İçeriğe atla

RL10

RL10

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]

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.[5]

RL10 ilk olarak 1959'da, Florida, West Palm Beach'teki Pratt & Whitney Florida Araştırma ve Geliştirme Merkezi'nde test edildi.[6][7] İlk başarılı uçuş 27 Kasım 1963'te gerçekleşti.[8][9] 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.[10]

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.[11]

Bir RL10B-2 yanma odasının lehimlenmesindeki bir kusur, Orion-3 iletişim uydusunu taşıyan 4 Mayıs 1999 Delta III fırlatmasının başarısızlığının nedeni olarak belirlendi.[12]

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.[13] 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

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.[14] 2007 yılında, çalışabilirliği (bazı "kesikli yanma" ile) 11:1 gaz oranlarında ifade edildi.[15] 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.[16] 2010 yılında, kısma aralığı 17,6:1 oranına genişletilerek %104'ten %5,9'a çıkarıldı.[17]

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.

“ ""Bir RL10 üzerindeki liste fiyatını biliyoruz. Zaman içinde maliyete bakarsanız, EELV'lerin birim maliyetinin çok büyük bir kısmı tahrik sistemlerine atfedilebilir ve RL10 çok eski bir motordur ve üretimi ile ilgili çok sayıda basamağı vardır. ... Bu çalışmanın anlayacağı şey bu, bir RL10 yedeği oluşturmaya değer mi?"

— Dale Thomas, Marshall Uzay Uçuş Merkezi Teknik Direktörü[18]

„

Çalışmadan NASA, Uzay Fırlatma Sisteminin (SLS) üst fazı için daha ucuz bir RL10 sınıfı motor bulmayı umdu.[18][19]

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.[18] Uygun Maliyetli Üst Kademe Motor Programı (AUSEP) kapsamında aynı zamanda ilgili bir gereklilik çalışması yapıldı.[19]

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 464 saniye (4,55 km/s)'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,[20] ve Nisan 2017'de itiş odası tertibatına sahip bir motorda tam ölçekli sıcak yanma testleri gerçekleştirdi.[21]

RL10 için mevcut uygulamalar

  • Atlas V Centaur (roket fazı): Tek motorlu centaur (SEC) versiyonu RL10C-1'i[2] kullanırken, çift motorlu centaur (DEC) versiyonu daha küçük olan RL10A-4-2'yi kullanmaktadır.[22]
  • Delta Kriyojenik İkinci Faz: Mevcut DCSS, genişletilebilir nozullu bir RL10C-2-1'e sahiptir.[23][24]

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.[2]

  • SLS Keşif Üst Fazı: Nisan 2016'da, Block 1B Uzay Fırlatma Sistemi'nin Keşif Üst Fazı'nda (EUS) uçmak üzere dört RL10 motoru seçildi.[25] Ekim 2016'da NASA, EUS'un RL10C-X motorlarının en büyüğü ve en güçlüsü olan[26] yeni RL10C-3 sürümünü kullanacağını duyurdu.[2]
  • OmegA Üst Fazı: Nisan 2018'de Northrop Grumman İnovasyon Sistemleri, OmegA'da üst fazda iki RL10C-5-1 motorunun kullanılacağını duyurdu.[27] 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.[28] Centaur V, RL10C-1-1'i kullanacaktır.

Gelişmiş Kriyojenik Evrimleşmiş Aşama

(2009 (2009) itibarıyla), 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.[29] Uzun süreli ACES teknolojisi, yer eşzamanlı, cislunar ve gezegenler arası görevleri desteklemeyi amaçlamaktadır. Diğer bir olası uygulama, LEO'daki veya L2'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.[30]

Sürüm tablosu

Versiyon Durum İlk uçuş Kuru ağırlık İtiş Isp (ve), vac.Uzunluk Çap T:W O:FGenişleme oranı Oda basıncı Yanış süresi İlişkili aşama Notlar
RL10A-1 Emekli 1962 131 kg (289 lb) 15.000 lbf (67 kN) 425 s (4,17 km/s) 173 m (568 ft) 153 m (502 ft) 52:1 40:1 430 s Centaur A Prototip

