RL10

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)
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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

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

  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. Archivado desde el original el 13 de abril de 2013. Consultado el 14 de abril de 2017. 
  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. 

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