RL10

RL10
RL10
RL-10 rocket engine (30432256313).jpg
런던 과학관의 RL10A-4 엔진
원산지미국
첫 비행1962년(RL10A-1)
제조원에어로젯 로켓다인
어플상단 엔진
어소시에이트지도책
토성 1호
타이탄 IIIE
타이탄 IV
델타 III
델타 IV
DC-X
우주왕복선(취소)
우주발사시스템(미래)
OmegA(취소)
벌컨(미래)
상황실가동중
액체 연료 엔진
추진제액체 산소 / 액체 수소
혼합비5.88:1
사이클익스팬더 사이클
배열
노즐비84:1 또는 280:1
성능
추력, 진공110.1kN(24,800파운드f)
특정 임펄스, 진공465.5초(4.565km/s)
굽는 시간700초
치수
길이4.15m(13.6피트) (노즐 연장시)
직경2.15m(7피트 1인치)
건조 중량301 kg (664파운드)
사용처
Centaur, DCSS, S-IV
레퍼런스
레퍼런스[1]
메모들성능 값과 치수는 RL10B-2에 대한 것입니다.

RL10은 극저온 액체 수소와 액체 산소 추진제를 연소시키는 에어로젯 로켓다인이 개발한 액체 연료 로켓 엔진이다.최신 버전은 진공 상태에서 엔진당 최대 110kN(24,729lbf)의 추력을 생성합니다.Atlas V의 Centaur 상부 스테이지와 Delta IV의 DCSS용으로 3개의 RL10 버전이 생산되고 있다.우주발사 시스템의 탐사 상부 단계와 벌컨 [2]로켓의 센타우르 V는 세 가지 버전이 더 개발 중에 있다.

엔진이 사용하는 익스팬더 사이클은 엔진 연소실, 슬로트 및 노즐에 흡수된 폐열을 사용하여 터보펌프를 구동합니다.이것은 수소 연료와 결합되어 진공에서 373 ~ 470초(3.66 ~ 4.61km/s)의 범위에서 매우 높은 비임펄스(Isp)를 발생시킨다.중량은 [3][4]엔진 버전에 따라 131~317kg(289~699lb)입니다.

역사

RL10은 1950년대에 마셜 우주 비행 센터와 프랫 & 휘트니가 개발한 최초의 액체 수소 로켓 엔진이다.RL10은 원래 USAF Lunex 달 착륙선의 스로틀 가능한 엔진으로 개발되었으며, 마침내 20년 후 DC-X VTOL 차량에서 [5]이 기능을 사용할 수 있게 되었습니다.

RL10은 1959년 [6][7]플로리다주 웨스트 팜 비치에 있는 프랫 앤 휘트니의 플로리다 연구개발 센터에서 처음 시험되었다.최초의 성공적인 비행은 1963년 [8][9]11월 27일에 이루어졌다.그 발사를 위해, 두 개의 RL10A-3 엔진이 아틀라스 발사체의 센타우르 상단부에 동력을 공급했다.이 발사는 차량의 [10]강도 높은 성능 및 구조 무결성 테스트를 실시하기 위해 사용되었습니다.

여러 버전의 엔진이 비행되었습니다.토성 I의 S-IV는 6개의 RL10A-3으로 이루어진 클러스터를 사용했으며, 타이탄 프로그램에는 [citation needed]RL10 기반의 센타우르 상부단도 포함되어 있었다.

맥도넬 더글러스 DC-X에는 [11]4개의 수정된 RL10A-5 엔진이 사용되었습니다.

RL10B-2 연소실의 납땜 결함은 1999년 5월 4일 오리온-3 통신 [12]위성을 탑재한 델타 III 발사 실패의 원인으로 확인되었다.

아레스 I와 아레스 V를 공통 핵심 단계를 공유하는 로켓 계열로 대체하기 위한 DIRECT 버전 3.0 제안은 J-246과 J-247 발사체의 [13]2단계에 RL10을 권고했다.제안된 목성 상부 스테이지에는 최대 7개의 RL10 엔진이 사용되어 우주 발사 시스템 탐사 상부 스테이지와 동등한 역할을 수행하게 될 것이다.

