RL-10
U.S. Space & Rocket Centerで | |
| |
1962 (RL10A-1) | |
プラット・アンド・ホイットニー/MSFC | |
プラット&ホイットニー Space Propulsion プラット&ホイットニー ロケットダイン エアロジェット ロケットダイン | |
アトラス タイタン デルタIV サターンI | |
5.5 | |
サイクル | エキスパンダーサイクル |
ノズル | 84:1 |
110 kN (25,000 lbf) | |
Isp (vac.) | 450 から 465.5 |
700 | |
4.14 m (13.6 ft) (ノズル | |
2.13 m (7 ft 0 in) | |
277 kg (611 lb) | |
セントール S-IV DCSS | |
リファレンス | |
[1] | |
RL-10は
歴史
[RL10は1959
RL10原型 の仕様
[
ノズル
現行 機
[RL-10は
- RL10B-2[3]
推力 (高 高度 ): 24,750 lbf (110.1 kN)形式 : エキスパンダーサイクル燃焼 時間 : 1,152秒 比 推力 : 462秒 (4.53 kN·s/kg)- エンジン
乾燥 重量 : 664 lb (301 kg) 高 さ: 163 インチ (4.14 m)直径 : 87 インチ (2.21 m)- ノズル
開口 率 : 250:1 推進 剤 混合 率 : 5.88:1推進 剤 :液体 酸素 -液体 水素 推進 剤 流量 :酸化 剤 41.42 lb/s (20.6 kg/s),燃料 7.72 lb/s (3.5 kg/s)生産 メーカー: プラット・アンド・ホイットニー採用 例 : デルタ III, デルタ IV第 2段 (1基 )
RL10B-2
- RL10A-4-2
推力 (高 高度 ): 16,500 - 22,300lbf ( kN)形式 : エキスパンダーサイクル燃焼 時間 :秒 比 推力 : 444.4 - 451.0秒 ( kN·s/kg)- エンジン
乾燥 重量 : 310 - 370lb ( kg) 高 さ: インチ ( m)直径 : インチ ( m)- ノズル
開口 率 : : 推進 剤 混合 率 : 5.1 - 5.5:1推進 剤 :液体 酸素 -液体 水素 推進 剤 流量 :酸化 剤 lb/s ( kg/s),燃料 lb/s ( kg/s)生産 メーカー: プラット・アンド・ホイットニー採用 例 : アトラス V第 2段 (1基 )
派生 型
[Isp (vac) | T:W | O:F | ||||||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
RL10A-1 | 1962 | 131 kg (289 lb) | 66.7 kN (15,000 lbf) | 425 s (4.17 km/s) | 1.73 m (5 ft 8 in) | 1.53 m (5 ft 0 in) | 52:1 | 40:1 | 430 s | セントール A | [4][5][6] | |||
RL10A-3 | 1963 | 131 kg (289 lb) | 65.6 kN (14,700 lbf) | 444 s (4.35 km/s) | 2.49 m (8 ft 2 in) | 1.53 m (5 ft 0 in) | 51:1 | 5:1 | 57:1 | 32.75 bar (3,275 kPa) | 470 s | セントール B/C/D/E S-IV |
[7] | |
RL10A-4 | 1992 | 168 kg (370 lb) | 92.5 kN (20,800 lbf) | 449 s (4.40 km/s) | 2.29 m (7 ft 6 in) | 1.17 m (3 ft 10 in) | 56:1 | 5.5:1 | 84:1 | 392 s | セントール IIA | [8] | ||
RL10A-4-1 | 2000 | 167 kg (368 lb) | 99.1 kN (22,300 lbf) | 451 s (4.42 km/s) | 1.53 m (5 ft 0 in) | 61:1 | 84:1 | 740 s | セントール IIIA | [9] | ||||
RL10A-4-2 | 2002 | 167 kg (368 lb) | 99.1 kN (22,300 lbf) | 451 s (4.42 km/s) | 1.53 m (5 ft 0 in) | 61:1 | 84:1 | 740 s | セントール IIIB セントール V1 セントール V2 |
[10] | ||||
RL10A-5 | 1993 | 143 kg (315 lb) | 64.7 kN (14,500 lbf) | 373 s (3.66 km/s) | 1.07 m (3 ft 6 in) | 1.02 m (3 ft 4 in) | 46:1 | 6:1 | 4:1 | 127 s | DC-X | [11] | ||
RL10B-2 | 1998 | 277 kg (611 lb) | 110 kN (25,000 lbf) | 462 s (4.53 km/s) | 4.14 m (13.6 ft) | 2.13 m (7 ft 0 in) | 40:1 | 5.85:1 | 280:1 | 44.12 bar (4,412 kPa) | 700 s | デルタ |
[1] | |
RL10B-X | 317 kg (699 lb) | 93.4 kN (21,000 lbf) | 470 s (4.6 km/s) | 1.53 m (5 ft 0 in) | 30:1 | 250:1 | 408 s | セントール B-X | [12] | |||||
CECE | 160 kg (350 lb) | 66.7 kN (15,000 lbf) | >445 s (4.36 km/s) | 1.53 m (5 ft 0 in) | [13][14] | |||||||||
