl sonra DC-X VTOL aracında kullanmaya başladı.

RL10 ilk olarak 1959'da Pratt & Whitney'nin Florida West Palm Beach'teki Florida Araştırma ve Geliştirme Merkezinde yerde test edildi . İlk başarılı uçuş 27 Kasım 1963'te gerçekleşti. Bu fırlatma için iki RL10A-3 motoru , bir Atlas fırlatma aracının Centaur üst kademesine güç verdi . Lansman, aracın yoğun şekilde enstrümantal bir performans ve yapısal bütünlük testi yapmak için kullanıldı.

Motorun birden fazla versiyonu uçtu. S-IV arasında Satürn I altı RL10A-3 's bir küme kullanılan ve Titan programı RL10 tabanlı dahil Centaur üst aşamaları da.

McDonnell Douglas DC-X'te dört adet modifiye edilmiş RL10A-5 motoru kullanıldı .

Kusur lehimleme bir bölgesinin RL10B-2 yanma odası 4 May 1999 için başarısızlıkların nedeni olarak tanımlanmıştır Delta III Orion-3 taşıma başlatılması iletişim uydusu .

DOĞRUDAN yerine sürüm 3.0 öneri Ares I ve Ares V ortak bir çekirdek sahne paylaşan roketler bir aile ile J-246 ve J-247 fırlatma araçlarının ikinci aşaması için RL10 önerilir. Önerilen Jüpiter Üst Aşamasında, Uzay Fırlatma Sistemi Keşfi Üst Aşamasına eşdeğer bir role hizmet eden yedi adede kadar RL10 motoru kullanılacaktı .

Ortak Genişletilebilir Kriyojenik Motor

CECE kısmi gazda

2000'lerin başında NASA , Ortak Genişletilebilir Kriyojenik Motor (CECE) göstericisini geliştirmek için Pratt & Whitney Rocketdyne ile sözleşme yaptı . CECE, derin kısma yeteneğine sahip RL10 motorlarına yol açmayı amaçlıyordu. 2007'de, çalışabilirliği (biraz "çekme" ile birlikte) 11:1 gaz kelebeği oranlarında gösterildi. 2009'da NASA, yüzde 104 itme kuvvetinden yüzde sekiz itme kuvvetine başarılı bir şekilde kısıldığını bildirdi; bu, bu tip bir genişletici çevrimli motor için bir rekor. İtici gazların basıncını, sıcaklığını ve akışını kontrol eden enjektör ve itici besleme sistemi modifikasyonları ile tıkanma ortadan kaldırıldı. 2010 yılında, kısma aralığı 17,6:1 oranına daha da genişletildi, kısma gücü %104'ten %5,9'a düşürüldü.

Erken 2010'ların olası halefi

2012'de NASA, yeni nesil üst kademe tahrikini incelemek için ABD Hava Kuvvetleri (USAF) ile birleşerek, Aerojet Rocketdyne RL10'un yerini alacak yeni bir üst kademe motordaki ajansların ortak çıkarlarını resmileştirdi.

"Bir RL10'daki liste fiyatını biliyoruz. Zaman içindeki maliyete bakarsanız, EELV'lerin birim maliyetinin çok büyük bir kısmı tahrik sistemlerine atfedilebilir ve RL10 çok eski bir motordur ve çok fazla üretimi ile ilgili el işi. ... Bu çalışmanın çözeceği şey bu, bir RL10 yedeği inşa etmeye değer mi?"

—  Dale Thomas, Yardımcı Teknik Direktör, Marshall Uzay Uçuş Merkezi

Çalışmadan NASA, Uzay Fırlatma Sisteminin (SLS) üst aşaması için daha ucuz bir RL10 sınıfı motor bulmayı umuyordu .

USAF , ABD hükümet uydularını uzaya göndermenin başlıca yöntemleri olan Lockheed Martin Atlas V ve Boeing Delta IV Evrimleşmiş Harcanabilir Fırlatma Araçlarının (EELV) üst kademelerinde kullanılan Rocketdyne RL10 motorlarını değiştirmeyi umuyordu . Aynı zamanda Uygun Fiyatlı Üst Aşama Motor Programı (AUSEP) kapsamında ilgili bir gereksinim çalışması yürütülmüştür.

İyileştirmeler

RL10 yıllar içinde gelişti. RL10B-2 kullanıldı DCSS geliştirilmiş performans, bir uzatılabilir meme, elektro-mekanik vardı gimbaling düşük bir ağırlık ve yüksek güvenilirlik ve a için özel bir impuls 464 saniye (4.55 km / s).

2016 de, Aerojet Rocketdyne birleştiren doğru çalıştığı katkı üretim RL10 yapım sürecine. Şirket, Mart 2016'da baskılı ana enjektörlü bir motorda ve Nisan 2017'de baskılı itme odası tertibatlı bir motorda tam ölçekli, sıcak ateşleme testleri gerçekleştirdi .

