RL10 - RL10

RL10
Silnik rakietowy RL-10 (30432256313).jpg
Silnik RL10A-4 w londyńskim Muzeum Nauki
Kraj pochodzenia Stany Zjednoczone Ameryki
Pierwszy lot 1962 (RL10A-1)
Producent Aerojet Rocketdyne
Podanie Silnik górnego stopnia
Powiązane LV Atlas
Saturn I
Titan IIIE
Titan IV
Delta III
Delta IV
DC-X
Space Shuttle (anulowany)
Space Launch System (przyszłość)
OmegA (anulowany)
Vulcan (przyszłość)
Status W produkcji
Silnik na paliwo płynne
Gaz pędny Ciekły tlen / ciekły wodór
Stosunek mieszanki 5,88:1
Cykl Cykl ekspandera
Konfiguracja
Stosunek dysz 84:1 lub 280:1
Wydajność
Ciąg (podciśnienie) 110,1 kN (24800 funtów f )
Impuls właściwy (podciśnienie) 465,5 sekundy (4,565 km/s)
Czas palenia 700 sekund
Wymiary
Długość 4,15 m (13,6 stopy) z wysuniętą dyszą
Średnica 2,15 m (7 stóp 1 cal)
Suchej masy 301 kg (664 funtów)
Używany w
Centaur , DCSS , S-IV
Bibliografia
Bibliografia
Uwagi Wartości wydajności i wymiary dotyczą RL10B-2.

RL10 jest ciecz-paliwowy silnika kriogenicznego rakieta zbudowana w Stanach Zjednoczonych przez Aerojet Rocketdyne że spala kriogenicznego ciekły wodór i ciekły tlen miotające. Nowoczesnych wersji produkować do 110 kN (24729 funtów f ) w ciągu jednej silnika w próżni. Trzy wersje RL10 są w produkcji dla Centaur górnej scenie w Atlas V i DCSS z Delta IV . Trzy kolejne wersje są w rozwoju dla Exploration Upper Stage na uruchamianie systemu kosmicznego i Centaur V Vulcan rakiety.

Cykl ekspander , że silnik wykorzystuje napędzanie turbopompa z ciepła odpadowego absorbowane przez komorę spalania silnika, gardła i dyszy. W połączeniu z paliwem wodorowym prowadzi to do bardzo wysokich impulsów właściwych ( I sp ) w zakresie od 373 do 470 s (3,66–4,61 km/s) w próżni. Masa waha się od 131 do 317 kg (289-699 funtów) w zależności od wersji silnika.

Historia

RL10 był pierwszym silnikiem rakietowym na ciekły wodór, który zbudowano w Stanach Zjednoczonych, a rozwój silnika rozpoczął się w latach 50. XX wieku przez Marshall Space Flight Center i Pratt & Whitney . RL10 został pierwotnie opracowany jako silnik z przepustnicą dla lądownika księżycowego USAF Lunex , ostatecznie wykorzystując tę ​​możliwość dwadzieścia lat później w pojeździe DC-X VTOL.

RL10 został po raz pierwszy przetestowany w terenie w 1959 roku w Centrum Badawczo-Rozwojowym Pratt & Whitney na Florydzie w West Palm Beach na Florydzie . Pierwszy udany lot odbył się 27 listopada 1963 r. Podczas tego startu dwa silniki RL10A-3 napędzały górny stopień Centaura rakiety nośnej Atlas . Premiera została wykorzystana do przeprowadzenia silnie oprzyrządowanego testu osiągów i integralności strukturalnej pojazdu.

Latano w wielu wersjach silnika. S-IV w Saturn I stosuje klastra sześciu RL10A-3, oraz z Tytan programu zawarte RL10 oparte Centaur górnej fazy, a także.

W McDonnell Douglas DC-X zastosowano cztery zmodyfikowane silniki RL10A-5 .

Wada w lutowania wystąpienia RL10B-2 komory spalania zidentyfikowano jako przyczynę niepowodzenia do 04 maj 1999 Delta III rozpoczęcia przenoszenia Orion-3 satelity telekomunikacyjnego .

Propozycja DIRECT w wersji 3.0 w celu zastąpienia Ares I i Ares V rodziną rakiet o wspólnym rdzeniu zalecała RL10 do drugiego etapu rakiet nośnych J-246 i J-247. W proponowanym górnym stopniu Jowisza mogło być użytych do siedmiu silników RL10, pełniących równoważną rolę do górnego stopnia eksploracji systemu kosmicznego .