확장 가능한 공통 극저온 엔진

부분 스로틀에서의 CECE

2000년대 초, NASA는 Pratt & Whitney Rocketdyne와 Common Extensible Cryogenic Engine (CCE) 시연기를 개발하기로 계약했다.CECE는 딥 [14]스로틀이 가능한 RL10 엔진을 도입하는 것을 목적으로 하고 있습니다.2007년에는 (일부 "추징"이 있는) 작동성이 11:1 스로틀 [15]비율로 입증되었습니다.2009년, NASA는 104%의 추력에서 8%의 추력으로 성공적으로 감속했다고 보고했는데, 이것은 이런 유형의 팽창기 사이클 엔진으로 기록되었다.추진제의 [16]압력, 온도 및 흐름을 제어하는 주입기 및 추진제 공급 시스템 변경으로 처깅이 제거되었습니다.2010년에는 스로틀 범위가 17.6:1로 확대되어 104%에서 5.9%로 [17]조정되었습니다.

2010년대 초 후계자 후보

2012년 NASA는 차세대 상부단 추진 연구를 위해 미국 공군과 함께 에어로젯 로켓다인 RL10을 대체할 새로운 상부단 엔진에 대한 기관의 공동 이익을 공식화했다.

"우리는 RL10의 정가를 알고 있습니다.시간 경과에 따른 비용을 살펴보면, EELV의 단가의 상당 부분이 추진 시스템에 기인하고 있으며, RL10은 매우 오래된 엔진이며, 제조와 관련된 많은 작업이 있습니다.RL10을 대체하는 RL10을 구축하는 것이 가치 있는 일이라는 것이 이번 조사에서 밝혀질 것입니다."

--

이번 연구를 통해 NASA는 우주발사시스템(SLS)[18][19]의 상위 단계를 위한 보다 저렴한 RL10급 엔진을 찾기를 희망했다.

USAF는 미국 정부 위성을 [18]우주로 보내는 주요 방법이었던 록히드 마틴 아틀라스 V와 보잉 델타 IV의 상단에서 사용되는 로켓다인 RL10 엔진을 대체하기를 희망했다.관련 요구사항 연구는 [19]AUSEP(Affordable Upper Stage Engine Program)에 따라 동시에 수행되었습니다.

개선점

RL10은 수년간 발전해 왔다.DCSS에 사용된 RL10B-2는 성능 향상, 확장형 노즐, 경량화와 신뢰성 향상을 위한 전자 기계식 짐벌링, 464초(4.55km/s)[citation needed]의 비임펄스를 구현했습니다.

2016년 현재, Aerojet Rocketdyne은 적층 제조를 RL10 건설 공정에 통합하기 위해 노력하고 있습니다.이 회사는 2016년 [20]3월 메인 인젝터가 프린트된 엔진과 2017년 [21]4월 스러스트 챔버 조립체가 프린트된 엔진에 대해 본격적인 열화 테스트를 실시했다.

RL10의 현재 응용 프로그램

  • Atlas V Centaur(로켓 스테이지):싱글 엔진 Centaur(SEC) 버전에서는 RL10C-1이 [2]사용되며 듀얼 엔진 Centaur(DEC) 버전에서는 작은 RL10A-4-2가 [22]유지됩니다.Atlas V 미션(SBIRS-5)은 RL10C-1-1 버전을 최초로 사용했습니다.미션은 성공했지만 예상치 못한 진동이 관찰되었으며, RL10C-1-1 모델의 추가 사용은 문제가 [23]더 잘 이해될 때까지 보류됩니다.
  • 델타 극저온 2단계:현재의 DCSS에는 확장 가능한 [2][24][25]노즐이 있는 RL10C-2-1이 있습니다.
  • 중간 극저온 추진 단계 : 중간 극저온 추진 단계(ICPS)는 SLS에 사용되며 엔진이 RL10B-2이며 4개의 RS-25 우주왕복선 메인 엔진이 장착된 직경 8.4m 코어 단계 위에 장착되도록 조정되었다는 점을 제외하고는 DCSS와 유사합니다.

