RL10 adalah sebuah mesin roket bahan bakar cair kriogenik yang digunakan pada Centaur, S-IV dan tahap atas DCSS. Dibangun di Amerika Serikat oleh Aerojet Rocketdyne (sebelumnya oleh Pratt & Whitney Rocketdyne), RL10 membakar cryogenic hidrogen cair & propelan oksigen cair, dengan masing-masing mesin memproduksi 64,7-110 kN (14,545-24,729 lbf) daya dorong dalam ruang hampa tergantung pada versi digunakan. RL10 adalah mesin roket yang pertama menggunakan cairan hidrogen yang akan dibangun di Amerika Serikat, dan pengembangan mesin oleh Marshall Space Flight Center dan Pratt & Whitney dimulai pada tahun 1950, dengan penerbangan pertama terjadi pada tahun 1961.

RL10
An RL10 at the U.S. Space & Rocket Center with cutaway showing tubing through the bell.
Negara asalUnited States of America
Terbang pertama1962 (RL10A-1)
PerancangPratt & Whitney/MSFC
PembuatPratt & Whitney Space Propulsion
Pratt & Whitney Rocketdyne
Aerojet Rocketdyne
PenggunaanUpper stage engine
Kendaraan terkaitAtlas
Titan
Delta IV
Saturn I
StatusIn production
Mesin propelan cair
PropelanLiquid oxygen / Liquid hydrogen
Rasio campuran5.5 or 5.85:1
SiklusExpander cycle
Konfigurasi
Rasio pipa84:1 or 280:1
Kinerja
Daya dorong (hampa)110 kN (25.000 lbf)
Isp (vac.)450 hingga 4.655 detik (4,41 hingga 45,65 km/s)
Lama pembakaran700 seconds
Dimensi
Panjang414 m (1.358 ft) (nozzle extended)
Diameter213 m (699 ft)
Berat kering277 kg (611 pon)
Digunakan pada
Centaur
S-IV
DCSS
Referensi
Referensi[1]
CatatanPerformance values and dimensions are for RL-10B-2.


VariantsSunting

Version Status First flight Dry mass Thrust Isp (vac) Length Diameter T:W O:F Expansion ratio Chamber pressure Burn time Associated stage Notes
RL10A-1 Retired 1962 131 kg (289 pon) 667 kN (150.000 lbf) 425 s (4,17 km/s) 173 m (568 ft) 153 m (502 ft) 52:1 40:1 430 s Centaur A Prototype
[2][3][4]
RL10A-3 Retired 1963 131 kg (289 pon) 656 kN (147.000 lbf) 444 s (4,35 km/s) 249 m (817 ft) 153 m (502 ft) 51:1 5:1 57:1 3.275 bar (327.500 kPa) 470 s Centaur B/C/D/E
S-IV
[5]
RL10A-4 Retired 1992 168 kg (370 pon) 925 kN (208.000 lbf) 449 s (4,40 km/s) 229 m (751 ft) 117 m (384 ft) 56:1 5.5:1 84:1 392 s Centaur IIA [6]
RL10A-4-1 Retired 2000 167 kg (368 pon) 991 kN (223.000 lbf) 451 s (4,42 km/s) 153 m (502 ft) 61:1 84:1 740 s Centaur IIIA [7]
RL10A-4-2 In production 2002 167 kg (368 pon) 991 kN (223.000 lbf) 451 s (4,42 km/s) 153 m (502 ft) 61:1 84:1 740 s Centaur IIIB
Centaur V1
Centaur V2
[8]
RL10A-5 Retired 1993 143 kg (315 pon) 647 kN (145.000 lbf) 373 s (3,66 km/s) 107 m (351 ft) 102 m (335 ft) 46:1 6:1 4:1 127 s DC-X [9]
RL10B-2 In production 1998 277 kg (611 pon) 110 kN (25.000 lbf) 462 s (4,53 km/s) 414 m (1.358 ft) 213 m (699 ft) 40:1 5.85:1 280:1 4.412 bar (441.200 kPa) 700 s Delta Cryogenic Second Stage [1]
RL10B-X Cancelled 317 kg (699 pon) 934 kN (210.000 lbf) 470 s (4,6 km/s) 153 m (502 ft) 30:1 250:1 408 s Centaur B-X [10]
CECE In development 160 kg (350 pon) 667 kN (150.000 lbf) >445 s (4,36 km/s) 153 m (502 ft) Base demonstrator
[11][12]
RL10C-1 In testing 12/2014 191 kg (421 pon) 10.631 kN (2.390.000 lbf) 4.485 s (43,98 km/s) 222 m (728 ft) 144 m (472 ft) 57:1 5.88:1 130:1 2000 Centaur
[13][14]

SpecificationsSunting

Original RL10Sunting

  • Thrust (altitude): 15,000 lbf (66.7 kN)[3]
  • Burn Time: 470 s[3]
  • Design: Expander cycle[butuh rujukan]
  • Specific impulse: 433 detik (4,25 km/s)[butuh rujukan]
  • Engine weight - dry: 298 lb (135 kg)
  • Height: 68 in (1.73 m)
  • Diameter: 39 in (0.99 m)
  • Nozzle expansion ratio: 40 to 1
  • Propellants: Liquid Oxygen & Liquid Hydrogen
  • Propellant flow: 35 lb/s (16 kg/s)
  • Contractor: Pratt & Whitney
  • Vehicle application: Saturn I / S-IV 2nd stage - 6-engines
  • Vehicle application: Centaur upper stage - 2-engines

Current designSunting

 
Second stage of a Delta IV Medium rocket featuring an RL10B-2 engine.
RL10B-2 Specifications
RL10A-4-2

The other current model, the RL10A-4-2, is the engine used on Centaur upper stage for Atlas V.[15]

ReferensiSunting

Notes
  1. ^ a b Mark Wade (17 November 2011). "RL-10B-2". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  2. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10A-1". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  3. ^ 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, diakses tanggal 2011-12-02 
  4. ^ "Atlas Centaur". Gunter's Space Page. Diakses tanggal 29 February 2012. 
  5. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10A-3". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  6. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10A-4". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  7. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10A-4-1". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  8. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10A-4-2". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  9. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10A-5". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  10. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10B-X". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  11. ^ "Commons Extensible Cryogenic Engine". Pratt & Whitney Rocketdyne. Diarsipkan dari versi asli tanggal 2012-03-04. Diakses tanggal 28 February 2012. 
  12. ^ "Salinan arsip". Diarsipkan dari versi asli tanggal 2014-07-03. Diakses tanggal 2015-11-09. 
  13. ^ "Cryogenic Propulsion Stage" (PDF). NASA. Diakses tanggal 11 October 2014. 
  14. ^ [1]
  15. ^ a b c d e f g h i "RL10B-2" (PDF). Pratt & Whitney Rocketdyne. 2009. Diarsipkan dari versi asli (PDF) tanggal 2012-03-26. Diakses tanggal January 29, 2012. 
  16. ^ Sutton, A M; Peery, S D; Minick, A B (January 1998). "50K expander cycle engine demonstration". AIP Conference Proceedings. 420: pp. 1062–1065. doi:10.1063/1.54719. Diarsipkan dari versi asli tanggal 2013-04-13. Diakses tanggal 2015-11-09. 
Bibliography

Pranala luarSunting