| RS-68 | |
|---|---|
| RS-68-motoren under test på NASA-standen under udviklingen. | |
| Type | LRE |
| Brændstof | brint |
| Oxidationsmiddel | ilt |
| forbrændingskamre | en |
| Land | USA |
| Brug | |
| Driftstid | 2002 - i brug |
| Ansøgning |
Delta-4 (CBC first stage, Heavy variant CBC side units) Ares-5 Constellation (RS-68B) |
| Udvikling | RS-68A, RS-68B |
| Produktion | |
| Konstruktør | Rocketdyne , USA |
| Produceret | siden 1998 |
| Vægt- og størrelsesegenskaber |
|
| Vægt | 6747 kg |
| Højde | 5207 mm |
| Diameter | 2438 mm |
| Driftsegenskaber | |
| fremstød |
Vakuum: 3314 kN hav: 2891 kN |
| Specifik impuls |
Vakuum: 409 s Lv. hav: 359 c |
| Arbejdstimer | 249-259 s |
| Tryk i forbrændingskammeret | 9,7 MPa (96,0 ved ) |
| Ekspansionsgrad | 21.5 |
| tryk-vægt forhold | 44,4 |
| Mediefiler på Wikimedia Commons | |
RS-68 ( Rocket System 68, RS-68 , Rocket System 68) er en raketmotor med flydende drivstof (LRE ) fra Rocketdyne , USA . Fra 2009 var det den mest kraftfulde enkeltkammermotor, der bruger flydende brint ( lH 2 ) og oxygen ( lO 2 ) som brændstofkomponenter. [1] Motorudvikling begyndte i 1990'erne med det mål at skaffe en billigere, lettere at fremstille højtryksmotor til den første fase af Delta-4 løfteraketten . Under drift producerer RS-68 en trykkraft på 300,7 tons (2949 kN ) ved havoverfladen, dens RS-68A modifikation har en trykkraft på 317,5 tf (3114 kN), hvilket blev vist i bænktest . [2] RS-68B-motorvarianten, som er beregnet til at blive brugt som hovedmotor i NASA 's Constellation -program, skulle have 80 % færre dele sammenlignet med de vigtigste shuttle SSME-motorer ( RS-25 ) og omkring dobbelt så meget trækkraft per havniveau.
RS-68-motoren blev udviklet på Rocketdines "Propulsion and Power"-laboratorium , der ligger i Los Angeles , Californien til den første fase af den forbrugsdygtige Delta-4 løfteraket . Flydende brint og oxygen føres ind i forbrændingskammeret ved et tryk på 104,5 atm (10,25 MPa trykniveau 102%), masseforholdet mellem brændstof og oxidationsmiddelblanding er 1:6.
Hovedmålet med RS-68-udviklingsprogrammet var at skabe en simpel motor, der ville være omkostningseffektiv, når den blev brugt én gang på en løfteraket. For at nå dette mål har motoren 80 % færre dele sammenlignet med den genanvendelige SSME ( RS-25 ) motor. Enkelheden og billigheden af motoren resulterede i dårligere ydeevne sammenlignet med RS-25: RS-68'erens trækkraft-til-vægt-forhold er meget lavere, og den specifikke impuls er 10% lavere. Fordelen er de lavere omkostninger ved at bygge en ny motor: det tager US$14 millioner at lave en ny RS-68 til Boeings Delta-4 løfteraketprogram, mod US$50 millioner for en ny RS-25. Mens de høje omkostninger ved RS-25 skulle fordeles i løbet af genanvendelig brug, er den mere massive og billigere RS-68-motor med 50 % mere drivkraft mere økonomisk berettiget til engangsbrug.
Motoren er i modsætning til SSME og RD-0120 en åben-cyklus motor uden efterbrænding af generatorgas med to uafhængige turbiner . Forbrændingskammeret anvender en kanalvægstruktur (som f.eks. RD-171 ) for at reducere omkostningerne. Dette design, der blev brugt for første gang i USSR , inkluderer en indre og ydre skal af brændstofledninger svejset gennem separatorer, der danner kølekanaler. Dette forbrændingskammerarrangement resulterer i et tungere design, men er meget billigere end rør-og-vægkonstruktionen (design af denne art bruger hundredvis af rør bøjet til formen af forbrændingskammeret og svejset sammen), der bruges i andre amerikanske motorer. Den nederste del af dysen har en ekspansionskoefficient på 21,5 og er lavet af ablativt materiale. Foringen af den indvendige del af dysen er designet til at brænde ud under motordrift, hvilket er beregnet til at fjerne varme og forårsage en skarp glød af gasstrålen ved udgangen af dysen, hvilket ikke forekommer i tilfælde af andre LRE'er opererer på brint og ilt. Generelt har dette design en stor masse sammenlignet med rør-og-væg-dysearrangementet, der bruges af andre motorer, men er enklere og billigere at fremstille.
Mens det oprindelige design blev udviklet på Rocketdine Lab i Canoga Park, Californien , det samme sted hvor SSME blev udviklet, blev de første motorprototyper samlet på Santa Susana Field Laboratory, hvor Saturn boostermotorerne blev udviklet og testet . Apollo månemission . _ De første prøvebænke af RS-68 blev udført på Edwards Air Force Laboratory , senere på NASA Stennis Space Center .. Den første vellykkede prøvebænk ved Edwards Base blev afsluttet den 11. september 1998, og den første vellykkede brug af motoren og den vellykkede lancering af løfteraketten blev afsluttet den 20. november 2002.
RS-68-motoren er en del af Common Booster Core (CBC ), der bruges til at skabe fem varianter af Delta-4-familien af løfteraketter . Den tungeste variant, der blev brugt i 2009, inkluderer tre URB'er forbundet med hinanden. Det er muligt at bruge syv sådanne blokke i en løfteraket.
Den 18. maj 2006 annoncerede NASA , at fem RS-68-motorer skulle bruges i stedet for SSME på den planlagte Ares-5 løfteraket i Constellation -programmet . NASA valgte RS-68 på grund af dens lavere pris på omkring $20 millioner efter NASAs forbedringer. RS-68-modifikationer til Ares-5 inkluderer en anden ablativ dyse for at give længere motorlevetid, hurtigere motorstart, designændringer for at reducere brinttab under opsendelsen og for at reducere heliumbrug under prælancering og flyvning. Stigningen i fremdrift og specifik impuls formodes at blive udført som en del af et separat program for modernisering af Delta-4 løfteraket . [3] Fra 2009 er Ares-5 rapporteret at bruge seks RS-68'ere på den centrale enhed. Udgaven af denne motor til Ares-5 løfteraket vil blive kaldt RS-68B. [4] Et andet projekt, DIRECT , bruger også RS-68.
Den 4. april 2008 indgik det amerikanske luftvåben en ændret kontrakt med Boeing Launch Services , Californien for $20 millioner. Kontraktændringen giver Boeing ret til at udføre demonstrationstests på en ombygget RS-68 mærket "10009". Som en del af initiativet Assured Access to Space (AAS) gav regeringen ret til at udføre arbejde med udvikling af udstyr, der vil reducere eller eliminere eksisterende risici og øge pålideligheden af RS-68-motoren. [5]
Den 25. september 2008 bestod den modificerede RS-68A med succes sine første affyringstest. RS-68A er en forbedret version af RS-68 med ændringer, der skulle give øget specifik impuls og tryk over 317,5 tf (3114 kN) ved havoverfladen. Motorcertificering er planlagt til 2010, med en mulig første brug i 2011. [2]