RL10

RL10, itici gazlar olan kriyojenik sıvı hidrojen ve sıvı oksijen yakan, Aerojet Rocketdyne tarafından Amerika Birleşik Devletleri'nde inşa edilen sıvı yakıtlı kriyojenik bir roket motorudur. Modern versiyonlar vakumda motor başına kadar itme gücü sağlar. Atlas V'in Centaur üst fazı ve Delta IV'ün DCSS'si için üç RL10 versiyonu üretildi. Uzay Fırlatma Sisteminin Keşif Üst Fazı, OmegA roketinin üst fazı ve Vulcan roketinin Centaur V'i için üç versiyon daha geliştirilmektedir. Motorun kullandığı genişletme döngüsü, turbo pompayı motor yanma odası, oluk ve nozul tarafından emilen atık ısı ile çalıştırır. Bu, hidrojen yakıtı ile birleştiğinde, bir vakumda aralığında çok yüksek spesifik darbelere (Isp) yol açar. Kütle, motorun versiyonuna bağlı olarak arasında değişmektedir. == Tarih == RL10, 1950'lerden itibaren Marshall Uzay Uçuş Merkezi ve Pratt & Whitney tarafından motorun geliştirilmesiyle Amerika Birleşik Devletleri'nde inşa edilen ilk sıvı hidrojen roket motoruydu. RL10, başlangıçta USAF Lunex ay iniş aracı için gaz pedallı bir motor olarak geliştirildi ve sonunda bu özelliği yirmi yıl sonra DC-X VTOL araçta kullanmaya başladı. RL10 ilk olarak 1959'da, Florida, West Palm Beach'teki Pratt & Whitney Florida Araştırma ve Geliştirme Merkezi'nde test edildi.Connors, p 319 İlk başarılı uçuş 27 Kasım 1963'te gerçekleşti. Bu lansman için, iki RL10A-3 motoru, bir Atlas fırlatma aracının Centaur üst kademesine güç verdi. Fırlatma, aracın yoğun şekilde enstrümantasyonlu bir performans ve yapısal bütünlük testini yönetmek için kullanıldı. Motorun birden çok versiyonu uçuruldu. Satürn I'in S-IV'ü altı RL10A-3'ün bir kümesini kullandı ve Titan programı da RL10 tabanlı Centaur üst fazlarını içeriyordu. McDonnell Douglas DC-X'te dört modifiye RL10A-5 motoru kullanıldı. Bir RL10B-2 yanma odasının lehimlenmesindeki bir kusur, Orion-3 iletişim uydusunu taşıyan 4 Mayıs 1999 Delta III fırlatmasının başarısızlığının nedeni olarak belirlendi. Ares I ve Ares V'i ortak bir çekirdek aşamasını paylaşan bir roket ailesiyle değiştirmeye yönelik DIRECT sürüm 3.0 önerisi, J-246 ve J-247 fırlatma araçlarının ikinci fazı için RL10'u önerdi. Önerilen Jüpiter Üst Fazı'nda, Uzay Fırlatma Sistemi Keşif Üst Fazı'na eşdeğer bir role hizmet eden en fazla yedi RL10 motoru kullanılmış olacaktı. === Ortak Genişletilebilir Kriyojenik Motor === küçükresim|Kısmi gazda CECE 2000'lerin başında NASA, Ortak Genişletilebilir Kriyojenik Motor (CECE) göstericisini geliştirmek için Pratt & Whitney Rocketdyne ile sözleşme yaptı. CECE'nin derin kısma yapabilen RL10 motorlara yol açması amaçlanmıştır. 2007 yılında, çalışabilirliği (bazı "kesikli yanma" ile) 11:1 gaz oranlarında ifade edildi. 2009 yılında NASA, bu tür bir genişletme döngüsü motoru için bir rekor olan yüzde 104 itme itişinden yüzde 8 itme itişine başarıyla kısıldığını bildirdi. Tıkama, itici gazların basıncını, sıcaklığını ve akışını kontrol eden enjektör ve itici besleme sistemi modifikasyonları ile ortadan kaldırıldı. 