Wspólny rozszerzalny silnik kriogeniczny

CECE przy częściowym otwarciu przepustnicy

Na początku XXI wieku NASA zleciła firmie Pratt & Whitney Rocketdyne opracowanie demonstratora Common Extensible Cryogenic Engine (CECE). CECE miało doprowadzić do silników RL10 zdolnych do głębokiego dławienia. W 2007 roku zademonstrowano jego działanie (z pewnym „duszeniem”) przy przełożeniu przepustnicy 11:1. W 2009 r. NASA poinformowała o pomyślnym dławieniu ze 104 procent ciągu do ośmiu procent ciągu, co jest rekordem dla tego typu silnika z cyklem ekspandera. Chugging został wyeliminowany przez modyfikacje wtryskiwaczy i systemu podawania paliwa pędnego, które kontrolują ciśnienie, temperaturę i przepływ propelentów. W 2010 r. zakres dławienia został dodatkowo rozszerzony do stosunku 17,6:1, dławiąc z 104% do 5,9% mocy.

Możliwy następca z początku 2010 roku

W 2012 roku NASA połączyła się z Siłami Powietrznymi Stanów Zjednoczonych (USAF) w celu zbadania napędu górnego stopnia nowej generacji, formalizując wspólne interesy agencji w nowym silniku górnego stopnia, który ma zastąpić Aerojet Rocketdyne RL10.

„Znamy cenę katalogową RL10. Jeśli spojrzymy na koszty w czasie, bardzo dużą część kosztu jednostkowego EELV można przypisać układom napędowym, a RL10 to bardzo stary silnik i jest tam wiele rzemiosło związane z jego produkcją.... Tak dowiemy się z tego badania, czy warto zbudować zamiennik RL10?”

—  Dale Thomas, zastępca dyrektora technicznego, Centrum Lotów Kosmicznych Marshalla

Na podstawie badań NASA miała nadzieję znaleźć tańszy silnik klasy RL10 dla górnego stopnia systemu kosmicznego (SLS).

USAF miał nadzieję zastąpić silniki Rocketdyne RL10 stosowane w górnych stopniach Lockheed Martin Atlas V i Boeing Delta IV Evolved Expendable Launch Vehicles (EELV), które były głównymi metodami umieszczania satelitów rządu USA w kosmosie. Powiązane badanie wymagań zostało przeprowadzone w tym samym czasie w ramach Affordable Upper Stage Engine Program (AUSEP).

Ulepszenia

RL10 ewoluował przez lata. RL10B-2 , który został użyty w DCSS miał lepszą wydajność, rozszerzalny dyszę elektromechanicznego gimbaling dla zmniejszenia ciężaru i zwiększenie niezawodności i czasie trwania impulsu 464 s (4,55 km / s).

Od 2016 roku firma Aerojet Rocketdyne pracowała nad włączeniem wytwarzania przyrostowego do procesu konstrukcyjnego RL10. Firma przeprowadziła pełnowymiarowe testy ogniowe na silniku z wydrukowanym głównym wtryskiwaczem w marcu 2016 r., a na silniku z wydrukowanym zespołem komory oporowej w kwietniu 2017 r.

Aktualne zastosowania dla RL10

  • Atlas V Centaur (stopień rakietowy) : Wersja jednosilnikowa centaur (SEC) wykorzystuje RL10C-1, podczas gdy wersja dwusilnikowa centaur (DEC) zachowuje mniejszy RL10A-4-2. Misja Atlas V (SBIRS-5) była pierwszym użyciem wersji RL10C-1-1. Misja zakończyła się sukcesem, ale zaobserwowano nieoczekiwane wibracje, a dalsze korzystanie z modelu RL10C-1-1 jest wstrzymane do czasu lepszego zrozumienia problemu.
  • Delta Cryogenic Drugi stopień : Obecny DCSS ma RL10C-2-1 z wysuwaną dyszą.
  • Tymczasowy kriogeniczny stopień napędowy  : Tymczasowy kriogeniczny stopień napędowy lub ICPS jest używany dla SLS i jest podobny do DCSS, z wyjątkiem tego, że silnik to RL10B-2 i jest przystosowany do montażu na szczycie rdzenia stopnia o średnicy 8,4 metra z czterema Główne silniki wahadłowca kosmicznego RS-25 .