[22][31][32]
RL10A-3 Emekli 1963 131 kg (289 lb) 656 kN (147.000 lbf) 444 s (4,35 km/s) 249 m (817 ft) 153 m (502 ft) 51:1 5:1 57:1 3.275 bar (327.500 kPa) 470 s Centaur B/C/D/E

S-IV 		[33]
RL10A-4 Emekli 1992 168 kg (370 lb) 925 kN (208.000 lbf) 449 s (4,40 km/s) 229 m (751 ft) 117 m (384 ft) 56:1 5.5:1 84:1 392 s Centaur IIA [34]
RL10A-5 Emekli 1993 143 kg (315 lb) 647 kN (145.000 lbf) 373 s (3,66 km/s) 107 m (351 ft) 102 m (335 ft) 46:1 6:1 4:1 127 s DC-X [35]
RL10B-2 Aktif 1998 277 kg (611 lb) 1.101 kN (248.000 lbf) 4.655 s (45,65 km/s) 415 m (1.362 ft) 215 m (705 ft) 40:1 5.88:1 280:1 4.412 bar (441.200 kPa) 5-m: 1,125 s

4-m: 700 s 		Delta Kriyojenik İkinci Faz,

Ara Kriyojenik Tahrik Fazı 		[1][36]
RL10A-4-1 Emekli 2000 167 kg (368 lb) 991 kN (223.000 lbf) 451 s (4,42 km/s) 153 m (502 ft) 61:1 84:1 740 s Centaur IIIA [37]
RL10A-4-2 Aktif 2002 168 kg (370 lb) 991 kN (223.000 lbf) 451 s (4,42 km/s) 117 m (384 ft) 61:1 84:1 740 s Centaur IIIB

Centaur SEC

Centaur DEC 		[38]
RL10B-X İptal edildi 317 kg (699 lb) 934 kN (210.000 lbf) 470 s (4,6 km/s) 153 m (502 ft) 30:1 250:1 408 s Centaur B-X [39]
CECE Asistan proje 160 kg (350 lb) 15.000 lbf (67 kN), throttle to 5–10% >445 s (4,36 km/s) 153 m (502 ft) [40][41]
RL10C-1 Aktif 2014 420 lb (190 kg) 22.890 lbf (101,8 kN) 4.497 s (44,10 km/s) 212 m (696 ft) 145 m (476 ft) 57:1 5.88:1 130:1 Centaur SEC

[42][43][44][45]
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 [2]
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 [46]
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

RL10A bilgileri ve genel bakış

Tüm versiyonlar

RL10A

  • İtme (rakım): 15.000 lbf (66.7 kN)[31]
  • Özgül itici kuvvet: 433 saniye (4,25 km/s)
  • Motor ağırlığı, kuru: 298 lb (135 kilogram)
  • Yükseklik: 68 inç (1.73 m)
  • Çapı: 39 inç (0.99 m)
  • 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

RL10B-2 motorlu bir Delta IV Medium roketinin ikinci fazı
  • İtme (rakım): 24.750 lbf (110.1 kN)[47]
  • Tasarım: Genişletme döngüsü[48]
  • Özgül itici kuvvet: 4.655 saniye (45,65 km/s)
  • Motor ağırlığı, kuru: 664 lb (301,2 kg)
  • Yükseklik: 163.5 inç (4.14 m)
  • Çapı: 84.5 inç (2.21 m)
  • 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.[49]
  • Bir RL10 Chicago, Illinois'deki Bilim ve Endüstri Müzesi'nde sergilenmektedir.[50]
  • ABD Uzay ve Roket Merkezi, Huntsville, Alabama'da bir RL10 sergilenmektedir.
  • Bir RL10, Southern University, Baton Rouge, Louisiana'da sergilenmektedir.[51]
  • İki RL10 motoru, ABD Uzay Şöhret Kaldırımı, Titusville, Florida'da sergilenmektedir.[52]
  • 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