RL10C-1 | 12/2014 | 191 kg (421 lb) | 106.31 kN (23,900 lbf) | 448.5 s (4.398 km/s) | 2.22 m (7 ft 3 in) | 1.44 m (4 ft 9 in) | 57:1 | 5.88:1 | 130:1 | 2000 | セントール | [15][16] |
他 のRL10を搭載 するロケット
[DIRECT version 3.0がアレスIとアレスVシリーズのコモン・コア・ステージの
RL10の将来 の使用
[2005
共通 拡張 可能 型 極 低温 エンジン
[RD-0146
[RD-0146はロシアとプラット&ホイットニーとの
開発
[1997
詳細
[RD-0146は
脚注
[- ^ a b Mark Wade (17 November 2011). “RL-10B-2”. Encyclopedia Astronautica. 27 February 2012
閲覧 。 - ^ Sutton, George (2005). History of liquid propellant rocket engines. American Institute of Aeronautics and Astronautics. ISBN 1563476495
- ^ “Delta 269 (Delta III) Investigation Report”. ボーイング. 2008
年 12月7日 閲覧 。 - ^ Mark Wade (17 November 2011). “RL-10A-1”. Encyclopedia Astronautica. 27 February 2012
閲覧 。 - ^ 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 2011
年 12月2日 閲覧 。 - ^ “Atlas Centaur”. Gunter's Space Page. 29 February 2012
閲覧 。 - ^ Mark Wade (17 November 2011). “RL-10A-3”. Encyclopedia Astronautica. 27 February 2012
閲覧 。 - ^ Mark Wade (17 November 2011). “RL-10A-4”. Encyclopedia Astronautica. 27 February 2012
閲覧 。 - ^ Mark Wade (17 November 2011). “RL-10A-4-1”. Encyclopedia Astronautica. 27 February 2012
閲覧 。 - ^ Mark Wade (17 November 2011). “RL-10A-4-2”. Encyclopedia Astronautica. 27 February 2012
閲覧 。 - ^ Mark Wade (17 November 2011). “RL-10A-5”. Encyclopedia Astronautica. 27 February 2012
閲覧 。 - ^ Mark Wade (17 November 2011). “RL-10B-X”. Encyclopedia Astronautica. 27 February 2012
閲覧 。 - ^ “Commons Extensible Cryogenic Engine”. Pratt & Whitney Rocketdyne. 28 February 2012
閲覧 。 - ^ “Common Extensible Cryogenic Engine”. 2014
年 7月 3日 時点 のオリジナルよりアーカイブ。 Template:Cite webの呼 び出 しエラー:引数 accessdate は必須 です。 - ^ “Cryogenic Propulsion Stage”. NASA. 11 October 2014
閲覧 。 - ^ “Atlas-V with RL10C powered Centaur”. 2018
年 3月 27日 閲覧 。 - ^
“Jupiter Launch Vehicle – Technical Performance Summaries” (html). 2009
年 6月 8日 時点 のオリジナルよりアーカイブ。2009年 7月 18日 閲覧 。 - ^ “CECE”. United Technologies Corporation. 2009
年 1月 23日 時点 のオリジナルよりアーカイブ。 Template:Cite webの呼 び出 しエラー:引数 accessdate は必須 です。 - ^ “Throttling Back to the Moon”. NASA (2007
年 7月 16日 ). 2015年 9月 15日 時点 のオリジナルよりアーカイブ。 Template:Cite webの呼 び出 しエラー:引数 accessdate は必須 です。 - ^ “NASA Tests Engine Technology for Landing Astronauts on the Moon”. NASA (Jan. 14, 2009). 2018
年 3月 27日 閲覧 。 - ^ http://www.astronautix.com/engines/rd0146.htm
- ^ a b http://www.russianspaceweb.com/rd0146.html
- ^ KBKhA RD-0146
- ^ RD-0146 Specifications
- ^ [1][リンク
切 れ]
関連 項目
[外部 リンク
[- “RL-10A-4 fact sheet” (PDF). Pratt & Whitney Rocketdyne. 2012
年 9月 16日 時点 のオリジナルよりアーカイブ。2012年 2月 25日 閲覧 。 - RL10B-2 at Astronautix
- New engine valves installed on Atlas and Delta rockets: Spaceflight Now August 16, 2007
- Landmark launch in rocketry Centaur set for Flight 200: Spaceflight Now February 9, 2012