RL10

от Уикипедия, свободната енциклопедия
Направо към: навигация, търсене

RL10 е ракетен двигател - първият създаден в САЩ, който работи с течен водород. Разработен е от фирмата Прат енд Уитни.

История[редактиране | edit source]

За пръв път е тестван в наземни условия през 1959 г. Първият му пробен полет е на 27 ноември 1963 г. Два двигателя RL10 задвижват втората степен Кентавър на ракета Атлас. Изстрелването е използвано за провеждане на работата на ракетата и неин структурен тест.

Употреба[редактиране | edit source]

Двигателят е използван в следните ракетни степени:

  • Сатурн I - шест двигателя RL10 задвижват втората й 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 й 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 | edit source]

  • Мощност: 66.7 kN
  • Време на работа: 470 с
  • Дизайн: Експандерен
  • Специфичен импулс: 433 с (4.25 kN·s/kg)
  • Тегло на двигателя (незареден): 135 kg
  • Височина: 1.73 м
  • Диаметър: 0.99 м
  • Степен на разширяване: 40
  • Пропеланти: течен водород и течен кислород
  • Потребление на пропелант: 16 kg/с
  • Производител: Прат енд Уитни
  • Използван в: Сатурн I (втора степен, S-IV - 6 двигателя), ракетна степен Кентавър - 2 двигателя

Настоящ дизайн[редактиране | edit source]

Двигателят е усъвършенстван с течение на годините.

Вариант RL10B-2[редактиране | edit source]

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 с.

Спецификации:

  • Мощност: 110.1 kN
  • Време на работа: 1152 с
  • Дизайн: Експандерен
  • Специфичен импулс: 433 с (4.25 kN·s/kg)
  • Тегло на двигателя (незареден): 277 kg
  • Височина: 4.14 м
  • Диаметър: 2.21 м
  • 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: Прат енд Уитни

Вариант RL10A-4-2[редактиране | edit source]

Използва се в горната степен на ракета Атлас V.

Планове за бъдещо използване[редактиране | edit source]

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 | edit source]

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 „Прат енд Уитни Рокетдайн“ 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.