Kaynakça

  1. ^ a b "RL-10B-2". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 4 Şubat 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  2. ^ a b c d e "Aerojet Rocketdyne RL10 Propulsion System" (PDF). Aerojet Rocketdyne. Mart 2019. 29 Haziran 2019 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. 
  3. ^ "RL-10C". www.astronautix.com. 28 Aralık 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 6 Nisan 2020. 
  4. ^ "RL-10A-1". www.astronautix.com. 28 Aralık 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 6 Nisan 2020. 
  5. ^ "Encyclopedia Astronautica—Lunex Project page". Encyclopedia Astronautica. 31 Ağustos 2006 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  6. ^ Connors, p 319
  7. ^ "Centaur". Gunter's Space Pages. 19 Ekim 2004 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  8. ^ History of liquid propellant rocket engines. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2005. ISBN 1-56347-649-5. 
  9. ^ "Renowned Rocket Engine Celebrates 40 Years of Flight". Pratt & Whitney. 24 Kasım 2003. 14 Haziran 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  10. ^ "Atlas Centaur 2". National Space Science Data Center. NASA. 23 Şubat 2020 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  11. ^ "DCX". Encyclopedia Astronautica. 28 Aralık 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 4 Ocak 2013. 
  12. ^ "Delta 269 (Delta III) Investigation Report" (PDF). Boeing. 16 Ağustos 2000. MDC 99H0047A. 16 Haziran 2001 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. 
  13. ^ "Jupiter Launch Vehicle – Technical Performance Summaries". 29 Ocak 2009 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 18 Temmuz 2009. 
  14. ^ "Common Extensible Cryogenic Engine (CECE)". United Technologies Corporation. 4 Mart 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  15. ^ "Throttling Back to the Moon". NASA. 16 Temmuz 2007. 2 Nisan 2010 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  16. ^ "NASA Tests Engine Technology for Landing Astronauts on the Moon". NASA. 14 Ocak 2009. 20 Ocak 2009 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  17. ^ "CECE: Expanding the Envelope of Deep Throttling Technology in Liquid Oxygen/Liquid Hydrogen Rocket Engines for NASA Exploration Missions" (PDF). NASA Technical Reports Server. 25 Temmuz 2010. 16 Şubat 2015 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. 
  18. ^ a b c "NASA, US Air Force to study joint rocket engine". Flight Global. 12 Nisan 2012. 24 Nisan 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 1 Haziran 2012. 
  19. ^ a b "NASA Partners With U.S. Air Force to Study Common Rocket Propulsion Challenges". NASA. 12 Nisan 2012. 24 Haziran 2017 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  20. ^ "Aerojet Rocketdyne Successfully Tests Complex 3-D Printed Injector in World's Most Reliable Upper Stage Rocket Engine" (Basın açıklaması). Aerojet Rocketdyne. 7 Mart 2016. Erişim tarihi: 20 Nisan 2017. []
  21. ^ "Aerojet Rocketdyne Achieves 3-D Printing Milestone with Successful Testing of Full-Scale RL10 Copper Thrust Chamber Assembly" (Basın açıklaması). Aerojet Rocketdyne. 3 Nisan 2017. Erişim tarihi: 11 Nisan 2017. []
  22. ^ a b "RL-10A-1". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 15 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  23. ^ "ULA Vulcan Launch Vehicle (as announced/built) - General Discussion Thread 3". forum.nasaspaceflight.com. 6 Haziran 2020 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 6 Haziran 2020. 
  24. ^ "Delta IV Data Sheet". www.spacelaunchreport.com. 21 Ağustos 2010 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 6 Haziran 2020. 
  25. ^ "MSFC propose Aerojet Rocketdyne supply EUS engines". NASASpaceFlight.com. 7 Nisan 2016. 15 Nisan 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 8 Nisan 2016. 
  26. ^ "Proven Engine Packs Big, In-Space Punch for NASA's SLS Rocket". NASA. 21 Ekim 2016. 24 Ekim 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 22 Kasım 2017. 
  27. ^ "RL-10 Selected for OmegA Rocket". Aerojet Rocketdyne. 16 Nisan 2018. 30 Nisan 2018 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 14 Mayıs 2018. 