Silniki w fazie rozwoju

  • Exploration Upper Stage (EUS) : EUS będzie początkowo używać czterech silników RL10C-3. Gdy RL10C-X stanie się dostępny, silniki C-3 zostaną zamienione na CX.
  • OmegA Upper Stage: W kwietniu 2018 r. Northrop Grumman Innovation Systems ogłosił, że na górnym etapie OmegA zostaną zastosowane dwa silniki RL10C-5-1 . Blue Origin „s Be-3U i Airbus Safran za Vinci zostały również uznane zanim został wybrany silnik Aerojet Rocketdyne użytkownika. Rozwój OmegA został wstrzymany po tym, jak nie udało mu się wygrać kontraktu na wystrzelenie w kosmos.
  • Centaur V : 11 maja 2018 r. United Launch Alliance (ULA) ogłosiło, że silnik górnego stopnia RL10 został wybrany do rakiety nowej generacji Vulcan Centaur firmy ULA w wyniku konkurencyjnego procesu zakupowego. Centaur V normalnie będzie używał RL10C-1-1, ale w Vulcan Centaur Heavy zostanie użyty RL10C-X.

Zaawansowany kriogeniczny etap ewolucji

Główny artykuł: Zaawansowana kriogeniczna scena ewolucyjna

Od 2009 roku zaproponowano ulepszoną wersję RL10 do zasilania Advanced Cryogenic Evolved Stage (ACES), długotrwałego, niskowrzącego rozszerzenia istniejącej technologii ULA Centaur i Delta Cryogenic Second Stage (DCSS) dla pojazdu nośnego Vulcan . Technologia ACES o długim czasie trwania jest przeznaczona do obsługi misji geosynchronicznych , cislunarnych i międzyplanetarnych . Kolejne możliwych zastosowań jest w przestrzeni składów miotającego w LEO lub L 2 , które mogą być wykorzystane jako sposób na stacjach innych rakiet, aby zatrzymać i tankowania w drodze do lub poza-LEO misji międzyplanetarnych. Zaproponowano również sprzątanie kosmicznych śmieci .

