Londra'daki Bilim Müzesi'nde bir RL10A-4 motoru | |
Üretici | Aerojet Rocketdyne |
---|---|
Menşe Ülke | Amerika Birleşik Devletleri |
İlk Tarih | 1962 (RL10A-1) |
Kullanım Amacı | Üst faz motoru |
Bağlantılı olduğu | Atlas Saturn I Titan IIIE Titan IV Delta III Delta IV DC-X Uzay mekiği (iptal edildi) Space Launch System (gelecekte) OmegA (iptal edildi) Vulcan (gelecekte) |
Durumu | Üretimde |
Karışım Oranı | 5.88:1 |
Güç Döngüsü | Genişletme döngüsü |
Genel Bilgiler | |
İtki (Vakumda) | 1.101 kN (248.000 lbf) |
Özgül itici kuvvet(Vakumda) | 4.655 saniye (45,65 km/s) |
Ateşleme Süresi | 700 seconds |
Uzunluk | 415 m (1.362 ft) w/ genişletilmiş ağızlık ile birlikte |
Çap | 215 m (705 ft) |
Kuru ağırlık | 301 kg (664 lb) |
Kaynakça | |
Kaynaklar | [1] |
Notlar | Performans değerleri ve boyutlar RL10B-2 içindir. |
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 110 kilonewton (25.000 lbf) 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.[2]
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 373-470 saniye (3,66-4,61 km/s) aralığında çok yüksek spesifik darbelere (Isp) yol açar. Kütle, motorun versiyonuna bağlı olarak 131-317 kilogram (289-699 lb) arasında değişmektedir.[3][4]
<ref>
etiketi; EA10B2
isimli refler için metin sağlanmadı (Bkz: Kaynak gösterme)<ref>
etiketi; :1
isimli refler için metin sağlanmadı (Bkz: Kaynak gösterme)