  28. ^ "United Launch Alliance Selects Aerojet Rocketdyne's RL10 Engine". ULA. 11 Mayıs 2018. 12 Mayıs 2018 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 13 Mayıs 2018. 
  29. ^ Kutter (2009). "Robust Lunar Exploration Using an Efficient Lunar Lander Derived from Existing Upper Stages" (PDF). AIAA. 24 Temmuz 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi (PDF). Erişim tarihi: 12 Kasım 2020. 
  30. ^ "Evolving to a Depot-Based Space Transportation Architecture" (PDF). AIAA SPACE 2010 Conference & Exposition. AIAA. 2 Eylül 2010. 20 Ekim 2011 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 25 Ocak 2011. ACES design conceptualization has been underway at ULA for many years. It leverages design features of both the Centaur and Delta Cryogenic Second Stage (DCSS) upper stages and intends to supplement and perhaps replace these stages in the future. ... 
  31. ^ a b "Unconventional Cryogenics: RL-10 and J-2". Stages to Saturn; A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles. Washington, D.C.: NASA History Office. 1996. 24 Ekim 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 2 Aralık 2011. 
  32. ^ "Atlas Centaur". Gunter's Space Page. 15 Ocak 2005 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 29 Şubat 2012. 
  33. ^ "RL-10A-3". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 6 Aralık 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  34. ^ "RL-10A-4". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 15 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  35. ^ "RL-10A-5". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 15 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  36. ^ "Delta IV Launch Services User's Guide, June 2013" (PDF). ULA Launch. 21 Eylül 2018 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 15 Mart 2018. 
  37. ^ "RL-10A-4-1". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 17 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  38. ^ "RL-10A-4-2". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 30 Ocak 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  39. ^ "RL-10B-X". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 15 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  40. ^ "Commons Extensible Cryogenic Engine". Pratt & Whitney Rocketdyne. 4 Mart 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 28 Şubat 2012. 
  41. ^ "Common Extensible Cryogenic Engine - Aerojet Rocketdyne". www.rocket.com. 12 Kasım 2014 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 8 Nisan 2018. 
  42. ^ "Cryogenic Propulsion Stage" (PDF). NASA. 18 Ekim 2014 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 11 Ekim 2014. 
  43. ^ "Atlas-V with RL10C powered Centaur". forum.nasaspaceflight.com. 18 Ekim 2014 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 8 Nisan 2018. 
  44. ^ "Evolution of Pratt & Whitney's cryogenic rocket engine RL-10". 3 Mart 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 20 Şubat 2016. 
  45. ^ "RL10 Engine". Aerojet Rocketdyne. 12 Kasım 2014 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  46. ^ "RL10 Engine | Aerojet Rocketdyne". www.rocket.com. 13 Nisan 2019 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 19 Haziran 2020. 
  47. ^ "RL10B-2" (PDF). Pratt & Whitney Rocketdyne. 2009. 26 Mart 2012 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 29 Ocak 2012. 
  48. ^ Sutton (Ocak 1998). "50K expander cycle engine demonstration". AIP Conference Proceedings. 420: 1062-1065. doi:10.1063/1.54719. 13 Nisan 2013 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 12 Kasım 2020. 
  49. ^ "Pratt & Whitney RL10A-1 Rocket Engine". New England Air Museum. 27 Nisan 2014 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 26 Nisan 2014. 
  50. ^ "Photos of Rocket Engines". Historic Spacecraft. 18 Kasım 2008 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 26 Nisan 2014. 
  51. ^ Colaguori, Nancy; Kidder, Bryan (3 Kasım 2006). "Pratt & Whitney Rocketdyne Donates Model of Legendary Rl10 Rocket Engine to Southern University" (Basın açıklaması). Pratt & Whitney Rocketdyne. PR Newswire. 15 Nisan 2017 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 26 Nisan 2014. 
  52. ^ "American Space Museum & Space Walk of Fame". www.facebook.com. Erişim tarihi: 8 Nisan 2018. 

