| J-2 (J-2) | ||||
|---|---|---|---|---|
| J-2 motorspecifikationer | ||||
| Type | LRE | |||
| Brændstof | brint | |||
| Oxidationsmiddel | ilt | |||
| forbrændingskamre | en | |||
| Land | USA | |||
| Brug | ||||
| Driftstid | 1966 - i brug | |||
| Ansøgning |
|
|||
| Produktion | ||||
| Konstruktør | Rocketdyne , USA | |||
| Muligheder | J-2S; J-2T; J-2X | |||
| Vægt- og størrelsesegenskaber |
||||
| Driftsegenskaber | ||||
| fremstød |
Vakuum: 104 tf (1019,2 kN ) Ur. hav: 90,8 tf (890 kN) |
|||
| Specifik impuls |
Vakuum: 425 sek |
|||
| Arbejdstimer | 500 sek | |||
| Ekspansionsgrad | 27,5:1 | |||
| Oxidationsmiddel/brændstofforhold | 16:1 | |||
| tryk-vægt forhold | 73,18 | |||
| Tænding | elektrognist [1] | |||
| Mediefiler på Wikimedia Commons | ||||
"J-2" ( eng. J-2 ) - flydende raketmotor (LPRE) firma Rocketdyne ( USA ), lavet i henhold til skemaet med en åben generatorcyklus . På skabelsestidspunktet var det den mest kraftfulde motor, der brugte flydende brint og flydende oxygen som brændstofkomponenter. Den blev senere skubbet tilbage fra denne position af RS-24- , RD-0120- og RS-68- motorerne . I standardkonfigurationen er motoren designet til brug i et vakuum, det vil sige på de øvre stadier af løfteraketter (LV). Et karakteristisk træk ved J-2 på tidspunktet for dens oprettelse var muligheden for dens reaktivering, som blev brugt på den tredje fase af S-IVB af Saturn- 5 måneraketten . Denne funktion af motoren gjorde det muligt først at fuldføre lanceringen af nyttelasten i en lav referencebane (LEO) og efter et stykke tid accelerere til Månen.
J-2 raketmotoren fandt sin første brug på anden fase af Saturn-1B løfteraket . Senere var det en vigtig del af NASA Apollo -programmet - fem motorer blev brugt i anden fase af Saturn-5 løfteraket ( S-II ) og en motor blev brugt i tredje fase ( S-IVB ). Der var også forslag til dets anvendelse i projektet af det supertunge Mars løfteraket " Nova " med en anslået nyttelastkapacitet på op til 300 tons til en lav referencebane (LEO ) 5 NASA Constellation Program . Planlagt at blive brugt til SLS anden fase .
På grund af det faktum, at J-2 raketmotoren blev udviklet i begyndelsen af 1960'erne og samtidig var yderst pålidelig, blev der lavet forskellige modifikationer af den originale version af motoren i stort antal, som blev udført som en del af forskellige rum programmer.
Et eksperimentelt program til at øge effektiviteten af J-2 raketmotoren, kaldet J-2X, som ikke må forveksles med en senere 21. århundredes version af samme navn, begyndte i midten af 1960'erne. Hovedforskellen på den modificerede version var indførelsen af filmkøling af hovedforbrændingskammeret (CC) med tilføjelse af en spaltelignende strimmel og afvisning af gasgeneratorens forbrændingskammer . Således blev motordriftsskemaet ændret fra en åben generatorcyklus til en modificeret åben cyklus med en faseovergang . Ud over at reducere antallet af dele eliminerede dette problemet med at synkronisere driften af de to forbrændingskamre.
Yderligere ændringer omfattede ændringer af droslingssystemet for større fleksibilitet i driften, hvilket også krævede ændringer af brændstoftilførselssystemet for at passe til ændringen i blandingen under forskellige trykforhold i forbrændingskammeret. En "tomgangstilstand" blev også tilføjet , som producerede lidt tryk og kunne bruges til manøvrering i kredsløb, samt sekventering af brændstof og oxidationsmiddel i tankene, før der skiftedes til hovedtræk. De endelige egenskaber af motoren blev øget - i sammenligning med basismodellen - en specifik impuls svarende til 436 sekunder og en reduceret vægt på 1467 kg.
Under udviklingen af motormodifikationen skabte Rocketdyne seks J-2S efterbehandlingsmotorer . Disse produkter bestod brandtests mange gange i perioden fra 1965 til 1972 med en samlet driftstid på 30.858 sekunder. I 1972, da det stod klart, at der ikke ville komme flere ordrer på Saturn-5 løfteraket , blev testprogrammet afsluttet. NASA planlagde at bruge denne modifikation af motoren i forskellige programmer, og selv i nogen tid blev det antaget, at en flok på fem J-2S skulle installeres på rumfærgen , men disse indledende projekter blev ikke implementeret, og valget blev stoppet på ny RS-24 raketmotor , som bruger et lukket sløjfesystem .
