RL10

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RL10
RL-10 with cutaway.JPG
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)
Un motor RL10, como el que se muestra arriba, se utilizará como motor de segunda etapa en las etapas superiores de la Etapa de Propulsión Criogénica Interina y Etapa Superior de Exploración (EUS).
Segunda etapa de un cohete Delta IV Medium con motor RL10B-2

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.

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[editar]

Original RL10[editar]

  • 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[editar]

RL10B-2 Especificaciones[editar]

  • 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[editar]

  • El otro modelo actual, el RL10A-4-2, es el motor usado en la etapa superior de Centaur para Atlas V.[3]

Variantes[editar]

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[editar]

  1. https://www.globenewswire.com/news-release/2019/04/08/1798869/0/en/3-D-Printed-RL10C-X-Prototype-Rocket-Engine-Soars-Through-Initial-Round-of-Testing.html, Consultado el 9 de abril de 2019
  2. a b c Bilstein, Roger E. (1996), «Unconventional Cryogenics: RL-10 and J-2», Stages to Saturn; A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles, Washington, D.C.: National Aeronautics and Space Administration, NASA History Office, consultado el 2011-12-02
  3. a b c d e f g h i «RL10B-2». Pratt & Whitney Rocketdyne. 2009. Archivado desde el original el 26 de marzo de 2012. Consultado el 29 de enero de 2012. 
  4. Sutton, A M; Peery, S D; Minick, A B (enero de 1998). «50K expander cycle engine demonstration». AIP Conference Proceedings 420: 1062-1065. doi:10.1063/1.54719. 
  5. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10A-1». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 15 de noviembre de 2011. Consultado el 27 de febrero de 2012. 
  6. «Atlas Centaur». Gunter's Space Page. Consultado el 29 de febrero de 2012. 
  7. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10A-3». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 6 de diciembre de 2011. Consultado el 27 de febrero de 2012. 
  8. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10A-4». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 15 de noviembre de 2011. Consultado el 27 de febrero de 2012. 
  9. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10A-4-1». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 17 de noviembre de 2011. Consultado el 27 de febrero de 2012. 
  10. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10A-4-2». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 30 de enero de 2012. Consultado el 27 de febrero de 2012. 
  11. a b «RL10 Engine». Aerojet Rocketdyne. Archivado desde el original el 30 de abril de 2017. Consultado el 14 de abril de 2017. 
  12. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10A-5». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 15 de noviembre de 2011. Consultado el 27 de febrero de 2012. 
  13. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10B-2». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 4 de febrero de 2012. Consultado el 27 de febrero de 2012. 
  14. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10B-X». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 15 de noviembre de 2011. Consultado el 27 de febrero de 2012. 
  15. «Commons Extensible Cryogenic Engine». Pratt & Whitney Rocketdyne. Archivado desde el original el 4 de marzo de 2012. Consultado el 28 de febrero de 2012. 
  16. «Copia archivada». Archivado desde el original el 6 de mayo de 2017. Consultado el 14 de abril de 2017. 
  17. «Cryogenic Propulsion Stage». NASA. Consultado el 11 de octubre de 2014. 
  18. [1]
  19. «Evolution of Pratt & Whitney's cryogenic rocket engine RL-10». Archivado desde el original el 3 de marzo de 2016. Consultado el 20 de febrero de 2016.