RL10

Матеріал з Вікіпедії — вільної енциклопедії.
Перейти до навігації Перейти до пошуку
RL10
RL10A-4 у Музеї науки (Лондон)
RL10A-4 у Музеї науки (Лондон)
Країна походження США США
Перший політ 1962 (RL10A-1)
Проєктувальник Pratt & Whitney, MSFC
Виробник залежно від років виготовлення:
Pratt & Whitney Space Propulsion,

Pratt & Whitney Rocketdyne,
Aerojet Rocketdyne

Призначення верхні ступені космічних ракет
Пов'язані РН Atlas, Дельта IV,
Титан, Сатурн-1
Статус використовується
Рідинний двигун
Паливо рідкий кисень / рідкий водень
Співвідношення 5,5:1 — 5,88:1
Цикл закритий[1]
Відношення площі сопла 84:1 — 280:1
Продуктивність
Тяга у вакуумі 99,1—110 кН
Відношення тяга-до-маси 40:1 — 61,1:1
Тиск камери ?—4,412 МПа
Питомий імпульс у вакуумі 450—462 с
Тривалість роботи 740—2000 с
Розміри
Довжина ?—4,14 м
Діаметр 1,17—2,13 м
Суха маса 167—277 кг

АрЕл10 (англ. RL10) — рідинний ракетний двигун, що виробляється американською компанією Aerojet Rocketdyne. Використовується на верхніх ступенях ракет, наприклад, Центавр або Delta Cryogenic Second Stage[en] (DCSS). RL10 став першим американським двигуном, що почав працювати на рідкому водні. Кілька модифікацій двигуна, з яких використовуються RL10A-4-2 та RL10B-2 на ракетах Atlas V та Дельта IV відповідно.

Конструкція та принцип роботи

[ред. | ред. код]
Варіант закритого циклу — Expander cycle[en]

Подача компонентів палива до камери згоряння відбувається завдяки роботі двох турбонасосних агрегатів (ТНА). Турбіни ТНА двигуна обертаються завдяки руху газифікованого водню, фазовий перехід якого з рідкого стану відбувається після проходження спеціальними канальцями навколо сопла. Таким чином також здійснюється регенеративне охолодження останнього. Позаяк RL10 належить до двигунів закритого циклу, після турбіни водень спрямовується до камери згоряння.

Схема RL10B-2 у розібраному стані
Чорна частина — подовжувач

Одна з моделей двигуна — RL10B-2 — має електромеханічну підвіску з підвищеною надійністю та подовжене сопло, що дозволяє дещо збільшити питомий імпульс. Під час запуску для зменшення розміру перехідного ступеня, де ховається сопло двигуна, останнє перебуває в розібраному стані. Після розділення ступенів відбувається автоматичне опускання і з'єднання більшої частини сопла з меншою.

З 2017 року сопло та головний інжектор виготовляють за допомогою 3D-друку.

Новітнє застосування

[ред. | ред. код]
  • З 2009 року двигуни пропонують встановлювати на верхні ступені, що мають назву Advanced Cryogenic Evolved Stage[en]. Останні будуть здатні тривалий час перебувати на орбіті і використовуватимуться як космічні заправні станції. Запускатимуться ракетами Вулкан, починаючи із середини 2020-х років.
  • На ракеті SLS в разі використання другого ступеня DCSS — один RL10B-2, або ж на Exploration Upper Stage[en] — чотири RL10C-3. Політ першого відбудеться не раніше 2020 року (Exploration Mission 1).
  • У квітні 2018 року Orbital ATK анонсувала застосування двох RL10C-5-1 на третьому ступені їхньої ракети Omega, що, можливо, почне літати у 2021 році.

Моделі RL10

[ред. | ред. код]
Модель двиг. Статус Перш. політ Суха маса, кг Тяга, кН Іпит. вак. Довж., м Діам., м Тяга: Вага О2: Н2 Віднош. площ сопла Тиск, МПа Час горіння, с Пов'язані ступені
RL10A-1[1] не викор. 1962 131 67 425 1,73 1,53 52:1 40:1 430 Centaur A
RL10A-3[2] не викор. 1963 131 65,6 444 2,49 1,53 51:1 5:1 57:1 3,275 470 Centaur B/C/D/E,
S-IV (Сатурн-1)
RL10A-4[3] не викор. 1992 168 92,5 449 2,29 1,17 56:1 5,5:1 84:1 392 Centaur IIA
RL10A-4-1[4] не викор. 2000 167 99,1 451 1,53 61:1 84:1 740 Centaur IIIA
RL10A-4-2[5] виробляєт. 2002 167 99,1 451 1,17 61:1 84:1 740 Centaur IIIB/V1/V2
RL10A-5[6] не викор. 1993 143 64,7 373 1,07 1,02 46:1 6:1 4:1 127 DC-X[en]
RL10B-2[7] виробляєт. 1998 277 110 462 4,14 2,13 40:1 5,88:1 280:1 4,412 5м: 1'125
4м: 700 		DCSS[en]
RL10B-X[8] відмінений 317 93,4 470 1,53 30:1 250:1 408 Centaur B-X
CECE[9] демонстр. проєкт 160 67 із дросел. до 5% >445 1,53
RL10C-1[10] виробляєт. 2014 190 101,8 449,7 2,22 1,44 57:1 5,5:1 130:1 2000 Centaur SEC

Примітки

[ред. | ред. код]
  1. ↑ а б Нетрадиційна кріогеніка: RL10 та J-2. Рушійна система RL10. history.nasa.gov. Архів оригіналу за 24 жовтня 2011. Процитовано 11 червня 2018.(англ.)
  2. ↑ Wade, Mark (17 листопада 2011). RL-10A-3. Енциклопедія астронавтики. Архів оригіналу за 6 грудня 2011. Процитовано 11 червня 2018.(англ.)
  3. ↑ Wade, Mark (17 листопада 2011). RL-10A-4. Енциклопедія астронавтики. Архів оригіналу за 15 листопада 2011. Процитовано 11червня 2018.(англ.)
  4. ↑ Wade, Mark (17 листопада 2011). RL-10A-4-1. Енциклопедія астронавтики. Архів оригіналу за 17 листопада 2011. Процитовано 11 червня 2018.(англ.)
  5. ↑ Wade, Mark (17 листопада 2011). RL-10A-4-2. Енциклопедія астронавтики. Архів оригіналу за 30 січня 2012. Процитовано 11 червня 2018.(англ.)
  6. ↑ Wade, Mark (17 листопада 2011). RL-10A-5. Енциклопедія астронавтики. Архів оригіналу за 15 листопада 2011. Процитовано 11 червня 2018.(англ.)
  7. ↑ Wade, Mark (17 листопада 2011). RL-10B-2. Енциклопедія астронавтики. Архів оригіналу за 4 лютого 2012. Процитовано 11 червня 2018.(англ.)
  8. ↑ Wade, Mark (17 листопада 2011). RL-10B-X. Енциклопедія астронавтики. Архів оригіналу за 14 листопада 2011. Процитовано 11 червня 2018.(англ.)
  9. ↑ Commons Extensible Cryogenic Engine. Pratt & Whitney Rocketdyne. Архів оригіналу за 4 березня 2012. Процитовано 11 червня 2018.(англ.)
  10. ↑ Еволюція ракетного кріогенного двигуна RL10 від Pratt & Whitney. Архів оригіналу за 3 березня 2016. Процитовано 11 червня 2018.
Отримано з https://uk.wikipedia.org/w/index.php?title=RL10&oldid=39015472