Bibliyografya

  • The Engines of Pratt & Whitney: A Technical History. Reston. Virginia: American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2010. ISBN 978-1-60086-711-8. 

Dış bağlantılar

İlgili Araştırma Makaleleri

Pratt & Whitney bir Amerikan havacılık ve uzay şirketidir, merkezi Hartford, Connecticut'tadır. United Technologies Corporation (UTC)'ye bağlı bir kuruluştur. Pratt & Whitney'in uçak motorları hem sivil havacılıkta hem de askeri havacılıkta yaygın olarak kullanılır.

<span class="mw-page-title-main">SpaceX</span> Amerikan özel havacılık şirketi

SpaceX, merkezi ABD'nin Kaliforniya eyaletindeki Hawthorne şehrinde bulunan bir Amerikalı uzay taşımacılığı şirketidir. SpaceX; Falcon 9, Falcon Heavy, Starlink, Dragon Kargo, Starship gibi uzay misyonu araçlarını bünyesinde bulundurmaktadır.

<span class="mw-page-title-main">SABRE</span>

SABRE, İngiliz Reaction Engines Limited firması tarafından yaklaşık 20 yılda geliştirilmiş bir motordur. Hipersonik hızlara ulaşabilmek ve tek bir araçla uzaya çıkabilmek için üretilmiştir. Motorun özelliği, sıradan roket motorlarına ek olarak jet motorları gibi ilerleme yönünden hava emebilmesidir. Daha öncesinde taslakları paylaşılan motorun tüm testlerinin bittiği 2012 Kasım ayında duyurulmuştur.

<span class="mw-page-title-main">Sea Dragon (roket)</span>

Deniz Ejderi 1962 yılında tasarlanan iki kademeli ve tamamen yeniden kullanılabilen ve deniz kalkışı yapan bir rokettir. Robert Truax tarafından yönetilen bu proje Aerojet altında çalışırken tasarladığı deniz kalkışlı roketlerden biridir. NASA ve Todd Shipyards tarafından ilgilenilmesine rağmen, 60'ların sonunda Future Projects Branch'ın kapatılması sonucu proje sona ermiştir. 150 metre yükseklik ve 23 metre çapa sahip olan Deniz Ejderi inşa edilen en büyük roket olacaktı.

Raptor (Türkçe: Yırtıcı Kuş),SpaceX tarafından geliştirilen, Kriyojenik metan-yakıtlı roket motorları ailesinin ilk üyesidir. Özel olarak, SpaceX süper-ağır fırlatma araçlarının yüksek verimli aşağı ve yukarı aşamalarında kullanılması hedeflenmektedir. Merlin 1C & D motorlarına sahip daha önceki tüm Falcon 9 roketlerinde kullanılmış olan RP-1 kerosen ve LOX karışımı yerine; Raptor motoru yakıt olarak sıvı metan ve sıvı oksijen (LOX), kullanacaktır. Başlangıç tasarımlarında Raptor motorunun metan'dan ziyade sıvı hidrojen (LH2) kullanması öngörülüyordu.

<span class="mw-page-title-main">Falcon Heavy</span>

Falcon Heavy, SpaceX tarafından tasarlanmış ve üretilmiş, kısmen yeniden kullanılabilen bir ağır yük fırlatma aracıdır. Falcon Heavy, Falcon 9 fırlatma aracının bir uyarlamasıdır ve Falcon 9 roket çekirdeğinin yanı sıra, Falcon 9 ilk aşamasından türetilmiş olan, fazladan iki adet sonradan eklenen roketten oluşmaktadır. Bu yapılandırma Alçak Dünya yörüngesine (ADY) çıkarılabilen görev yükü miktarını yaklaşık 54 tona yükseltecektir, bununla karşılaştırılacak olursa Falcon 9 v1.1 aracı 13 ton'a kadar görev yükünü ADY'ye çıkarabilmektedir. Falcon Heavy için ilk fırlatma 6 Şubat 2018 tarihinde başarılı olarak gerçekleşmiştir.

