RL10

Dari Wikipedia bahasa Indonesia, ensiklopedia bebas
Jump to navigation Jump to search
RL10
An RL10 at the U.S. Space & Rocket Center with cutaway showing tubing through the bell.
Negara asal United States of America
Terbang pertama 1962 (RL10A-1)
Perancang Pratt & Whitney/MSFC
Pembuat Pratt & Whitney Space Propulsion
Pratt & Whitney Rocketdyne
Aerojet Rocketdyne
Penggunaan Upper stage engine
Kendaraan terkait Atlas
Titan
Delta IV
Saturn I
Status In production
Mesin propelan cair
Propelan Liquid oxygen / Liquid hydrogen
Rasio campuran 5.5 or 5.85:1
Siklus Expander cycle
Konfigurasi
Rasio pipa 84:1 or 280:1
Kinerja
Daya dorong (hampa) 110 kN (25000 lbf)
Isp (vac.) 450 hingga 465,5 second (4,413 hingga 4,565 km/s)
Lama pembakaran 700 seconds
Dimensi
Panjang 4,14 m (13,6 ft) (nozzle extended)
Diameter 2,13 m (7 ft 0 in)
Berat kering 277 kg (611 lb)
Digunakan pada
Centaur
S-IV
DCSS
Referensi
Referensi [1]
Catatan Performance values and dimensions are for RL-10B-2.

RL10 adalah sebuah mesin roket bahan bakar cair kriogenik yang digunakan pada Centaur, S-IV dan tahap atas DCSS. Dibangun di Amerika Serikat oleh Aerojet Rocketdyne (sebelumnya oleh Pratt & Whitney Rocketdyne), RL10 membakar cryogenic hidrogen cair & propelan oksigen cair, dengan masing-masing mesin memproduksi 64,7-110 kN (14,545-24,729 lbf) daya dorong dalam ruang hampa tergantung pada versi digunakan. RL10 adalah mesin roket yang pertama menggunakan cairan hidrogen yang akan dibangun di Amerika Serikat, dan pengembangan mesin oleh Marshall Space Flight Center dan Pratt & Whitney dimulai pada tahun 1950, dengan penerbangan pertama terjadi pada tahun 1961.


Variants[sunting | sunting sumber]

Version Status First flight Dry mass Thrust Isp (vac) Length Diameter T:W O:F Expansion ratio Chamber pressure Burn time Associated stage Notes
RL10A-1 Retired 1962 131 kg (289 lb) 66,7 kN (15000 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 Centaur A Prototype
[2][3][4]
RL10A-3 Retired 1963 131 kg (289 lb) 65,6 kN (14700 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 (3275 kPa) 470 s Centaur B/C/D/E
S-IV
[5]
RL10A-4 Retired 1992 168 kg (370 lb) 92,5 kN (20800 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 Centaur IIA [6]
RL10A-4-1 Retired 2000 167 kg (368 lb) 99,1 kN (22300 lbf) 451 s (4,42 km/s) 1,53 m (5 ft 0 in) 61:1 84:1 740 s Centaur IIIA [7]
RL10A-4-2 In production 2002 167 kg (368 lb) 99,1 kN (22300 lbf) 451 s (4,42 km/s) 1,53 m (5 ft 0 in) 61:1 84:1 740 s Centaur IIIB
Centaur V1
Centaur V2
[8]
RL10A-5 Retired 1993 143 kg (315 lb) 64,7 kN (14500 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 [9]
RL10B-2 In production 1998 277 kg (611 lb) 110 kN (25000 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 (4412 kPa) 700 s Delta Cryogenic Second Stage [1]
RL10B-X Cancelled 317 kg (699 lb) 93,4 kN (21000 lbf) 470 s (4,6 km/s) 1,53 m (5 ft 0 in) 30:1 250:1 408 s Centaur B-X [10]
CECE In development 160 kg (350 lb) 66,7 kN (15000 lbf) >445 s (4,36 km/s) 1,53 m (5 ft 0 in) Base demonstrator
[11][12]
RL10C-1 In testing 12/2014 191 kg (421 lb) 106,31 kN (23900 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 Centaur
[13][14]

Specifications[sunting | sunting sumber]

Original RL10[sunting | sunting sumber]

  • Thrust (altitude): 15,000 lbf (66.7 kN)[3]
  • Burn Time: 470 s[3]
  • Design: Expander cycle[butuh rujukan]
  • Specific impulse: 433 second (4,25 km/s)[butuh rujukan]
  • Engine weight - dry: 298 lb (135 kg)
  • Height: 68 in (1.73 m)
  • Diameter: 39 in (0.99 m)
  • Nozzle expansion ratio: 40 to 1
  • Propellants: Liquid Oxygen & Liquid Hydrogen
  • Propellant flow: 35 lb/s (16 kg/s)
  • Contractor: Pratt & Whitney
  • Vehicle application: Saturn I / S-IV 2nd stage - 6-engines
  • Vehicle application: Centaur upper stage - 2-engines

Current design[sunting | sunting sumber]

Second stage of a Delta IV Medium rocket featuring an RL10B-2 engine.
RL10B-2 Specifications
RL10A-4-2

The other current model, the RL10A-4-2, is the engine used on Centaur upper stage for Atlas V.[15]

Referensi[sunting | sunting sumber]

Notes
  1. ^ a b Mark Wade (17 November 2011). "RL-10B-2". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  2. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10A-1". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  3. ^ a b c 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, diakses tanggal 2011-12-02 
  4. ^ "Atlas Centaur". Gunter's Space Page. Diakses tanggal 29 February 2012. 
  5. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10A-3". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  6. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10A-4". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  7. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10A-4-1". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  8. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10A-4-2". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  9. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10A-5". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  10. ^ Mark Wade (17 November 2011). "RL-10B-X". Encyclopedia Astronautica. Diakses tanggal 27 February 2012. 
  11. ^ "Commons Extensible Cryogenic Engine". Pratt & Whitney Rocketdyne. Diakses tanggal 28 February 2012. 
  12. ^ [1]
  13. ^ "Cryogenic Propulsion Stage" (PDF). NASA. Diakses tanggal 11 October 2014. 
  14. ^ [2]
  15. ^ a b c d e f g h i "RL10B-2" (PDF). Pratt & Whitney Rocketdyne. 2009. Diakses tanggal January 29, 2012. 
  16. ^ Sutton, A M; Peery, S D; Minick, A B (January 1998). "50K expander cycle engine demonstration". AIP Conference Proceedings. 420: pp. 1062–1065. doi:10.1063/1.54719. 
Bibliography

Pranala luar[sunting | sunting sumber]