RL10
El RL10 es un motor de cohete criogénico de combustible líquido usado en las etapas superiores Centauro, S-IV y Delta Criogénico Segunda Etapa (DCSS). Construido en los Estados Unidos por Aerojet Rocketdyne (anteriormente por Pratt & Whitney Rocketdyne), el RL10 quema hidrógeno líquido criogénico y propulsores de oxígeno líquido, con cada motor produciendo 64.7 a 110 kN (14.545-24.729 lbf) de empuje en vacío dependiendo de la versión En uso. El RL10 fue el primer motor de cohete de hidrógeno líquido que se construyó en los Estados Unidos, y el desarrollo del motor por Centro Marshall de vuelos espaciales y Pratt & Whitney comenzó en la década de 1950, con el primer vuelo que ocurre en 1961. Varias versiones del motor han sido voladas, con dos, el RL10A-4-2 y el RL10B-2, que aún se producen y vuelan en el Atlas V y Delta IV.
| RL10 | ||
|---|---|---|
 Un RL10 en el Centro de Espacios y Cohetes de Estados Unidos con un corte que muestra el tubo a través de la campana | ||
| País de origen | Estados Unidos | |
| Primer vuelo | 1962 (RL10A-1) | |
| Fabricante | Pratt & Whitney Space Propulsion Pratt & Whitney Rocketdyne Aerojet Rocketdyne | |
| Aplicación | Plataforma superior | |
| Usado en | Centauro, S-IV, Atlas V y Delta IV | |
| Estado | En producción | |
| Características de la combustión | ||
| Propergol | hidrógeno líquido / oxígeno líquido | |
| Proporción | 84:1 o 280:1 | |
| Ciclo | Ciclo de expansión | |
| Rendimiento | ||
| Empuje (vacío) | 450 a 465,5 segundos (4,413 a 4,565 km/s) | |
| Tiempo de quemado | 700 segundos | |
| Dimensiones | ||
| Longitud | 4.14 m (boquilla extendida) | |
| Diámetro | 2,13 m (7 pies 0 pulg) | |
| Peso en seco | 277 kg (611 lb) | |
El motor produce un impulso específico (Isp) de 373 a 470 s (3,66-4,61 km/s) en vacío y tiene una masa de 131 a 317 kg (dependiendo de la versión). Se utilizaron seis motores RL10A-3 en la segunda etapa S-IV del cohete Saturn I, uno o dos motores RL10B-2 se usan en las etapas superiores de los cohetes Atlas y Titan y se utiliza un RL10B-2 en la etapa superior de Cohetes Delta IV.
Actualmente está en desarrollo una nueva versión, RL10C-X, que emplea fabricación aditiva para algunos componentes, como los inyectores y la cámara de combustión.[1]
Especificaciones
Original RL10
- Empuje (altitud): 15.000 lbf (66.7 kN)[2]
- Tiempo de quemado: 470 s[2]
- Diseño: Ciclo de expansión
- Impulso específico: 433 segundos (4.25 km/s)
- Peso del motor seco: 298 lb (135 kg)
- Altura: 68 pulgadas (1,73 m)
- Diámetro: 39 pulg (0,99 m)
- Relación de expansión de la boquilla: 40 a 1
- Propulsores: Oxígeno Líquido y Hidrógeno Líquido
- Flujo del propulsor: 35 lb/s (16 kg/s)
- Contratista: Pratt & Whitney
- Aplicación del vehículo: Saturno I / S-IV 2ª etapa-6 motores
- Aplicación del vehículo: Centauro etapa superior-2 motores
Diseño actual
RL10B-2 Especificaciones
- Empuje (altitud): 24.750 lbf (110.1 kN)[3]
- Diseño: Ciclo de expansión[4]
- Impulso específico: 464 segundos (4.55 km/s)[3]
- Peso del motor - seco: 610 lb (277 kg)[3]
- Altura: 163 pulgadas (4.14 m)[3]
- Diámetro: 87 pulg (2,21 m)[3]
- Relación de expansión: 280 a 1
- Relación de mezcla: 5,88 a 1[3]
- Propulsores: Oxígeno líquido y hidrógeno líquido[3]
- Flujo del propulsor: Oxidante 41,42 lb / s (20,6 kg/s), combustible 7,72 lb / s (3,5 kg/s)[3]
- Contratista: Pratt & Whitney
- Aplicación del vehículo: Delta III, Delta IV segunda etapa (1 motor)
RL10A-4-2
- El otro modelo actual, el RL10A-4-2, es el motor usado en la etapa superior de Centaur para Atlas V.[3]
Variantes
| Versión | Estado | Primer vuelo | Masa en seco | Empuje | I sp (vac) | Longitud | Diámetro | T: W | DE | Relación de expansión | Presión de la cámara | Tiempo de quemado | Etapa asociada | Notas |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| RL10A-1 | Retirado | 1962 | 131kg | 67 kN 15000 lbf | 425s | 1.73m | 1.53m | 52:1 | 40:1 | 430 s | Centaur A | Prototipo [5][2][6] | ||
| RL10A-3 | Retirado | 1963 | 131kg | 65.6kN | 444s | 2.49m | 1.53m | 51:1 | 5:1 | 57:1 | 32.75 bar | 470 s | Centaur B/C/D/E S-IV | [7] |
| RL10A-4 | Retirado | 1992 | 168kg | 92.5kN | 449s | 2.29m | 1.17m | 56:1 | 5.5:1 | 84:1 | 392 s | Centaur IIA | [8] | |
| RL10A-4-1 | Retirado | 2000 | 167kg | 99.1kN | 451s | 1.53m | 61:1 | 84:1 | 740 s | Centaur IIIA | [9] | |||
| RL10A-4-2 | En producción | 2002 | 167kg | 99.1kN | 451s | 1.17m | 61:1 | 84:1 | 740 s | Centaur IIIB Centaur V1 Centaur V2 | [10][11] | |||
| RL10A-5 | Retirado | 1993 | 143kg | 64.7kN | 373s | 1.07m | 1.02m | 46:1 | 6:1 | 4:1 | 127 s | DC-X | [12] | |
| RL10B-2 | En producción | 1998 | 277kg | 110kN | 462s | 4.14m | 2.13m | 40:1 | 5.88:1 | 280:1 | 44.12 bar | 700 s | Delta Cryogenic Second Stage | [13] |
| RL10B-X | Cancelado | 317kg | 93.4kN | 470s | 1.53m | 30:1 | 250:1 | 408 s | Centaur B-X | [14] | ||||
| CECE | Proyecto Demonstrador | 160kg | 67 kN 15000 lbf, Acelerar a 5–10% | >445s | 1.53m | [15][16] | ||||||||
| RL10C-1 | En producción | 2014 | 190kg | 101.8 kN 22890 lbf | 449.7s | 2.22m | 1.44m | 57:1 | 5.5:1 | 130:1 | 2000 s | Centaur SEC | [17][18][19][11] |
Referencias
Datos: Q967724
Multimedia: RL10 (rocket engine) / Q967724
