| J-2 (J-2) | ||||
|---|---|---|---|---|
| Specifikace motoru J-2 | ||||
| Typ | LRE | |||
| Pohonné hmoty | vodík | |||
| Oxidátor | kyslík | |||
| spalovací komory | jeden | |||
| Země | USA | |||
| Používání | ||||
| Provozní doba | 1966 - v provozu | |||
| aplikace |
|
|||
| Výroba | ||||
| Konstruktér | Rocketdyne , USA | |||
| Možnosti | J-2S; J-2T; J-2X | |||
| Hmotnostní a rozměrové charakteristiky |
||||
| Provozní vlastnosti | ||||
| tah |
Vakuum: 104 tf (1019,2 kN ) Ur. moře: 90,8 tf (890 kN) |
|||
| Specifický impuls |
Vakuum: 425 sec |
|||
| Pracovní doba | 500 sec | |||
| Stupeň expanze | 27,5:1 | |||
| Poměr oxidant/palivo | 16:1 | |||
| poměr tahu a hmotnosti | 73,18 | |||
| Zapalování | elektrojiskra [1] | |||
| Mediální soubory na Wikimedia Commons | ||||
"J-2" ( angl. J-2 ) - kapalný raketový motor (LPRE) společnosti Rocketdyne ( USA ), vyrobený podle schématu otevřeného generátorového cyklu . V době vzniku se jednalo o nejvýkonnější motor, který jako složky paliva využíval kapalný vodík a kapalný kyslík . Později byl z této pozice zatlačen zpět motory RS-24 , RD-0120 a RS-68 . Ve standardní konfiguraci je motor navržen pro použití ve vakuu, tedy na horních stupních nosných raket (LV). Charakteristickým rysem J-2 v době jeho vzniku byla možnost jeho reaktivace, která byla použita na třetím stupni S-IVB lunární rakety Saturn-5 . Tato vlastnost motoru umožnila nejprve dokončit start užitečného zatížení na nízkou referenční oběžnou dráhu (LEO) a po chvíli zrychlit k Měsíci.
Raketový motor J-2 našel své první použití na druhém stupni nosné rakety Saturn-1B . Později to byla důležitá součást programu NASA Apollo - pět motorů bylo použito ve druhém stupni nosné rakety Saturn-5 ( S-II ) a jeden motor byl použit ve třetím stupni ( S-IVB ). Objevily se také návrhy na jeho použití v projektu supertěžké marťanské nosné rakety „ Nova “ s odhadovanou nosností až 300 tun na nízkou referenční oběžnou dráhu (LEO ) 5 NASA Constellation Program . Plánováno použití pro druhý stupeň SLS .
Vzhledem k tomu, že raketový motor J-2 byl vyvinut na počátku 60. let a zároveň byl vysoce spolehlivý, byly vyrobeny různé modifikace původní verze motoru ve velkém množství, které byly prováděny v rámci různých vesmírných programy.
V polovině 60. let začal experimentální program na zvýšení účinnosti raketového motoru J-2 s názvem J-2X, který by se neměl zaměňovat se stejnojmennou verzí z 21. století . Hlavním rozdílem upravené verze bylo zavedení filmového chlazení hlavní spalovací komory (CC) s přidáním štěrbinovitého pásu a vyřazení předspalovací komory generátoru plynu. Provozní schéma motoru bylo tedy změněno z otevřeného generátorového cyklu na modifikovaný otevřený cyklus s fázovým přechodem . Kromě snížení počtu dílů tak odpadl problém se synchronizací chodu dvou spalovacích komor.
Další změny zahrnovaly změny škrtícího systému pro větší flexibilitu provozu, což také vyžadovalo úpravy systému dodávky paliva, aby vyhovovaly změně směsi za různých tlakových podmínek ve spalovací komoře. Byl také přidán „režim nečinnosti“ , který produkoval malý tah a mohl být použit pro manévrování na oběžné dráze, stejně jako pro sekvenování paliva a okysličovadla v nádržích před přepnutím na hlavní tah. Konečná charakteristika motoru byla oproti základnímu modelu zvýšena o specifický impuls na 436 sekund a snížená hmotnost na 1467 kg.
Během vývoje modifikace motoru vytvořil Rocketdyne šest dokončovacích motorů J-2S . Tyto výrobky prošly v období od roku 1965 do roku 1972 mnohokrát požárními zkouškami s celkovou dobou provozu 30 858 sekund. V roce 1972, kdy bylo jasné, že žádné další objednávky na nosnou raketu Saturn-5 nepřijdou, byl testovací program dokončen. NASA plánovala použít tuto modifikaci motoru v různých programech a dokonce se nějakou dobu předpokládalo, že na raketoplán by měla být instalována skupina pěti J-2S , ale tyto počáteční projekty nebyly realizovány a výběr byl zastaven na nový raketový motor RS-24 , který používá schéma uzavřené smyčky .
