RL10

El RL10 es un motor de cohete criogénico de combustible líquido usado en las etapas superiores Centauro, S-IV y Delta Criogénico Segunda Etapa (DCSS). Construido en los Estados Unidos por Aerojet Rocketdyne (anteriormente por Pratt & Whitney Rocketdyne), el RL10 quema hidrógeno líquido criogénico y propulsores de oxígeno líquido, con cada motor produciendo 64.7 a 110 kN (14.545-24.729 lbf) de empuje en vacío dependiendo de la versión En uso. El RL10 fue el primer motor de cohete de hidrógeno líquido que se construyó en los Estados Unidos, y el desarrollo del motor por Centro Marshall de vuelos espaciales y Pratt & Whitney comenzó en la década de 1950, con el primer vuelo que ocurre en 1961. Varias versiones del motor han sido voladas, con dos, el RL10A-4-2 y el RL10B-2, que aún se producen y vuelan en el Atlas V y Delta IV.

RL10
Un RL10 en el Centro de Espacios y Cohetes de Estados Unidos con un corte que muestra el tubo a través de la campana
País de origen	Estados Unidos
Primer vuelo	1962 (RL10A-1)
Fabricante	Pratt & Whitney Space Propulsion Pratt & Whitney Rocketdyne Aerojet Rocketdyne
Aplicación	Plataforma superior
Usado en	Centauro, S-IV, Atlas V y Delta IV
Estado	En producción
Características de la combustión
Propergol	hidrógeno líquido / oxígeno líquido
Proporción	84:1 o 280:1
Ciclo	Ciclo de expansión
Rendimiento
Empuje (vacío)	450 a 465,5 segundos (4,413 a 4,565 km/s)
Tiempo de quemado	700 segundos
Dimensiones
Longitud	4.14 m (boquilla extendida)
Diámetro	2,13 m (7 pies 0 pulg)
Peso en seco	277 kg (611 lb)
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Un motor RL10, como el que se muestra arriba, se utilizará como motor de segunda etapa en las etapas superiores de la Etapa de Propulsión Criogénica Interina y Etapa Superior de Exploración (EUS).

Segunda etapa de un cohete Delta IV Medium con motor RL10B-2

El motor produce un impulso específico (Isp) de 373 a 470 s (3,66-4,61 km/s) en vacío y tiene una masa de 131 a 317 kg (dependiendo de la versión). Se utilizaron seis motores RL10A-3 en la segunda etapa S-IV del cohete Saturn I, uno o dos motores RL10B-2 se usan en las etapas superiores de los cohetes Atlas y Titan y se utiliza un RL10B-2 en la etapa superior de Cohetes Delta IV.

Actualmente está en desarrollo una nueva versión, RL10C-X, que emplea fabricación aditiva para algunos componentes, como los inyectores y la cámara de combustión.^[1]

Especificaciones

Original RL10

• Empuje (altitud): 15.000 lbf (66.7 kN)^[2]
• Tiempo de quemado: 470 s^[2]
• Diseño: Ciclo de expansión
• Impulso específico: 433 segundos (4.25 km/s)
• Peso del motor seco: 298 lb (135 kg)
• Altura: 68 pulgadas (1,73 m)
• Diámetro: 39 pulg (0,99 m)
• Relación de expansión de la boquilla: 40 a 1
• Propulsores: Oxígeno Líquido y Hidrógeno Líquido
• Flujo del propulsor: 35 lb/s (16 kg/s)
• Contratista: Pratt & Whitney
• Aplicación del vehículo: Saturno I / S-IV 2ª etapa-6 motores

• Aplicación del vehículo: Centauro etapa superior-2 motores

Diseño actual

RL10B-2 Especificaciones

• Empuje (altitud): 24.750 lbf (110.1 kN)^[3]
• Diseño: Ciclo de expansión^[4]
• Impulso específico: 464 segundos (4.55 km/s)^[3]
• Peso del motor - seco: 610 lb (277 kg)^[3]
• Altura: 163 pulgadas (4.14 m)^[3]
• Diámetro: 87 pulg (2,21 m)^[3]
• Relación de expansión: 280 a 1
• Relación de mezcla: 5,88 a 1^[3]
• Propulsores: Oxígeno líquido y hidrógeno líquido^[3]
• Flujo del propulsor: Oxidante 41,42 lb / s (20,6 kg/s), combustible 7,72 lb / s (3,5 kg/s)^[3]
• Contratista: Pratt & Whitney
• Aplicación del vehículo: Delta III, Delta IV segunda etapa (1 motor)

RL10A-4-2

• El otro modelo actual, el RL10A-4-2, es el motor usado en la etapa superior de Centaur para Atlas V.^[3]