2010 yılında, kısma aralığı 17,6:1 oranına genişletilerek %104'ten %5,9'a çıkarıldı. === 2010'ların başındaki olası halef === 2012'de NASA, yeni nesil üst kademe tahrik sistemini incelemek için ABD Hava Kuvvetleri'ne (USAF) katıldı ve Aerojet Rocketdyne RL10'un yerini alacak yeni bir üst kademe motordaki ajansların ortak alanlarını resmileştirdi. Çalışmadan NASA, Uzay Fırlatma Sisteminin (SLS) üst fazı için daha ucuz bir RL10 sınıfı motor bulmayı umdu. USAF, ABD hükûmeti uydularını uzaya göndermenin başlıca yöntemleri olan Lockheed Martin Atlas V ve Boeing Delta IV Evrilmiş Harcanabilir Fırlatma Araçlarının (EELV) üst kademelerinde kullanılan Rocketdyne RL10 motorlarını değiştirmeyi planlıyordu. Uygun Maliyetli Üst Kademe Motor Programı (AUSEP) kapsamında aynı zamanda ilgili bir gereklilik çalışması yapıldı. === İyileştirmeler === RL10 yıllar içinde gelişti. DCSS'DE kullanılan RL10B-2, daha iyi performans, geri çekilebilir bir nozul, daha az ağırlık ve daha fazla güvenilirlik için elektromekanik dengelemeye (gimbaling) ve 'lik spesifik bir darbelemeye sahipti. 2016'da, Aerojet Rocketdyne, katkı üretimini RL10 inşaat sürecine dahil etmek için çalışıyordu. Şirket, Mart 2016'da baskılı ana enjektörlü bir motorda, ve Nisan 2017'de itiş odası tertibatına sahip bir motorda tam ölçekli sıcak yanma testleri gerçekleştirdi. == RL10 için mevcut uygulamalar == * Atlas V Centaur (roket fazı): Tek motorlu centaur (SEC) versiyonu RL10C-1'i kullanırken, çift motorlu centaur (DEC) versiyonu daha küçük olan RL10A-4-2'yi kullanmaktadır. * Delta Kriyojenik İkinci Faz: Mevcut DCSS, genişletilebilir nozullu bir RL10C-2-1'e sahiptir. == Geliştirilmekte olan motorlar == Üç RL10C-X motor versiyonu yeterlilik testinden geçmektedir ve teslim sürelerini ve maliyeti azaltması beklenen 3D baskı kullanan ana motor bileşenlerini içerecektir. * SLS Keşif Üst Fazı: Nisan 2016'da, Block 1B Uzay Fırlatma Sistemi'nin Keşif Üst Fazı'nda (EUS) uçmak üzere dört RL10 motoru seçildi. Ekim 2016'da NASA, EUS'un RL10C-X motorlarının en büyüğü ve en güçlüsü olan yeni RL10C-3 sürümünü kullanacağını duyurdu. * OmegA Üst Fazı: Nisan 2018'de Northrop Grumman İnovasyon Sistemleri, OmegA'da üst fazda iki RL10C-5-1 motorunun kullanılacağını duyurdu. Aerojet Rocketdyne'nin motoru seçilmeden önce Blue Origin'in BE-3U ve Airbus Safran'ın Vinci'si de dikkate alındı. * Vulcan Centaur Üst Fazı: 11 Mayıs 2018'de United Launch Alliance (ULA), rekabetçi bir tedarik sürecinin ardından ULA'nın yeni nesil Vulcan Centaur roketi için RL10C-X üst kademe motorunun seçildiğini duyurdu. Centaur V, RL10C-1-1'i kullanacaktır. === Gelişmiş Kriyojenik Evrimleşmiş Aşama === , Vulcan fırlatma aracı için mevcut ULA Centaur ve Delta Kriyojenik İkinci Faz (DCSS) teknolojisinin uzun zamanlı, düşük kaynama noktalı bir uzantısı olan Advanced Cryogenic Evolved Stage'e (ACES) güç sağlamak için RL10'un geliştirilmiş bir versiyonu önerildi. Uzun süreli ACES teknolojisi, yer eşzamanlı, cislunar ve gezegenler arası görevleri desteklemeyi amaçlamaktadır. Diğer bir olası uygulama, LEO'daki veya 'deki uzaydaki itici yakıt depoları gibi, diğer roketlerin LEO'nun ötesinde veya gezegenler arası görevlere giderken durması ve yakıt ikmali için yol istasyonları olarak kullanılabilir. Uzay enkazının temizlenmesi de önerilen görevler arasında yer almaktadır. == Sürüm tablosu == Versiyon Durum İlk uçuş Kuru ağırlık İtiş Isp (v), Uzunluk Çap T:W Genişleme oranı Oda basıncı Yanış süresi İlişkili aşama