<span class="mw-page-title-main">Evrilmiş Harcanabilir Fırlatma Aracı</span>

Evrilmiş Harcanabilir Fırlatma Aracı - EHFA, ABD Hava Kuvvetleri (USAF) bünyesindeki bir harcanabilir fırlatma sistemi programıdır, ABD Savunma Bakanlığına ve ABD Hükümetine ait diğer görev-yüklerinin uzaya erişimini sağlama amacı gütmektedir. 1990'larda hükûmetin uzaya fırlatışlarını daha ucuz ve güvenilir hale getirme amacıyla başlatılan bu programın sonucunda Delta IV ve Atlas V isimli iki adet fırlatma sistemi geliştirilmiştir. Bu iki fırlatma sistemi, ABD askeri uydularının fırlatılmasında kullanılan asıl yöntemlerdir. ABD Hava Kuvvetleri, EHFA ailesindeki fırlatma araçlarını, en azından, 2030 sonlarına kadar kullanmayı planlamaktadır. Ayrıca geliştirme süreci devamında oluşan (Follow-on) teknolojiler üzerinde duruluyor, bunlardan birisi aslen, iptal edilene kadar, Tekrar-kullanılabilir Hızlandırıcı Sistemiydi.

<span class="mw-page-title-main">Fırlatma aracı</span> uzaya bir obje taşımayı sağlayan roket

Uzay yolculuğu alanında fırlatma aracı ya da taşıyıcı roket bir görev-yükünü Dünya'nın yüzeyinden uzaya taşımak için kullanılan bir rokettir. Bir fırlatma sistemi fırlatma aracından, fırlatma rampasından ve diğer çeşitli altyapı bileşeninden oluşmaktadır. Genelde taşıyıcı roketler yörüngeye yapay uydu yerleştirmek için kullanılırken, araştırma roketi gibi bazı uzay uçuşları Yörünge-altı uzay uçuşu olarak sınıflandırılır. Bazı roketler ise bir uzay aracının Dünya'nın yörüngesinden tamamen kurtulamasını sağlarlar.

<span class="mw-page-title-main">Ares I</span>

Ares I, TakımYıldız Programı'nda kabin ekibini taşımak için NASA tarafından tasarlanmaya başlandı. Ares, eski Yunan mitolojisinde olan tanrı aynı zamanda eski Roma İmparatorluğu tanrısı olan Mars anlamına da gelmektedir. Ares I, ilk başlarda kabin ekibi taşıma aracı olarak biliniyordu.

<span class="mw-page-title-main">Uzay aracı itki sistemi</span> Uzay aracını ivmelendirmeye yarayan her türlü yönteme verilen ad

Uzay aracı itki sistemi ya da Uzay aracı sevk sistemi, uzay aracını ve uyduları ivmelendirmekte kullanılan her türlü yönteme verilen addır. Pek çok farklı yöntem bulunmaktadır. Her yöntemin bazı sakıncaları ve üstün tarafı vardır ve uzay aracı sevki etkin bir araştırma alanıdır. Ancak, günümüzdeki pek çok uzay aracı, aracın arkasından/geri tarafından bir gazı roket motoru çıkışı yüksek hızda geçirmek suretiyle itki/sevk üretir. Bu çeşit bir motora roket motoru denmektedir.

<span class="mw-page-title-main">Uzay mekiği ana motoru</span> NASAnın uzay aracına monte edilmiş kriyojenik sıvı yakıt roket motoru

Aerojet Rocketdyne RS-25 diğer adıyla Uzay Mekiği Ana Motoru, dondurucu sıvı yakıtlı bir roket motorudur. NASA’nın uzay istasyonunda kullanılmıştır ve fırlatma rampasında kullanılması düşünülmüştür ve Rocketdyne şirketi tarafından Birleşik devletlerde yapılmıştır. RS-25 dondurucu sıvı hidrojeni ve sıvı oksijeni yakar ve her bir motor kalkış esnasında 1,859 kN(418,000 lb) güç üretir. RS-25 60’lı yılların izinden gitmesine rağmen motorun gelişime açık olması nedeniyle çeşitli geliştirmelere uğramıştır. 1 Nisan 1981 tarihinde ilk denenmesinin yapılmasıyla beraber RS-25 güvenlik, bakım ve motor güvenilirliği açısından birçok geliştirmeye uğramıştır.

<span class="mw-page-title-main">Elektrikle çalışan uzay aracı itki sistemi</span>

Elektrikle çalışan uzay aracı itki sistemi, uzay aracının hızını elektrik enerjisi kullanarak değiştirir. Bu Uzay aracı itki sistemi türündeki pek çok sistem, yakıtı elektrik kullanarak yüksek hızlarda araçtan atmak suretiyle çalışır, ancak örneğin elektrodinamik kablolar ise doğrudan gezegenin Manyetik alanıyla etkileşerek çalışırlar.

