J-2

"J-2" ( eng.  J-2 ) - flytande raketmotor (LPRE) företaget Rocketdyne ( USA ), tillverkad enligt schemat för en öppen generatorcykel . Vid tidpunkten för skapandet var det den mest kraftfulla motorn som använde flytande väte och flytande syre som bränslekomponenter. Den drevs senare tillbaka från denna position av RS-24 , RD-0120 och RS-68 motorerna . I standardkonfigurationen är motorn designad för användning i ett vakuum, det vill säga på de övre stadierna av bärraketer (LV). En utmärkande egenskap hos J-2 vid tidpunkten för dess skapelse var möjligheten till dess återaktivering, som användes på det tredje steget av S-IVB av Saturn- 5 månraketen . Denna funktion hos motorn gjorde det möjligt att först slutföra lanseringen av nyttolasten i en låg referensbana (LEO) och efter ett tag accelerera till månen.

J-2 raketmotorn hittade sin första användning på den andra etappen av Saturn-1B bärraket . Senare var det en viktig del av NASA :s Apollo - program - fem motorer användes i det andra steget av Saturn-5 bärraket ( S-II ) och en motor användes i det tredje steget ( S-IVB ). Det fanns också förslag för dess användning i projektet av den supertunga Mars bärraketen " Nova " med en uppskattad lastkapacitet på upp till 300 ton till en låg referensbana (LEO ) 5 NASA Constellation Program . Planerad att användas för SLS andra etappen .

Ändringar

På grund av det faktum att J-2-raketmotorn utvecklades i början av 1960-talet och samtidigt var mycket tillförlitlig, gjordes olika modifieringar av originalversionen av motorn i stort antal, som utfördes som en del av olika rymd. program.

J-2S

Ett experimentellt program för att öka effektiviteten hos J-2-raketmotorn, kallat J-2X, som inte bör förväxlas med en senare 2000- talsversion med samma namn, började i mitten av 1960-talet. Huvudskillnaden för den modifierade versionen var införandet av filmkylning av huvudförbränningskammaren ( CC) med tillägg av en slitsliknande remsa och avvisande av gasgeneratorns förbränningskammare. Således ändrades motordriftschemat från en öppen generatorcykel till en modifierad öppen cykel med en fasövergång . Förutom att minska antalet delar, eliminerade detta problemet med att synkronisera driften av de två förbränningskamrarna.

Ytterligare ändringar innefattade förändringar av strypsystemet för större flexibilitet i driften, vilket också krävde modifieringar av bränsletillförselsystemet för att passa förändringen i blandningen under olika tryckförhållanden i förbränningskammaren. Ett  "tomgångsläge" lades också till , som producerade lite dragkraft och kunde användas för manövrering i omloppsbana, samt sekvensering av bränslet och oxidationsmedlet i tankarna innan övergång till huvuddragkraft. Motorns slutliga egenskaper ökade - i jämförelse med basmodellen - en specifik impuls lika med 436 sekunder och en reducerad vikt på 1467 kg.

Under utvecklingen av motormodifieringen skapade Rocketdyne sex J-2S efterbehandlingsmotorer . Dessa produkter klarade brandtester många gånger under perioden 1965 till 1972 med en total drifttid på 30 858 sekunder. 1972, när det stod klart att inga ytterligare beställningar på Saturn-5 bärraketen skulle komma, avslutades testprogrammet. NASA planerade att använda denna modifiering av motorn i olika program och till och med under en tid antogs det att ett gäng med fem J-2S skulle installeras på rymdfärjan , men dessa initiala projekt genomfördes inte och valet stoppades på ny RS-24 raketmotor , som använder ett system med sluten slinga .

J-2T

Under arbetet med J-2S-raketmotorn finansierade NASA också utvecklingen med hjälp av en och att skapa ett nytt killuftmunstycke . Detta var tänkt att öka motorns effektivitet, särskilt om denna modifiering användes på det andra steget av Saturn-5 S-II bärraket , som utförde en del av arbetet i atmosfären och inte i ett vakuum. Huvudskillnaden mellan denna motor och basmodellen J-2S var användningen av en toroidformad eller ringformig förbränningskammare, vilket gjorde det möjligt att använda en central kil. Två modifieringar av denna motor skapades: den första, J-2T-200k , med en dragkraft på 90,8 tf (890 kN ), vilket möjliggjorde dess användning i S-II och S-IVB ; den andra, J-2T-250k , med en dragkraft på 113,4 tf (1112 kN). Samtidigt indikerar namnet på var och en av motorerna på höger sida deras dragkraft i form av pundkraft.

Precis som med J-2S fortsatte arbetet med J-2T tillsammans med en lång rad avfyrningstester av testmotorer på testbänkar, men den efterföljande utvecklingen avbröts efter att NASA:s Apollo - program slutförts.