Notlar RL10A-1 Emekli 1962 52:1 40:1 430 s Centaur A Prototip RL10A-3 Emekli 1963 51:1 5:1 57:1 470 s Centaur B/C/D/E S-IV RL10A-4 Emekli 1992 56:1 5.5:1 84:1 392 s Centaur IIA RL10A-5 Emekli 1993 46:1 6:1 4:1 127 s DC-X RL10B-2 Aktif 1998 40:1 5.88:1 280:1 5-m: 1,125 s 4-m: 700 s Delta Kriyojenik İkinci Faz, Ara Kriyojenik Tahrik Fazı RL10A-4-1 Emekli 2000 61:1 84:1 740 s Centaur IIIA RL10A-4-2 Aktif 2002 61:1 84:1 740 s Centaur IIIB Centaur SEC Centaur DEC RL10B-X İptal edildi 30:1 250:1 408 s Centaur B-X CECE Asistan proje , throttle to 5–10% > RL10C-1 Aktif 2014 57:1 5.88:1 130:1 Centaur SEC RL10C-1-1 Geliştirme aşamasında 188 kg (415 lb) 106 kN (23,825 lbf) 453.8 s 2.46 m (8 ft 0.7 in) 1.57 m (4 ft 9 in) 5.5:1 Centaur V RL10C-2-1 Aktif 301 kg (664 lbs) 109.9 kN (24,750 lbf) 465.5 s 4.15 m (13 ft 8 in) 2.15 m (7 ft 1 in) 37:1 5.88:1 280:1 Delta Kriyojenik İkinci Faz RL10C-3 Geliştirme aşamasında 230 kg (508 lb) 108 kN (24,340 lbf) 460.1 s 3.15 m (10 ft 4.3 in) 1.85 m (6 ft 1 in) 5.7:1 Keşif Üst Fazı RL10C-5-1 Geliştirme aşamasında 188 kg (415 lb) 106 kN (23,825 lbf) 453.8 s 2.46 m (8 ft 0.7 in) 1.57 m (4 ft 9 in) 5.5:1 OmegA == Kısmi özellikler == küçükresim|300x300pik| RL10A bilgileri ve genel bakış === Tüm versiyonlar === * Yüklenici: Pratt & Whitney * İtici gazlar: sıvı oksijen, sıvı hidrojen * Tasarım: genişletme döngüsü === RL10A === * İtme (rakım): 15.000lbf (66.7 kN) * Özgül itici kuvvet: * Motor ağırlığı, kuru: 298 lb (135 kilogram) * Yükseklik: 68inç (1.73m) * Çapı: 39inç (0.99m) * Nozul genişleme oranı: 40'a 1 * Yakıt akışı: 35 lb/s (16 kg/s) * Araç uygulaması: Saturn I, S-IV 2. faz, 6 motor * Araç uygulaması: Centaur üst faz, 2 motor === RL10B-2 === küçükresim|RL10B-2 motorlu bir Delta IV Medium roketinin ikinci fazı * İtme (rakım): 24.750 lbf (110.1 kN) * Tasarım: Genişletme döngüsü * Özgül itici kuvvet: * Motor ağırlığı, kuru: 664 lb (301,2 kg) * Yükseklik: 163.5inç (4.14m) * Çapı: 84.5inç (2.21m) * Genişletme oranı: 280'e 1 * Karışım oranı: 5.88'e 1 oksijen/hidrojen kütle oranı * İtici gazlar: sıvı oksijen, sıvı hidrojen * Yakıtakışı: Yakıt, 7,72 lb/s (3,5 kg/s); Oksitleyici 45.42 lb/sn (20,6 kg/sn) * Araç uygulaması: Delta III, Delta IV ikinci faz (1 motor) == Sergilenen motorlar == * New England Hava Müzesi, Windsor Locks, Connecticut'ta bir RL10A-1 sergilenmektedir. * Bir RL10 Chicago, Illinois'deki Bilim ve Endüstri Müzesi'nde sergilenmektedir. * ABD Uzay ve Roket Merkezi, Huntsville, Alabama'da bir RL10 sergilenmektedir. * Bir RL10, Southern University, Baton Rouge, Louisiana'da sergilenmektedir. * İki RL10 motoru, ABD Uzay Şöhret Kaldırımı, Titusville, Florida'da sergilenmektedir. * Bir RL10, Auburn Üniversitesi, Havacılık ve Uzay Mühendisliği Bölümü, Davis Hall'da sergilenmektedir. * Bir RL10A-4, Londra, İngiltere'deki Bilim Müzesi'nde sergilenmektedir. * Bir RL10, Durham, Kuzey Karolina'daki Yaşam ve Bilim Müzesi'nde sergilenmektedir. * Bir RL10, San Diego, Kaliforniya'daki San Diego Hava ve Uzay Müzesi’nde sergilenmektedir. == Ayrıca bakınız == * Uzay aracı itme gücü == Kaynakça == == Bibliyografya == * == Dış bağlantılar == * Astronautix şirketinde RL10B-2 * Şimdi Uzay Uçuşu makalesi * Şimdi Uzay Uçuşu makalesi Kategori:North American Aviation