RL10
RL10 е първият създаден в САЩ ракетен двигател с течно гориво, който работи с течни водород и кислород. Разработен е от фирмата Pratt & Whitney, а по-късно с усъвършенстването на двигателя се занимава Aerojet Rocketdyne.
История редактиране
Разработката на ракетния двигател RL-10 от фирмата Pratt & Whitney започва през 1959 г. Първият неуспешен суборбитален изпитателен пуск се състои през 1962 г.,[1] а първият успешен пуск е осъществен на 27 ноември 1963 г.[2][3]
Двигателят RL-10 работи на течни водород и кислород, има специфичен импулс от порядъка на 433 s (4 250 m/s) и развива тяга от примерно 6800 kg.
От началото на 2010 г. Aerojet Rocketdyne провежда изследвания за намаляване на разходите за производство на двигатели. Около началото на 2017 г. е успешно тествана горивна камера, произведена чрез 3D принтиране чрез селективно лазерно синтероване на медни сплави.[4]
Употреба редактиране
Двигателят е използван в следните ракетни степени:
- Сатурн I – шест двигателя RL10 задвижват втората ѝ степен, S-IV
- Атлас – два двигателя RL10 задвижват втората степен Кентавър
- Титан – един двигател RL10 задвижва втората степен Кентавър
- Делта IV – един двигател RL10 задвижва последната ѝ степен
Предлагано е степен Кентавър с такива двигатели да бъде използвана в ракетите Сатурн I, Сатурн IB, Сатурн V и в космическата совалка.
Планът DIRECT е предвиждал използване на RL-10 във втората степен на предлаганите ракети J-246 и J-247.
Четири модифицирани двигателя RL10A-5 се използват в проекта DC – X на Макдоналд Дъглас.
Спецификация на оригиналния модел редактиране
- Мощност: 66.7 kN
- Време на работа: 470 s
- Дизайн: Експандерен
- Специфичен импулс: 433 с (4.25 kN·s/kg)
- Тегло на двигателя (незареден): 135 kg
- Височина: 1.73 m
- Диаметър: 0.99 m
- Степен на разширяване: 40
- Пропеланти: течен водород и течен кислород
- Потребление на пропелант: 16 kg/s
- Производител: Pratt & Whitney
- Използван в: Сатурн I (втора степен, S-IV – 6 двигателя), ракетна степен Кентавър – 2 двигателя
Настоящ дизайн редактиране
Двигателят е усъвършенстван с течение на годините.
Вариант RL10B-2 редактиране
Един от вариантите му, RL10B-2, задвижва втората степен на Делта IV и втората степен на Делта III. Значително е модифициран с цел подобряване на работата му. Модификациите включват удължимо сопло и електро-механични актуатори за насочване на двигателя. Резултатът е намалено тегло и увеличена надеждност. Постигнат е специфичен импулс 464 s.
Спецификации:
- Мощност: 110.1 kN
- Време на работа: 1152 s
- Дизайн: Експандерен
- Специфичен импулс: 433 s (4.25 kN·s/kg)
- Тегло на двигателя (незареден): 277 kg
- Височина: 4,14 m
- Диаметър: 2,21 m
- Степен на разширяване: 250
- Съотношение на пропелантите: 5,85: 1
- Пропеланти: течен водород и течен кислород
- Потребление на пропелант: 20,6 kg окислител, 3,5 kg гориво в секунда
- Производител: Pratt & Whitney
Вариант RL10A-4-2 редактиране
Използва се в горната степен на ракета Атлас V.
Планове за бъдещо използване редактиране
През 2005 г. НАСА оповестява решението да използва за бъдещия космически кораб „Орион“ конфигурация, подобна на тази на Аполо. По това време е било решено степента за кацане на новия Модул за кацане на Луната да използва течен водород и течен кислород. Първоначално е било планирано степента за излитане да работи с течен метан и течен кислород, но към май 2010 г. е в сила решение тя също да използва течен водород и течен кислород.
Във връзка с избраните пропеланти и с нуждата от кацане в полярните райони на Луната от екваториална орбита, НАСА решава да използва RL10 като основен двигател на модула за кацане. Текущите планове предвиждат степента за кацане да използва четири двигателя, а степента за излитане – един. Тъй като модулът трябва да може да „увисва“ над лунната повърхност и да осигурява меко кацане, е необходимо използваните двигатели да могат да намалят енергията си до 10% от максималната. Сега съществуващите RL10 могат да я намалят до 20% от максималната. Успешното им модифициране ще позволи на НАСА да намали стойността на разработката чрез работа на базата на съществуваща техника.
Базов подобряем криогенен двигател редактиране
Базовият подобряем криогенен двигател (на английски: Common Extensible Cryogenic Engine, CECE) е разработка, която цели създаване на двигатели на базата на RL10, които могат да намаляват мощността си в широк диапазон. НАСА има сключен договор с Pratt & Whitney Rocketdyne за създаване на такъв демонстрационен двигател. През 2007 г. те демонстрират работа в съотношения 11:1 (при леко нестабилна работа). През 2009 г. НАСА съобщава за успешна работа в диапазона от 104% до 8% от максималната мощност – рекорд за двигател от този тип. Нестабилността е елиминирана чрез модификации на инжектора и на системата за подаване на пропелант, които контролират налягането, температурата и тока на пропелантите.
Източници редактиране
- ↑ Centaur // Gunter's Space Pages. Архивиран от оригинала на 2013-08-29.
- ↑ Sutton, George. History of liquid propellant rocket engines. American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2005. ISBN 1-56347-649-5. (на английски)
- ↑ Renowned Rocket Engine Celebrates 40 Years of Flight // Pratt & Whitney, 2003-11-24. Архивиран от оригинала на 2011-06-14.
- ↑ Aerojet Rocketdyne Tests Full-Scale RL10 3-D Printed Copper Thrust Chamber Assembly - SpaceRef Business // spaceref.biz. Архивиран от оригинала на 2017-04-04. Посетен на 2017-04-03. (на английски)