개발 중인 엔진

  • 탐색 상부 스테이지(EUS): EUS는 처음에 4개의 RL10C-3 엔진을 사용합니다.RL10C-X를 사용할 수 있게 되면 C-3 엔진은 C-X로 [26]교체됩니다.
  • OmegA 상부 스테이지:2018년 4월, Northrop Grumman Innovation Systems는 상위 [27]단계의 OmegA에 RL10C-5-1 엔진 2개가 사용될 것이라고 발표했습니다.에어로젯 로켓다인의 엔진이 선정되기 전에 블루 오리진의 BE-3U와 에어버스 사프란의 빈치도 검토되었다.오메가호 개발은 국가안보 우주발사 계약을 [28]따내지 못해 중단됐다.
  • 센타우르 V: 2018년 5월 11일, United Launch Alliance(ULA)는 경쟁적인 조달 [29]과정을 거쳐 RL10 상위단 엔진이 ULA의 차세대 벌칸 센타우르 로켓에 선정되었다고 발표했습니다.Centaur V는 일반적으로 RL10C-1-1을 [2]사용하지만, Vulcan Centaur Heavy에서는 RL10C-X를 사용합니다.[30]

고도 극저온 진화 단계

주요 기사:고도 극저온 진화 단계

2009년 현재, RL10의 향상된 버전이 Vulcan 발사체를 [31]위한 기존 ULA Centaur 및 DCSS(Delta Cryogenic Second Stage) 기술의 장기간의 저부유 확장인 ACES(Advanced Cryogenic Evolutioned Stage)에 전력을 공급하기 위해 제안되었다.장기 ACES 테크놀로지는 지구동기화, 시슬루나 및 행성간 임무를 지원하기 위한 것입니다.또 다른 가능한 적용은 LEO 또는 L에2 있는 우주 내 추진제 저장소와 같은 것으로, 다른 로켓이 LEO를 넘어 또는 행성간 임무로 이동하는 도중 정지하고 연료를 재급유하기 위한 경유지로 사용될 수 있다.우주 잔해의 청소도 [32]제안되었다.