RL10 için mevcut uygulamalar

  • Atlas V Centaur (roket aşaması) : Tek motorlu centaur (SEC) versiyonu RL10C-1'i kullanırken, çift motorlu centaur (DEC) versiyonu daha küçük RL10A-4-2'yi koruyor. Bir Atlas V görevi (SBIRS-5), RL10C-1-1 versiyonunun ilk kullanımını işaret etti. Görev başarılı oldu, ancak beklenmedik bir titreşim gözlemlendi ve RL10C-1-1 modelinin daha fazla kullanımı, sorun daha iyi anlaşılana kadar beklemeye alındı.
  • Delta Kriyojenik İkinci Aşama : Mevcut DCSS, genişletilebilir bir ağızlığa sahip bir RL10C-2-1'e sahiptir.
  • Ara Kriyojenik Tahrik Aşaması  : Ara Kriyojenik Tahrik Aşaması veya ICPS, SLS için kullanılır ve motorun bir RL10B-2 olması ve 8.4 metre çapındaki çekirdek aşamanın üstüne oturacak şekilde uyarlanması dışında DCSS'ye benzerdir. RS-25 Uzay Mekiği Ana Motorları.

Geliştirme aşamasındaki motorlar

  • Keşif Üst ​​Aşaması (EUS) : EUS başlangıçta dört RL10C-3 motor kullanacaktır. RL10C-X kullanıma sunulduğunda, C-3 motorları CX ile değiştirilecektir.
  • Omega Üst Aşaması: Nisan 2018'de, Northrop Grumman Innovation Systems , üst aşamada OmegA'da iki RL10C-5-1 motorunun kullanılacağını duyurdu . Mavi Kökeni 's -3U BE ve Airbus Safran'ın Vinci Aerojet Rocketdyne motor seçilmeden önceki de kabul edildi. Ulusal Güvenlik Uzay Fırlatma sözleşmesini kazanamayınca Omega geliştirme durduruldu.
  • Centaur V : 11 Mayıs 2018'de United Launch Alliance (ULA), rekabetçi bir satın alma sürecinin ardından ULA'nın yeni nesil Vulcan Centaur roketi için RL10 üst kademe motorunun seçildiğini duyurdu . Centaur V normalde RL10C-1-1'i kullanacaktır, ancak Vulcan Centaur Heavy'de RL10C-X kullanılacaktır.

Gelişmiş Kriyojenik Evrim Aşaması

Ana madde: Gelişmiş Kriyojenik Evrim Aşaması

2009 itibariyle, Vulcan fırlatma aracı için mevcut ULA Centaur ve Delta Kriyojenik İkinci Aşama (DCSS) teknolojisinin uzun süreli, düşük kaynama dereceli bir uzantısı olan Gelişmiş Kriyojenik Evolved Aşamasına (ACES) güç sağlamak için RL10'un geliştirilmiş bir versiyonu önerildi. . Uzun süreli ACES teknolojisi, jeosenkron , cislunar ve gezegenler arası görevleri desteklemeyi amaçlamaktadır . Bir diğer olası uygulamalar devam uzay gibidir itici depolarında içinde LEO ya da L 2 ötesine-LEO veya gezegenler arası misyonlar yolda durmak ve yakıt ikmali için diğer roketler için bir yol-istasyonları gibi kullanılabilir. Ait Temizleme uzay enkaz da önerilmişti.

