RS-68

Z Wikipedie, otevřené encyklopedie
Skočit na: Navigace, Hledání
RS-68
RS-68 rocket engine test.jpg


Země původu USA
Výrobce Pratt & Whitney Rocketdyne
Účel Hlavní motor prvního stupně
Použití Delta IV, Ares V (plán)
Status Ve službě
První let 20. listopadu 2002
Počet použitých 10+
Varianty RS-68B (Ares V), RS-68 REGEN (koncept)
Specifikace
Tah (vakuum) 3 312 kN
Tah (hladina moře) 2 900 kN
Isp (vak) 4120 N.s/kg (420 s)
Isp (hlm) 3580 N.s/kg (365 s)
Poměr tah/hmotnost 51,2
Druh pohonných látek Kapalné, kryogenní
Palivo Kapalný vodík LH2
Okysličovadlo Kapalný kyslík LOX
Poměr poh. látek LH2/LOX 1:6
Cyklus Otevřený s turbočerpadlem
Regulace tahu ano
Chlazení Komora: regenerativně
Tryska: ablativně
Expanzní poměr trysky 21,5:1
Tlak v komoře 9,6 MPa
Teplota v komoře ~3000 °C
Směrování tahu Hydraulicky
Rozměry
Průměr trysky 2,4 m
Hmotnost 6600 kg

Rocketdyne RS-68 je raketový motor na kapalné pohonné látky, vyvíjený od poloviny 90. let pro pohon rakety Delta IV. Vyznačuje se jednoduchostí konstrukce, relativně nízkou cenou a spolehlivostí. První start se konal roku 2002. NASA plánuje využití vylepšené verze RS-68B v budoucím programu Constellation.

Popis[editovat | editovat zdroj]

Start rakety Delta IV, lze vidět rozdíl v barvě plamene z RS-68 a GEM 60, plamen z RS-68 je téměř průhledný, protože ho tvoří jen vodní pára vzniklá reakcí vodíku a kyslíku

Motor RS-68 byl vyvinut společností Rocketdyne Propulsion and Power v Los Angeles v Kalifornii. Hlavním cílem projektu byl jednoduchý a levný motor na jedno použití. Toho bylo dosaženo snížením počtu součástek o 80% oproti několikanásobně použitelnému Space Shuttle Main Engine (SSME). Zjednodušení koncepce však způsobilo značné snížení účinnosti motoru v porovnání s SSME, oproti němuž má o 10% nižší specifický impuls a o 30 % horší poměr tah/hmotnost. Cena jednoho RS-68 je přibližně 14 milionů dolarů oproti 50 mil. za SSME, to z něj činí dobrý motor pro jednorázové nosné rakety jako Delta IV.

Motor spaluje tekutý vodík a tekutý kyslík v poměru 1:6. Dopravu paliva a okysličovadla zajišťují turbočerpadla poháněná malou spalovací turbínou. Chlazení spalovací komory je řešeno systémem channel-wall. Průkopníkem tohoto systému byl sovětský svaz (motor RD-120 rakety Eněrgija). Systém sestává z vnitřního a vnějšího pláště a mezi nimi jsou připájeny oddělovací pláty, tím vznikají kanálky, jimiž proudí chladicí médium. Oproti standardní koncepci chlazení kde jsou kanálky tvořeny stovkami trubiček navinutými a připájenými na stěnu komory, je systém channel-wall celkově těžší ale výrobně mnohem jednodušší a levnější. Jako chladicí médium slouží palivo (osvědčená koncepce využívaná již za 2. světové války). Ovládání vektoru výstupních plynů trysky je řešeno podobně jako u ostatních raketových motorů, tedy hydraulicky ovládaným kloubovým závěsem trysky. Tryska je chlazena potahem z ablativního[1] materiálu, který žárem od výstupních plynů postupně odtává a rozptyluje tak teplo do okolí. Hmotnost je oproti regenerativnímu způsobu chlazení používanému u podobných motorů vyšší, výrobní nároky a cena jsou však mnohem nižší.

Varianty[editovat | editovat zdroj]

Statický test motoru RS-68
  • RS-68 - Základní verze, běžně používaná
  • RS-68A - Vyvíjená verze, zvýšený tah, očekávané nasazení 2010, první test 25. září 2008
  • RS-68B – Koncept, zamýšlen pro pohon rakety Ares V, předpokládá se zvýšený tah a specifický impuls
  • RS-68 Regen - Testovací verze s regenerativně chlazenou tryskou

Odkazy[editovat | editovat zdroj]

Související články[editovat | editovat zdroj]

Externí odkazy[editovat | editovat zdroj]