Variantes

Versión	Estado	Primer vuelo	Masa en seco	Empuje	I sp (vac)	Longitud	Diámetro	T: W	DE	Relación de expansión	Presión de la cámara	Tiempo de quemado	Etapa asociada	Notas
RL10A-1	Retirado	1962	131kg	67 kN 15000 lbf	425s	1.73m	1.53m	52:1		40:1		430 s	Centaur A	Prototipo [5][2][6]
RL10A-3	Retirado	1963	131kg	65.6kN	444s	2.49m	1.53m	51:1	5:1	57:1	32.75 bar	470 s	Centaur B/C/D/E S-IV	[7]
RL10A-4	Retirado	1992	168kg	92.5kN	449s	2.29m	1.17m	56:1	5.5:1	84:1		392 s	Centaur IIA	[8]
RL10A-4-1	Retirado	2000	167kg	99.1kN	451s		1.53m	61:1		84:1		740 s	Centaur IIIA	[9]
RL10A-4-2	En producción	2002	167kg	99.1kN	451s		1.17m	61:1		84:1		740 s	Centaur IIIB Centaur V1 Centaur V2	[10][11]
RL10A-5	Retirado	1993	143kg	64.7kN	373s	1.07m	1.02m	46:1	6:1	4:1		127 s	DC-X	[12]
RL10B-2	En producción	1998	277kg	110kN	462s	4.14m	2.13m	40:1	5.88:1	280:1	44.12 bar	700 s	Delta Cryogenic Second Stage	[13]
RL10B-X	Cancelado		317kg	93.4kN	470s		1.53m	30:1		250:1		408 s	Centaur B-X	[14]
CECE	Proyecto Demonstrador		160kg	67 kN 15000 lbf, Acelerar a 5–10%	>445s	1.53m								[15][16]
RL10C-1	En producción	2014	190kg	101.8 kN 22890 lbf	449.7s	2.22m	1.44m	57:1	5.5:1	130:1		2000 s	Centaur SEC	[17][18][19][11]

Referencias

1. https://www.globenewswire.com/news-release/2019/04/08/1798869/0/en/3-D-Printed-RL10C-X-Prototype-Rocket-Engine-Soars-Through-Initial-Round-of-Testing.html, Consultado el 9 de abril de 2019
2. 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, consultado el 2011-12-02
3. «RL10B-2». Pratt & Whitney Rocketdyne. 2009. Archivado desde el original el 26 de marzo de 2012. Consultado el 29 de enero de 2012.
4. Sutton, A M; Peery, S D; Minick, A B (enero de 1998). «50K expander cycle engine demonstration». AIP Conference Proceedings 420: 1062-1065. doi:10.1063/1.54719. Archivado desde el original el 13 de abril de 2013. Consultado el 14 de abril de 2017.
5. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10A-1». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 15 de noviembre de 2011. Consultado el 27 de febrero de 2012.
6. «Atlas Centaur». Gunter's Space Page. Consultado el 29 de febrero de 2012.
7. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10A-3». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 6 de diciembre de 2011. Consultado el 27 de febrero de 2012.
8. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10A-4». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 15 de noviembre de 2011. Consultado el 27 de febrero de 2012.
9. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10A-4-1». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 17 de noviembre de 2011. Consultado el 27 de febrero de 2012.
10. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10A-4-2». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 30 de enero de 2012. Consultado el 27 de febrero de 2012.
11. «RL10 Engine». Aerojet Rocketdyne. Archivado desde el original el 30 de abril de 2017. Consultado el 14 de abril de 2017.
12. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10A-5». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 15 de noviembre de 2011. Consultado el 27 de febrero de 2012.
13. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10B-2». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 4 de febrero de 2012. Consultado el 27 de febrero de 2012.
14. Mark Wade (17 de noviembre de 2011). «RL-10B-X». Encyclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 15 de noviembre de 2011. Consultado el 27 de febrero de 2012.
15. «Commons Extensible Cryogenic Engine». Pratt & Whitney Rocketdyne. Archivado desde el original el 4 de marzo de 2012. Consultado el 28 de febrero de 2012.
16. «Copia archivada». Archivado desde el original el 6 de mayo de 2017. Consultado el 14 de abril de 2017.
17. «Cryogenic Propulsion Stage». NASA. Consultado el 11 de octubre de 2014.
19. «Evolution of Pratt & Whitney's cryogenic rocket engine RL-10». Archivado desde el original el 3 de marzo de 2016. Consultado el 20 de febrero de 2016.

• Datos: Q967724
• Multimedia: RL10 (rocket engine) / Q967724