XRS-2200 och RS-2200

Trettio år senare användes en modifierad J-2S raketmotor igen, denna gång i NASA:s X-33 rymdplansprojekt . I det här fallet användes en något modifierad J-2S utan munstycke i ett antal andra liknande J-2S för att skapa en platt kil-luftmotor . Experimentella modeller kallades XRS-2200 . Under X-33-projektet byggdes tre XRS-2200-motorer som klarade testprogrammet på Space Center. Stennis NASA. Testningen av en motor var framgångsrik, men programmet stoppades innan testbädden för den andra motorn slutfördes. XRS-2200 LRE vid havsnivå producerar en dragkraft på 92,7 tf (909,3 kN ) och har en specifik impuls på 339 s, i ett vakuum är dragkraften 120,8 tf (1,2 MN), den specifika impulsen är 436,5 s. Efter ytterligare utveckling och ett testprogram övergavs projektet på grund av olösta problem med X-33:ans kompositbränsletankar.

Skalbarheten hos motorn med platta kil-luftmunstycken utnyttjades i en större variant av RS-2200 LRE , som var avsedd för rymdplanet Venture Star ( Lockheed Martin ) i enstegstyp. I sin senaste version var det meningen att sju RS-2200, var och en med en dragkraft på 245,8 tf (2,4 MN), skulle leverera Venture Star till LEO . Utvecklingen av detta projekt avslutades formellt i början av 2001 , när X-33-programmet inte fick finansiering under Space Launch Initiative - programmet .  Lockheed Martin tog beslutet att inte gå vidare med utvecklingen av Venture Star utan ekonomiskt stöd från NASA.

J-2X

En ny version av motorn, kallad J-2X , är nu under utveckling som en del av utvecklingen av NASA:s Constellation -program och Orion bemannade kapselrymdfarkoster som skulle ersätta rymdfärjan efter 2010 . Från början var det tänkt att använda två J-2X på det övre steget av månmodulen ( Eng. Earth Departure Stage, EDS ), var och en med en dragkraft på 133,4 tf (1,3 MN ). [2] 

J-2X skulle baseras på J-2 monterad på S-II och S-IVB-stegen i Saturnusraketerna som användes under Apollo-programmet, men eftersom behovet av ökad dragkraft för Ares I resulterade i viktproblem, en motordesign med rent skiffer. Det började utvecklas 2007 under det nu inställda Constellation-programmet. J-2X var ursprungligen planerad för användning på de övre stadierna av Ares I och Ares V-raketerna, men var senare avsedd för användning på den övre delen av SLS Block 2, efterföljaren till Constellation-programmet. Motorn förväntas vara effektivare och lättare att bygga än sin J-2-föregångare och kosta mindre än RS-25-motorn. Skillnaderna i den nya motorn inkluderar borttagning av beryllium, centrifugalturbopump kontra J-2 axialflödesturbopump, olika kammarexpansionsförhållanden och munstycken, kanalväggsförbränningskammare kontra J-2-motorns svetsade rörkammare, omdesign av all elektronik, gasgenerator och överljud huvudmunstycken baserade på PC-68 och användningen av 2000-talets anslutningsteknik.

Rocketdyne har fått i uppdrag att utföra uppgraderingarna under ett kontrakt på 1,2 miljarder dollar. Det första konstruktionsarbetet på J-2X testbänkarna startades av NASA vid Space Center. Stennis den 23 augusti 2007 . [3] Mellan 2007 och 2008 utfördes nio J-2X-motortester. [fyra]

Jämfört med basmodellen måste motorn ha en specifik impuls ökad till 448 sekunder , en dragkraft på 133,4 tf (1,3 MN ) och en massa på 2477 kg.

Anteckningar

1. ↑ Gahun G. G., 1989 , sid. 91.
2. ↑ Förhandsvisning av pressmeddelande (nedlänk) . ??? (???). Datum för åtkomst: 28 januari 2008. Arkiverad från originalet den 1 april 2012. (obestämd) 
3. ↑ NASA:s Stennis Space Center markerar nytt kapitel i rymdutforskning (länk ej tillgänglig) . NASA (???). Datum för ansökan: ???. Arkiverad från originalet den 1 april 2012. (obestämd) 
4. ↑ NASA slutför framgångsrikt första serien av Ares-motortester (länk inte tillgänglig) . NASA (8 maj 2008). Datum för ansökan: ???. Arkiverad från originalet den 1 april 2012. (obestämd) 

Litteratur

• Gakhun G. G. et al. Kapitel 5. Exempel på pneumohydrauliska scheman för LRE. J-2-motor // Design och design av flytande raketmotorer / Gakhun G. G. - M . : Mashinostroyeniye, 1989. - P. 89-91. — 424 sid. — ISBN 5-217-00360-X .
• Robert E. Bilstein. Stages till Saturnus: en teknisk historia av Apollo/Saturnus bärraketer . - Gainesville: University of Florida Press, 2003. - ISBN 0-8130-2691-1 .

Länkar

• J-2 Encyclopedia Astronautica
• J-2S Encyclopedia Astronautica