Sürüm tablosu

Sürüm Durum İlk uçuş Kuru kütle itme ben sp ( v e ), vac. Uzunluk Çap T:B İLE İLGİLİ Genişleme oranı oda basıncı yanma süresi ilişkili aşama Notlar
RL10A-1 Emekli 1962 131 kg (289 lb) 67 kN (15.000 lbf) 425 sn (4,17 km/s) 1,73 m (5 ft 8 inç) 1,53 m (5 ft 0 inç) 52:1 5:1 40:1 430 sn Sentor A Prototip
RL10A-3C Emekli 1963 131 kg (289 lb) 65.6 kN (14.700 pound f ) 444 sn (4,35 km/s) 2,49 m (8 ft 2 inç) 1,53 m (5 ft 0 inç) 51:1 5:1 57:1 32,75 bar (3.275 kPa) 470 sn Sentor B/C/D/E
RL10A-3S Emekli 1964 134 kg (296 lb) 67 kN (15.000 lbf) 427 sn 51:1 5:1 40:1 Satürn I S-IV Aşaması
RL10A-4 Emekli 1992 168 kg (370 lb) 92,5 kN (20,800 lb f ) 449 sn (4,40 km/s) 2,29 m (7 ft 6 inç) 1,17 m (3 ft 10 inç) 56:1 5.5:1 84:1 392 sn Sentor IIA
RL10A-5 Emekli 1993 143 kg (315 lb) 64.7 kN (14.500 pound f ) 373 sn (3,66 km/s) 1,07 m (3 ft 6 inç) 1,02 m (3 ft 4 inç) 46:1 6:1 4:1 127 sn DC-X
RL10B-2 Aktif 1998 277 kg (611 lb) 110.1 kN (24.800 pound f ) 465.5 s (4.565 km/s) 4,15 m (13,6 ft) 2,15 m (7 ft 1 inç) 40:1 5,88:1 280:1 44,12 bar (4.412 kPa) 5 m: 1,125 s
4 m: 700 s 		Delta Kriyojenik İkinci Aşama ,
Ara Sirojenik Tahrik Aşaması
RL10A-4-1 Emekli 2000 167 kg (368 lb) 99.1 kN (22.300 pound f ) 451 sn (4,42 km/s) 1,53 m (5 ft 0 inç) 61:1 84:1 740 sn Sentor IIIA
RL10A-4-2 Emekli 2002 168 kg (370 lb) 99.1 kN (22.300 pound f ) 451 sn (4,42 km/s) 1,17 m (3 ft 10 inç) 61:1 84:1 740 sn Centaur IIIB
Centaur SEC
Centaur Aralık
RL10B-X İptal edildi 317 kg (699 lb) 93.4 kN (21.000 pound f ) 470 sn (4,6 km/s) 1,53 m (5 ft 0 inç) 30:1 250:1 408 sn Sentor BX
CECE gösterici proje 160 kg (350 lb) 67 kN (15.000 lbf), gaz kelebeği %5–10'a >445 s (4,36 km/s) 1,53 m (5 ft 0 inç) 43:1
RL10C-1 Aktif 2014 190 kg (420 lb) 101,8 kN (22.890 lbf) 449,7 sn (4.410 km/sn) 2,12 m (6 ft 11 inç) 1,45 m (4 ft 9 inç) 57:1 5,88:1 130:1 Centaur SEC
Centaur Aralık
RL10C-1-1 Aktif 2021 188 kg (415 lb) 106 kN (23.825  lb F ) 453.8 sn 2,46 m (8 ft 0,7 inç) 1,57 m (4 ft 9 inç) 57:1 5.5:1 Sentor V
RL10C-2-1 Aktif 301 kg (664 lb) 109,9 kN (24,750 lb F ) 465.5 sn 4,15 m (13 ft 8 inç) 2,15 m (7 ft 1 inç) 37:1 5,88:1 280:1 Delta Kriyojenik İkinci Aşama
RL10C-3 Geliştirilmekte 2026 230 kg (508 lb) 108 kN (24.340  lb F ) 460.1 sn 3,15 m (10 ft 4,3 inç) 1,85 m (6 ft 1 inç) 48:1 5.7:1 Keşif Üst ​​Aşaması
RL10C-5-1 İptal edildi (2020) Yok 188 kg (415 lb) 106 kN (23.825  lb F ) 453.8 sn 2,46 m (8 ft 0,7 inç) 1,57 m (4 ft 9 inç) 57:1 5.5:1 Omega

Kısmi özellikler

RL10A bilgileri ve genel bakış
RL10 motoru NASA'da test ediliyor

Tüm sürümler

RL10A

  • İtki (yükseklik): 15.000 lbf (66,7 kN) 
  • Özgül dürtü : 433 saniye (4,25 km/s)
  • Motor ağırlığı, kuru : 298 lb (135 kg)
  • Yükseklik: 68  inç (1,73  m)
  • Çap: 39  inç (0,99  m)
  • Nozul genişleme oranı: 40'a 1
  • İtici gaz akışı: 35 lb/s (16 kg/s)
  • Araç uygulaması: Satürn I , S-IV 2. aşama, 6 motor
  • Araç uygulaması: Centaur üst kademe, 2 motor

RL10B-2

RL10B-2 motora sahip bir Delta IV Medium roketinin ikinci aşaması
  • İtme (yükseklik): 24.750 lbf (110.1 kN)
  • Özgül dürtü : 465,5 saniye (4.565 km/s)
  • Motor ağırlığı, kuru: 664 lb (301,2 kg)
  • Yükseklik: 163,5  inç (4,14  m)
  • Çap: 84,5  inç (2,21  m)
  • Genişletme oranı: 280'e 1
  • Karışım oranı: 5,88'e 1 oksijen:hidrojen kütle oranı
  • İtici gaz akışı: yakıt, 7,72 lb/s (3,5 kg/s); oksitleyici 45,42 lb/s (20,6 kg/s)
  • Araç uygulaması: Delta III , Delta IV ikinci aşama (1 motor)

Ekrandaki motorlar

Ayrıca bakınız

Referanslar

bibliyografya

Dış bağlantılar