<span class="mw-page-title-main">Space Launch System</span>

Space Launch System (SLS), NASA tarafından geliştirilen tek kullanımlık aşırı ağır yük fırlatma aracıdır. SLS, 2022 itibarıyla operasyonel hizmetteki herhangi bir roketten daha fazla yük taşıma kapasitesine ve aynı zamanda daha fazla havalanma itiş gücüne sahiptir. Artemis aya iniş programının ana fırlatma aracı olan SLS, mürettebatlı Orion uzay aracını ay ötesi yörüngeye fırlatmak için tasarlanmıştır. İlk mürettebatsız görev olan Artemis 1, 16 Kasım 2022'de fırlatıldı.

<span class="mw-page-title-main">United Launch Alliance</span>

United Launch Alliance (ULA), Lockheed Martin ile Boeing ortaklığında kurulan bir havacılık ve uzay mühendisliği şirketidir. Şirket 1 Aralık 2006 tarihinde kurulmuştur. En büyük müşterileri NASA ve ABD Savunma Bakanlığı'dır. Şirketin merkezi Centennial'da yer almaktadır.

Tek-yakıtlı roket, itici yakıt olarak tek bir kimyasal madde kullanan roket türüdür.

<span class="mw-page-title-main">Genişletme döngüsü</span>

Genişletme döngüsü, sıvı yakıtlı roket motoru’nun güç döngüsüdür. Bu döngüde yakıt, motorun yanma odasını soğutmak, ısıyı emmek ve fazı değiştirmek için kullanılır. Isıtılan, gaz halinde olan yakıt, yanma odasına enjekte edilmeden ve yakılmadan hemen önce motorun yakıt ve oksitleyici pompalarını çalıştıran türbine güç sağlar.

Pratt & Whitney Rocketdyne (PWR), sıvı yakıt kullanan roket motorları tasarlayan ve üreten bir Amerikan şirketidir. United Technologies Corporation'ın tamamen sahip olduğu bir yan kuruluş olan Pratt & Whitney'in bir bölümüdür. Merkezi Kaliforniya'da, Los Angeles'teki Canoga Park'tadır. 2013 yılında şirket GenCorp'a satıldı ve Aerojet Rocketdyne'in bir parçası haline geldi.

<span class="mw-page-title-main">Firefly Aerospace</span>

Firefly Aerospace, Austin, Teksas merkezli, yörüngeye ticari fırlatmalar için fırlatma araçları geliştiren bir Amerikan özel havacılık firmasıdır. Şirket, DADA Holdings tarafından yönetilen 75 milyon dolarlık A Serisi yatırım turunu Mayıs 2021'de tamamladı. Mevcut şirket, eski Firefly Space Systems şirketinin varlıklarının Mart 2017'de EOS Launcher tarafından satın alınmasıyla kuruldu ve daha sonra Firefly Aerospace olarak yeniden adlandırıldı.

<span class="mw-page-title-main">Modüler roket</span> Çok kademeli roket türü

Modüler roket, görevden göreve değişebilen bileşenlere sahip bir tür çok kademeli rokettir. Bu tür birkaç roket; nakliye, üretim ve uçuş hazırlıkları için destek altyapısını optimize etme masraflarını en aza indirmek için birleşik modüller gibi benzer konseptleri kullanır.

<span class="mw-page-title-main">Transtage (roket üst kademesi)</span>

Transtage; Amerika Birleşik Devletleri Hava Kuvvetleri'nin SSB-10A olarak adlandırılan, Martin Marietta ve Aerojet tarafından geliştirilen, Titan III roketlerinde kullanılan bir Amerikan yapımı roket üst kademesidir.


Bu sayfa, bu Vikipedi makalesine dayanmaktadır.
Metin, CC BY-SA 4.0 lisansı altında mevcuttur; ek koşullar uygulanabilir.
Görseller, videolar ve sesler kendi lisansları altında mevcuttur.