Tabela wersji

Wersja Status Pierwszy lot Sucha masa Pchnięcie I sp ( v e ), vac. Długość Średnica T:W Z Współczynnik ekspansji Ciśnienie w komorze Czas palenia Powiązany etap Uwagi
RL10A-1 Emerytowany 1962 131 kg (289 funtów) 67 kN (15 000 funtów siły) 425 s (4,17 km/s) 1,73 m (5 stóp 8 cali) 1,53 m (5 stóp 0 cali) 52:1 5:1 40:1 430 s Centaur A Prototyp
RL10A-3C Emerytowany 1963 131 kg (289 funtów) 65,6 kN (14700 funtów· f ) 444 s (4,35 km/s) 2,49 m (8 stóp 2 cale) 1,53 m (5 stóp 0 cali) 51:1 5:1 57:1 32,75 bara (3275 kPa) 470 s Centaur B/C/D/E
RL10A-3S Emerytowany 1964 134 kg (296 funtów) 67 kN (15 000 funtów siły) 427 lat 51:1 5:1 40:1 Saturn I S-IV Etap
RL10A-4 Emerytowany 1992 168 kg (370 funtów) 92,5 kN (20 800 funtów· f ) 449 s (4,40 km/s) 2,29 m (7 stóp 6 cali) 1,17 m (3 stopy 10 cali) 56:1 5,5:1 84:1 392 Centaur IIA
RL10A-5 Emerytowany 1993 143 kg (315 funtów) 64,7 kN (14500 funtów· f ) 373 s (3,66 km/s) 1,07 m (3 stopy 6 cali) 1,02 m (3 stopy 4 cale) 46:1 6:1 4:1 127 lat DC-X
RL10B-2 Aktywny 1998 277 kg (611 funtów) 110,1 kN (24800 funtów f ) 465,5 s (4,565 km/s) 4,15 m (13,6 stopy) 2,15 m (7 stóp 1 cal) 40:1 5,88:1 280:1 44,12 bara (4412 kPa) 5-m: 1125 s
4-m: 700 s 		Drugi stopień kriogeniczny Delta ,
przejściowy stopień napędu kriogenicznego
RL10A-4-1 Emerytowany 2000 167 kg (368 funtów) 99,1 kN (22 300 funtów· f ) 451 s (4,42 km/s) 1,53 m (5 stóp 0 cali) 61:1 84:1 740 s Centaur IIIA
RL10A-4-2 Emerytowany 2002 168 kg (370 funtów) 99,1 kN (22 300 funtów· f ) 451 s (4,42 km/s) 1,17 m (3 stopy 10 cali) 61:1 84:1 740 s Centaur IIIB
Centaur SEC
Centaur DEC
RL10B-X Anulowany 317 kg (699 funtów) 93,4 kN (21 000 funtów- siła ) 470 s (4,6 km/s) 1,53 m (5 stóp 0 cali) 30:1 250:1 408 Centaur BX
CECE Projekt demonstracyjny 160 kg (350 funtów) 67 kN (15 000 lbf), przepustnica do 5-10% >445 s (4,36 km/s) 1,53 m (5 stóp 0 cali) 43:1
RL10C-1 Aktywny 2014 190 kg (420 funtów) 101,8 kN (22 890 funtów siły) 449,7 s (4,410 km/s) 2,12 m (6 stóp 11 cali) 1,45 m (4 stopy 9 cali) 57:1 5,88:1 130:1 Centaur SEC
Centaur DEC
RL10C-1-1 Aktywny 2021 188 kg (415 funtów) 106 kN (23 825  funtów F ) 453,8 s 2,46 m (8 stóp 0,7 cala) 1,57 m (4 stopy 9 cali) 57:1 5,5:1 Centaur V
RL10C-2-1 Aktywny 301 kg (664 funtów) 109,9 kN (24 750 funtów F ) 465,5 s 4,15 m (13 stóp 8 cali) 2,15 m (7 stóp 1 cal) 37:1 5,88:1 280:1 Drugi stopień kriogeniczny Delta
RL10C-3 W rozwoju 2026 230 kg (508 funtów) 108 kN (24 340  funtów F ) 460,1 s 3,15 m (10 stóp 4,3 cala) 1,85 m (6 stóp 1 cal) 48:1 5,7:1 Eksploracja górna scena
RL10C-5-1 Anulowany (2020) Nie dotyczy 188 kg (415 funtów) 106 kN (23 825  funtów F ) 453,8 s 2,46 m (8 stóp 0,7 cala) 1,57 m (4 stopy 9 cali) 57:1 5,5:1 Omega

Częściowe specyfikacje

Informacje i przegląd RL10A
Silnik RL10 poddawany testom w NASA

Wszystkie wersje

  • Wykonawca: Pratt & Whitney
  • Propelenty: ciekły tlen, ciekły wodór
  • Projekt: cykl ekspandera

RL10A

  • Ciąg (wysokość): 15 000 lbf (66,7 kN) 
  • Impuls właściwy : 433 sekundy (4,25 km/s)
  • Masa silnika suchego : 135 kg 298 funtów
  • Wysokość: 68 cali  (1,73  m)
  • Średnica: 39  cali (0,99  m)
  • Współczynnik rozszerzalności dyszy: 40 do 1
  • Przepływ paliwa: 35 lb/s (16 kg/s)
  • Zastosowanie pojazdu: Saturn I , S-IV II stopień, 6 silników
  • Zastosowanie pojazdu: górny stopień Centaura , 2 silniki

RL10B-2

Drugi etap rakiety Delta IV Medium z silnikiem RL10B-2
  • Ciąg (wysokość): 24750 lbf (110,1 kN)
  • Impuls właściwy: 465,5 sekundy (4,565 km/s)
  • Masa silnika suchego: 664 funty (301,2 kg)
  • Wysokość: 163,5 cala  (4,14  m)
  • Średnica: 84,5 cala  (2,21  m)
  • Współczynnik ekspansji: 280 do 1
  • Stosunek mieszanki: stosunek masowy tlenu do wodoru 5,88 do 1
  • Przepływ paliwa: paliwo, 7,72 funta/s (3,5 kg/s); utleniacz 45,42 funta/s (20,6 kg/s)
  • Zastosowanie pojazdu: Delta III , Delta IV drugi stopień (1 silnik)

Silniki na wyświetlaczu

Zobacz też

Bibliografia

Bibliografia

Zewnętrzne linki