Při práci na raketovém motoru J-2S NASA také financovala vývoj využívající a k vytvoření nové klínové vzduchové trysky . To mělo zvýšit účinnost motoru, zvláště pokud byla tato úprava použita na druhém stupni nosné rakety Saturn-5 S-II , která vykonávala část práce v atmosféře, a ne ve vakuu. Hlavním rozdílem mezi tímto motorem a základním modelem J-2S bylo použití toroidní nebo prstencové spalovací komory, která umožňovala použití centrálního klínu. Byly vytvořeny dvě modifikace tohoto motoru: první, J-2T-200k , s tahem 90,8 tf (890 kN ), což umožnilo jeho použití v S-II a S-IVB ; druhý, J-2T-250k , s tahem 113,4 tf (1112 kN). Zároveň název každého z motorů na pravé straně naznačuje jejich tah v přepočtu na libru.
Stejně jako u J-2S probíhaly práce na J-2T spolu s dlouhou sérií testů spouštění zkušebních motorů na zkušebních stolicích, ale následný vývoj se po dokončení programu NASA Apollo zastavil .
O třicet let později byl znovu použit upravený raketový motor J-2S, tentokrát v projektu kosmického letadla X-33 NASA . V tomto případě byl mírně upravený J-2S bez trysky použit v řadě dalších podobných J-2S k vytvoření plochého klínového motoru . Experimentální modely se nazývaly XRS-2200 . Během projektu X-33 byly postaveny tři motory XRS-2200, které prošly testovacím programem ve Space Center. Stennis NASA. Testování jednoho motoru bylo úspěšné, ale program byl zastaven před dokončením zkušebního stavu pro druhý motor. XRS-2200 LRE na hladině moře vytváří tah 92,7 tf (909,3 kN ) a má specifický impuls 339 s, ve vakuu je tah 120,8 tf (1,2 MN), specifický impuls je 436,5 s. Po dalším vývoji a testovacím programu byl projekt opuštěn kvůli nevyřešeným problémům s kompozitními palivovými nádržemi X-33.
Škálovatelnost motoru s plochou klínovou vzduchovou tryskou byla využita u větší varianty RS-2200 LRE , která byla určena pro jednostupňový vesmírný letoun Venture Star ( Lockheed Martin ). Ve své nejnovější verzi mělo sedm RS-2200, každý s tahem 245,8 tf (2,4 MN), dodat Venture Star LEO . Vývoj tohoto projektu byl formálně ukončen počátkem roku 2001 , kdy program X-33 nezískal finanční prostředky v rámci programu Space Launch Initiative . Lockheed Martin se rozhodl nepokračovat ve vývoji Venture Star bez finanční podpory NASA.
Nová verze motoru, nazvaná J-2X , je nyní ve vývoji jako součást vývoje programu NASA Constellation a kosmické lodi Orion s pilotovanou kapslí , která měla po roce 2010 nahradit raketoplán . Původně bylo zamýšleno použití dvou J-2X na horním stupni lunárního modulu ( Eng. Earth Departure Stage, EDS ), každý s tahem 133,4 tf (1,3 MN ). [2]
J-2X měl být založen na J-2 namontovaném na stupních S-II a S-IVB raket Saturn používaných během programu Apollo, ale protože potřeba zvýšeného tahu pro Ares I vedla k problémům s hmotností, konstrukce motoru s čistým štítem. Do vývoje vstoupila v roce 2007 v rámci dnes již zrušeného programu Constellation. Původně se plánovalo použití na horních stupních raket Ares I a Ares V, ale J-2X byl později určen pro použití na horním stupni SLS Block 2, nástupce programu Constellation. Očekává se, že motor bude efektivnější a jednodušší na stavbu než jeho předchůdce J-2 a bude levnější než motor RS-25. Rozdíly v novém motoru zahrnují odstranění berylia, odstředivé turbočerpadlo oproti axiálnímu turbočerpadlu J-2, různé expanzní poměry komory a trysky, spalovací komoru se stěnou kanálu oproti svařované trubkové komoře motoru J-2, přepracování veškeré elektroniky, generátoru plynu a nadzvuku hlavní trysky založené na PC-68 a použití spojovacích technologií 21. století.
Společnost Rocketdyne byla pověřena provedením modernizací na základě smlouvy v hodnotě 1,2 miliardy USD.První stavební práce na zkušebních stolicích J-2X zahájila NASA ve Space Center. Stennis dne 23. srpna 2007 . [3] V letech 2007 až 2008 bylo provedeno devět testů motoru J-2X. [čtyři]
Motor bude muset mít oproti základnímu modelu zvýšený specifický impuls na 448 sekund , tah 133,4 tf (1,3 MN ) a hmotnost 2477 kg.