Mens de arbejdede på J-2S raketmotoren, finansierede NASA også udviklingen ved hjælp af en og at skabe en ny kileluftdyse . Dette skulle øge motorens effektivitet, især hvis denne modifikation blev brugt på anden fase af Saturn-5 S-II løfteraket , som udførte noget af arbejdet i atmosfæren og ikke i et vakuum. Hovedforskellen mellem denne motor og basismodellen J-2S var brugen af et ringformet eller ringformet forbrændingskammer, som gjorde det muligt at bruge en central kile. To modifikationer af denne motor blev oprettet: den første, J-2T-200k , med en fremdrift på 90,8 tf (890 kN ), som tillod dens brug i S-II og S-IVB ; den anden, J-2T-250k , med et tryk på 113,4 tf (1112 kN). Samtidig angiver navnet på hver af motorerne i højre side deres tryk i form af pund-kraft.
Som med J-2S fortsatte arbejdet med J-2T sammen med en lang række affyringstests med testmotorer på testbænke, men den efterfølgende udvikling stoppede efter afslutningen af NASAs Apollo - program.
Tredive år senere blev en modificeret J-2S raketmotor brugt igen, denne gang i NASAs X-33 rumflyprojekt . I dette tilfælde blev en let modificeret J-2S uden dyse brugt i en række andre lignende J-2S for at skabe en flad kile-luftmotor . Eksperimentelle modeller blev kaldt XRS-2200 . Under X-33-projektet blev der bygget tre XRS-2200-motorer, som bestod testprogrammet på Space Center. Stennis NASA. Test af en motor var vellykket, men programmet blev stoppet før færdiggørelsen af testlejet for den anden motor. XRS-2200 LRE ved havoverfladen producerer en trækkraft på 92,7 tf (909,3 kN ) og har en specifik impuls på 339 s, i et vakuum er trykket 120,8 tf (1,2 MN), den specifikke impuls er 436,5 s. Efter yderligere udvikling og et testprogram blev projektet opgivet på grund af uløste problemer med X-33'erens kompositbrændstoftanke.
Skalerbarheden af den flade kile-luft-dysemotor blev udnyttet i en større variant af RS-2200 LRE , som var beregnet til et-trins Venture Star ( Lockheed Martin ) rumflyet. I sin seneste version skulle syv RS-2200'er, hver med en fremdrift på 245,8 tf (2,4 MN), levere Venture Star til LEO . Udviklingen af dette projekt blev formelt afsluttet i begyndelsen af 2001 , da X-33-programmet ikke modtog støtte under Space Launch Initiative -programmet . Lockheed Martin tog beslutningen om ikke at fortsætte med udviklingen af Venture Star uden økonomisk støtte fra NASA.
En ny version af motoren, kaldet J-2X , er nu under udvikling som en del af udviklingen af NASAs Constellation -program og det Orion bemandede kapselrumfartøj , der skulle erstatte rumfærgen efter 2010 . Oprindeligt var det meningen at bruge to J-2X'er på det øverste trin af månemodulet ( Eng. Earth Departure Stage, EDS ), hver med et tryk på 133,4 tf (1,3 MN ). [2]
J-2X skulle være baseret på J-2 monteret på S-II og S-IVB stadierne af Saturn raketterne brugt under Apollo programmet, men da behovet for øget fremdrift til Ares I resulterede i vægtproblemer, et motordesign med ren tavle. Det gik i udvikling i 2007 under det nu aflyste Constellation-program. J-2X, der oprindeligt var planlagt til brug på de øverste trin af Ares I og Ares V-raketterne, var senere beregnet til brug på det øverste trin af SLS Block 2, efterfølgeren til Constellation-programmet. Motoren forventes at være mere effektiv og lettere at bygge end sin J-2-forgænger og koste mindre end RS-25-motoren. Forskelle i den nye motor omfatter fjernelse af beryllium, centrifugal turbopumpe versus J-2 aksial-flow turbopumpe, forskellige kammerekspansionsforhold og dyser, kanalvægs forbrændingskammer versus J-2 motorens svejsede rørkammer, redesign af al elektronik, gasgenerator og supersonisk hoveddyser baseret på PC-68, og brugen af det 21. århundredes forbindelsesteknologier.
Rocketdyne har fået til opgave at udføre opgraderingerne under en kontrakt på $1,2 milliarder Det første konstruktionsarbejde på J-2X testbænkene blev startet af NASA i Space Center. Stennis den 23. august 2007 . [3] Mellem 2007 og 2008 blev ni J-2X-motortest udført. [fire]
Sammenlignet med basismodellen skal motoren have en specifik impuls øget til 448 sekunder , et tryk på 133,4 tf (1,3 MN ) og en masse på 2477 kg.