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 
VersiyonDurumİlk uçuşKuru ağırlıkİtişIsp (v), UzunlukÇapT:WGenişleme oranıOda basıncıYanış süresiİlişkili aşamaNotlarRL10A-1Emekli196252:140:1430 sCentaur APrototipRL10A-3Emekli196351:15:157:1470 sCentaur B/C/D/ES-IVRL10A-4Emekli199256:15.5:184:1392 sCentaur IIARL10A-5Emekli199346:16:14:1127 sDC-XRL10B-2Aktif199840:15.88:1280:15-m: 1,125 s4-m: 700 sDelta Kriyojenik İkinci Faz,Ara Kriyojenik Tahrik FazıRL10A-4-1Emekli200061:184:1740 sCentaur IIIARL10A-4-2Aktif200261:184:1740 sCentaur IIIBCentaur SECCentaur DECRL10B-Xİptal edildi30:1250:1408 sCentaur B-XCECEAsistan proje, throttle to 5–10%>RL10C-1Aktif201457:15.88:1130:1Centaur SECRL10C-1-1Geliştirme aşamasında188 kg
(415 lb)106 kN
(23,825 lbf)453.8 s2.46 m
(8 ft 0.7 in)1.57 m
(4 ft 9 in)5.5:1Centaur VRL10C-2-1Aktif301 kg
(664 lbs)109.9 kN
(24,750 lbf)465.5 s4.15 m
(13 ft 8 in)2.15 m
(7 ft 1 in)37:15.88:1280:1Delta Kriyojenik İkinci FazRL10C-3Geliştirme aşamasında230 kg
(508 lb)108 kN
(24,340 lbf)460.1 s3.15 m
(10 ft 4.3 in)1.85 m
(6 ft 1 in)5.7:1Keşif Üst FazıRL10C-5-1Geliştirme aşamasında188 kg
(415 lb)106 kN
(23,825 lbf)453.8 s2.46 m
(8 ft 0.7 in)1.57 m
(4 ft 9 in)5.5:1OmegA

 Kısmi özellikler 
küçükresim|upright=1.36| 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