RL10
RL-10 on 1960-luvulla kehitetty yhdysvaltalainen rakettimoottori, joka ensimmäisenä maailmassa käytti polttoaineenaan nestevetyä ja hapettimena nestehappea.
Käyttö kantoraketeissa
[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]Sen erästä versiota käytettiin NASAn Apollo-kuuohjelman Saturn I-kantoraketin toisena rakettivaiheena. S-IV:ssä, joka oli Saturnus V -kuuraketin toinen moottorivaihe, oli kuusi rinnakkaista RL-10-rakettimoottoria.
Laajemmassa käytössä olleiden Atlas- ja Titan-kantorakettien ylemmässä vaiheessa käytettiin yhtä tai kahta RL-10 -moottoria. Nykyään käytössä olevan Delta IV-kantoraketin ylin rakettivaihe koostuu yhdestä RL-10-moottorista.
Alkuperäisen RL10-moottorin tekniset tiedot
[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]
- Työntövoima: 66 700 N
- Ajoaika: 470 s
- Nestemäistä ajoainetta käyttävä rakettimoottori
- Ominaisimpulssi: 433 s (4.25 kN·s/kg)
- Moottorin massa ilman ajoainetta - 135 kg
- Moottorin pituus: 1,73 m
- Halkaisija: 0,99 m
- Suuttimen laajenemissuhde: 40:1
- Ajoaine: nestehappi ja nestevety
- Ajoaineen kulutus: 16 kg/s
- Valmistaja: Pratt & Whitney
- Käyttokohde: Saturn I / S-IV toinen vaihe
- Käyttokohde: Centaur-rakettivaihe
Uudemmat versiot
[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]RL-10-moottorista on tehty lukuisia uusia versioita. Delta III:n ja Delta IV:n toisessa vaiheessa käytettävä RL-10B-2 on eräs kehitysversio. Siinä on mm. laajennettava suutin ja sähkömekaaninen kardaani rakettimoottorin massan pienentämiseksi ja luotettavuuden lisäämiseksi. RL-10A-4-2 on käytössä olevan Atlas V-kantoraketin ylävaiheen moottori.
RL-10B-2-moottorin spesifikaatio [1]
- Työntövoima: 110.1 kN
- Nestemäistä ajoainetta käyttävä rakettimoottori
- Ajoaika eli palamisaika: 1 152 s
- Ominaisimpulssi: 462 s (4.53 kN·s/kg)
- Moottorin massa ilman ajoainetta: 301 kg
- Moottorin pituus: 4.14 m
- Suuttimen halkaisija: 2.21 m
- Laajennusuhde: 250 : 1
- Ajoaineen sekoitussuhde: 5.88 : 1
- Ajoaine: nestehappi & nestevety
- Ajoaineen kulutus: Hapetin 20.6 kg/s, polttoaine 3.5 kg/s
- Valmistaja: Pratt & Whitney
- Käyttökohde: Delta III, Delta IV:n toinen vaihe
Orion-3 tietoliikennesatelliitti tuhoutui Delta III-kantoraketin laukaisussa, koska RL-10B-2-moottorin polttokammion juotoksessa oli valmistusvirhe. [2]
RL-10-moottorin jatkokäyttö
[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]Orion
[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]Vuonna 2005 NASA päätti käyttää Apollon kaltaista rakennetta ehdotetussa uudessa miehitetyssä Orion-avaruusaluksessa. Se korvaa avaruussukkulat vuoteen 2014 mennessä. Alusta on tarkoitus käyttää NASAn kaavailemassa kuuohjelmassa.
Altair
[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]Vuonna 2005 NASA päätti käyttää uuden Altairin Kuuhun laskeutumisvaiheessa rakettiensa ajoaineena nestevetyä ja nestehappea. Alkuperäisen suunnitelman mukaan nousuvaihe käyttäisi nestemäistä metaania ja nestehappea, mutta suunnitelmat muuttuivat nyt myös sen ajoaineeksi tulee nestevety ja nestemäinen happi.
Altair-aluksella on tarkoitus pystyä suorittamaan radan kääntö matalalta Kuun ekvaattorin kiertoradalta sen napojen yli lentävälle kiertoradalle. NASA on päättänyt käyttää RL-10-moottoria aluksen avaruudessa työntövoimaa tuottavana päämoottorina.
Aluksen Kuuhun laskeutumisvaiheessa on tarkoitus olla käyttää neljää RL-10-moottoria ja Kuusta nousussa yhtä moottoria. Koska Altair-aluksen tulee pystyä leijumaan Kuun pinnan yllä ja laskeutua tasaisesti tulee RL-10-moottoreiden pystyä toimimaan vain 10 prosentin työntövoimalla. Vuonna 2008 Delta III- ja Delta IV -kantoraketeissa käytetyt RL-10B-2 -moottorit toimivat pienimmillään 20 prosentin teholla. RL-10:n kaltaisten jo koeteltujen laitteiden käyttämisellä NASA pyrkii pitämään uuden kuuohjelmansa kulut ja kustannusylitykset siedettäviä.
Testausalusta
[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]"Common Extensible Cryogenic Engine" (CECE) on moottoritestialusta, jolla kehitetään RL-10-moottoreita, joita voidaan kuristaa riittävästi. [3] NASA has contracted with Pratt & Whitney Rocketdyne to develop the CECE demonstrator engine.[4]
Muita käyttökohteita
[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]
McDonnell Douglas DC-X-avaruuslentokoneen ("Delta Clipper") prototyypissä käytettiin neljää muokattua RL-10A-5 -rakettimoottoria, joista jokaista pystyi kuristamaan. DC-X teki leijuntakokeita 1990-luvulla osana epäonnistunutta pyrkimystä tehdä laukaisin, joka pystyy lentämään useita kertoja ja jossa ei ole kertakäyttöisiä rakettimoottorivaiheita.
Lähteet
[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]- ↑ Specifications (Arkistoitu – Internet Archive)
- ↑ Delta 269 (Delta III) Investigation Report Boeing.
- ↑ Throttling Back to the Moon 07.16.2007. NASA. Arkistoitu 26.7.2007. Viitattu 18.3.2008.
- ↑ CECE United Technologies Corporation.