miniaturadeimagen|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).
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.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
Especificaciones
Original RL10 Empuje (altitud): 15.000 lbf (66.7 kN)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 Tiempo de quemado: 470 s 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) Diseño: Ciclo de expansión Impulso específico: 464 segundos (4.55 km/s) Peso del motor - seco: 610 lb (277 kg) Altura: 163 pulgadas (4.14 m) Diámetro: 87 pulg (2,21 m) Relación de expansión: 280 a 1 Relación de mezcla: 5,88 a 1 Propulsores: Oxígeno líquido y hidrógeno líquido Flujo del propulsor: Oxidante 41,42 lb / s (20,6 kg/s), combustible 7,72 lb / s (3,5 kg/s) 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. 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 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/ES-IV RL10A-4 Retirado 1992 168kg 92.5kN 449s 2.29m 1.17m 56:1 5.5:1 84:1 392 s Centaur IIA RL10A-4-1 Retirado 2000 167kg 99.1kN 451s 1.53m 61:1 84:1 740 s Centaur IIIA RL10A-4-2 En producción 2002 167kg 99.1kN 451s 1.17m 61:1 84:1 740 s Centaur IIIBCentaur V1Centaur V2 RL10A-5 Retirado 1993 143kg 64.7kN 373s 1.07m 1.02m 46:1 6:1 4:1 127 s DC-X 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 RL10B-X Cancelado 317kg 93.4kN 470s 1.53m 30:1 250:1 408 s Centaur B-X CECE Proyecto Demonstrador 160kg 67 kN 15000 lbf, Acelerar a 5–10% >445s 1.53m RL10C-1 En producción 2014190kg 101.8 kN 22890 lbf 449.7s 2.22m 1.44m 57:1 5.5:1 130:1 2000 s Centaur SEC
Referencias
Categoría:Sistema de lanzamiento espacial Categoría:Motores de cohete de hidrógeno Categoría:North American Aviation