버전 표

버전 상황 첫 비행 건조 질량 추력 Isp(ve), 길이 직경 T:W O:F 팽창비 챔버 압력 굽는 시간 관련 단계 메모들
RL10A-1 은퇴한 1962 131 kg (289파운드) 67 kN (15,000 lbf) 425초(4.17km/s) 1.73 m (5 피트 8 인치) 1.53 m (5 피트 0 인치) 52:1 5:1 40:1 430초 센타우르 A 시제품
[22][33][34]
RL10A-3C 은퇴한 1963 131 kg (289파운드) 65.6kN(14,700파운드f) 444초 (4.35km/s) 2.49m(8피트 2인치) 1.53 m (5 피트 0 인치) 51:1 5:1 57:1 32.75bar (3,275kPa) 470초 센타우르 B/C/D/E [35]
RL10A-3S 은퇴한 1964 134 kg (296파운드) 67 kN (15,000 lbf) 427초 51:1 5:1 40:1 새턴 I S-IV 스테이지 [8]
RL10A-4 은퇴한 1992 168 kg (138파운드) 92.5kN(20,800파운드f) 449초(4.40km/s) 2.29m(7피트 6인치) 1.17m(3피트 10인치) 56:1 5.5:1 84:1 392초 센타우르 IIA [36]
RL10A-5 은퇴한 1993 143 kg (315파운드) 64.7kN(14,500파운드f) 373초 (3.66km/s) 1.07m(3피트 6인치) 1.02m(3피트 4인치) 46:1 6:1 4:1 127초 DC-X [37]
RL10B-2 활동적인 1998 277 kg (611파운드) 110.1kN(24,800파운드f) 465.5초(4.565km/s) 4.15m(13.6피트) 2.15m(7피트 1인치) 40:1 5.88:1 280:1 44.12 바 (4,412 kPa) 5 m: 1,125 초
4-m: 700초		 델타 극저온 2단계
중간 발열 추진 단계 		[1][38]
RL10A-4-1 은퇴한 2000 167 kg (368파운드) 99.1kN (22,300파운드f) 451초(4.42km/s) 1.53 m (5 피트 0 인치) 61:1 84:1 740초 센타우르 2세 [39]
RL10A-4-2 은퇴한 2002 168 kg (138파운드) 99.1kN (22,300파운드f) 451초(4.42km/s) 1.17m(3피트 10인치) 61:1 84:1 740초 센타우르 IIIB
센타우르 SEC
센타우르 DEC		 [40][41]
RL10B-X 취소된 317 kg (699파운드) 93.4 kN (21,000파운드f) 470초(4.6km/s) 1.53 m (5 피트 0 인치) 30:1 250:1 408초 센타우르 B-X [42]
CECE 데모레이터 프로젝트 160 kg (350파운드) 67 kN (15,000 lbf), 스로틀 5~10 % 445초 (4.36km/s) 이상 1.53 m (5 피트 0 인치) 43:1 [43][44]
RL10C-1 활동적인 2014 190 kg (150파운드) 101.8 kN (22,890 lbf) 449.7초(4.19km/s) 2.12m(6피트 11인치) 1.45m(4피트 9인치) 57:1 5.88:1 130:1 센타우르 SEC
센타우르 DEC		 [45][46][47][41]
RL10C-1-1 활동적인 2021 188 kg (415파운드) 106 kN (23,825파운드F) 453.8초 2.46 m (8 피트 0.7 인치) 1.57m(4피트 9인치) 57:1 5.5:1 센타우루스 5세 [2]
RL10C-2-1 활동적인 301 kg (664파운드) 109.9kN(24,750파운드F) 465.5초 4.15m(13피트 8인치) 2.15m(7피트 1인치) 37:1 5.88:1 280:1 델타 극저온 2단계 [48]
RL10C-3 개발 중 2026 230 kg (508파운드) 108 kN (24,340파운드F) 460.1초 3.15m(10피트 4.3인치) 1.85m(6피트 1인치) 48:1 5.7:1 탐사 상부 스테이지 [2]
RL10C-5-1 취소(2020년) — 188 kg (415파운드) 106 kN (23,825파운드F) 453.8초 2.46 m (8 피트 0.7 인치) 1.57m(4피트 9인치) 57:1 5.5:1 오메가 [2][28]
RL10C-X 개발 중 231kg (510파운드) 107.29 kN (24,120파운드F) 460.9초 3.31m(130.4인치) 1.87m(73.7인치) 47.29:1 5.5:1 벌컨 센타우르 3D 프린팅

부분 사양

RL10A 정보 및 개요
NASA에서 테스트 중인 RL10 엔진

모든 버전

RL10A

  • 추력(고도): 15,000파운드힘(66.7kN)[33]
  • 비임펄스: 433초(4.25km/s)
  • 엔진 중량, 건조: 135 kg
  • 높이: 68 인치 (1.73 m)
  • 직경: 39인치(0.99m)
  • 노즐 팽창비: 40:1
  • 추진제 유량: 35파운드/초 (16 kg/초)
  • 차량 용도: 새턴 I, S-IV 2단, 엔진 6개
  • 차량 용도:센타우르 상부단, 엔진 2개

RL10B-2

RL10B-2 엔진을 탑재한 델타 IV 중형 로켓의 2단
  • 추력(고도): 24,750파운드힘(110.1kN)[51]
  • 비임펄스: 465.5초(4.565km/s)[51]
  • 엔진 중량, 건조: 301.2 [51]kg
  • 높이: 4.14 [51]m
  • 직경: 84.5인치(2.21m)[51]
  • 확장비: 280:1
  • 혼합비: 5.88:1 산소: 수소 질량비[51]
  • 추진제 흐름: 연료, 7.72파운드/초(3.5kg/초), 산화제 45.42파운드/초(20.6kg/초)[51]
  • 차량 용도:Delta III, Delta IV 2단계(1엔진)

엔진이 표시됨

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레퍼런스

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참고 문헌

외부 링크

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