Войти
 Тестовые стрельбы J-2. | |
| Страна происхождения | США |
|---|---|
| Первый полет | 26 февраля 1966 г. (AS-201 ) |
| Последний полет | 15 июля 1975 г. (ASTP ) |
| Designer | MSFC / Rocketdyne |
| Производитель | Rocketdyne |
| Приложение | Верхняя ступень двигатель |
| Связанный L / V | Saturn IB (S-IVB ). Saturn V (S -II и S-IVB) |
| Преемник | HG-3. J-2X |
| Статус | На пенсии |
| Жидкостный двигатель | |
| Топливо | Жидкий кислород / Жидкий водород |
| Соотношение смеси | 5,5: 1 |
| Цикл | Газогенератор |
| Конфигурация | |
| Соотношение форсунок | 27,5: 1 |
| Рабочие характеристики | |
| Усилие (в вакууме) | 1033,1 кН (232,250 фунтов f) |
| Усилие (SL) | 486,2 кН (109302 фунта f) |
| Отношение тяги к массе | 73,18 |
| Давление в камере | 5260 килопаскалей (763 фунт / кв. дюйм) |
| Isp (вакуум) | 421 секунда (4,13 км / с) |
| Isp (SL) | 200 секунд (2,0 км / с) |
| Время горения | 500 секунд |
| Размеры | |
| Длина | 3,4 метра (11,1 фута) |
| Диаметр | 2,1 метра (6,8 фута) |
| Сухой вес | 1788,1 кг (3942 фунта) |
| Ссылки | |
| Ссылки | |
| Примечания | Данные для версии SA-208 / SA-504. |
J-2 был жидкотопливным криогенным ракетным двигателем, который использовался на НАСА Saturn IB и Сатурн V <28.>ракеты-носители. Построенный в США компанией Rocketdyne, J-2 сжигал криогенные жидкий водород (LH2) и жидкий кислород (LOX) топлива, с каждым двигателем, создающим 1 033,1 кН (232 250 фунтов f) тяги в вакууме. Эскизный проект двигателя восходит к рекомендациям Сильверштейна 1959 . Rocketdyne получил одобрение на разрешение J-2 в июне 1960 года, и первый полет, AS-201, произошел 26 февраля 1966 года. J-2 претерпел несколько незначительных модернизаций за свою историю эксплуатации для улучшения характеристик двигателя., с двумя крупными программами модернизации, типа сопла де Лаваля J-2S и aerospike -типа J-2T, которые были отменены после завершения программы Apollo.
Двигатель производил удельный импульс (Isp) 421 секунду (4,13 км / с) в вакууме (или 200 секунд (2,0 км / с) на уровне моря) и имел массу примерно 1788 кг (3942 фунтов). Пять двигателей J-2 использовались на второй ступени Saturn V S-II, и один J-2 использовался на верхней ступени S-IVB, используемой как на Saturn IB, так и на Saturn V. Существовали также предложения по использованию различного количества двигателей J-2 в верхних ступенях еще более крупной ракеты, запланированной Nova. J-2 был крупнейшим в Америке ракетным двигателем, работающим на LH2, до RS-25. Модернизированная версия двигателя J-2X рассматривалась для использования на этапе вылета Землю заменяющего космического челнока НАСА, Space Система запуска.
В отличие от большого жидкостных ракетных двигателей, эксплуатируемых в то время, J-2 был спроектирован для однократного перезапуска после остановки при полете на третьей ступени Saturn V S-IVB. Первый запуск, продолжавшийся около двух минут, вывел космический корабль «Аполлон» на низкую околоземную парковочную орбиту. После того, как экипаж подтвердил, что космический корабль работал нормально, J-2 был повторно воспламенен для транслунной инъекции, 6,5-минутного горения, которое разогнало аппарат до курса на Луну.
Диаграмма, показывающая поток топлива через двигатель J-2 Тяга J-2 Узел камеры служил опорой для всех компонентов двигателя и состоял из корпуса камеры тяги, инжектора и купола в качестве
Упорная камера была сконструирована из трубок из нержавеющей стали толщиной 0,30 мм (0,012 дюйма), уложенных друг на друга продольно и спаянных в печи для образования единого Блок. Камера формула колокола с коэффициентом расширения 27,5: 1 для эффективной работы на высоте регенеративно охлаждалась топливом. Топливо поступает из коллектора , расположенного на полпути между горловиной камеры тяги и выходом, под давлением 6900 кПа (1000 фунтов на квадратный дюйм). При охлаждении камеры топлива проделывало полупроход вниз по 180 трубкам и возвращалось полным ходом к форсунке камеры тяги по 360 трубкам. После прохождения топлива через форсунку оно воспламенялось усиленным искровым воспламенителем и сгорало, чтобы придать высокую скорость выбрасываемым газам сгорания для создания тяги.
Форсунка камеры тяги топливо под давлением турбонасосов, затем смешали их таким образом, чтобы обеспечить эффективное сгорание. 614 полых столбов окислителя были обработаны, чтобы сформировать неотъемлемую часть форсунки, с топливными форсунками (каждая прижата к лицевой стороне форсунки), продетыми через них и установленными над стойками окислителя в виде концентрических колец. Лицевая сторона инжектора была пористой, образованной из проволочной сетки из нержавеющей стали, и была приварена по периферии к корпусу инжектора. Инжектор принимал LOX через коллектор купола и впрыскивал его через стойки окислителя в зоне сгорания камеры тяги, в то время как топливо принималось из верхнего топливного коллектора в камере тяги и впрыскивалось через отверстия для топлива, которые были концентричными с отверстиями окислителя.. Топливо впрыскивалось равномерно, чтобы удовлетворительное сгорание. Блок форсунки и купола располаглителя располагался в верхней части камеры тяги. Купол служил коллектором для распределения LOX к форсунке и служил опорой для карданного подшипника и усиленного искрового воспламенителя.
Усиленный искровый воспламенитель (ASI) был установлен на лицевой стороне форсунки и обеспечен пламя для воспламенения пороха в камере сгорания. При запуске двигателя искровозбудители возбуждали две свечи зажигания , установленная сбоку от сгорания. Одновременно система управления запустила начальную подачу окислителя и топлива к искровому воспламенителю. Когда окислитель и топливо попали в сгорания ASI, они смешались и воспламенились, при этом надлежащее зажигание контролировалось монитором зажигания, установленным в ASI. ASI работал непрерывно в течение всего времени работы двигателя, был неохлаждаемым и имел возможность многократного повторного зажигания при любых условиях окружающей среды.
Тяга передается через кардан (установленный на блоке форсунки и купола окислителя и в конструкции тяги транспортных средств), который состоял из компактного высоконагруженного (140 000 кПа) универсального шарнира, состоящего из сферического подшипника с гнездом. Он был покрыт тефлоновым / стекловолоконным покрытием, которое обеспечивало сухую несущую поверхность с низким коэффициентом трения. Подвес включал в себя устройство поперечной регулировки для выравнивания камеры сгорания с транспортным средством, так что, помимо передачи тяги от узла форсунки к конструкции тяги транспортные средства, в подвес также имел шарнирный подшипник для отклонения вектор тяги, таким образом
Система подачи топлива состоит из отдельных турбонасосов топлива и окислителя (подшипники, которые смазываются перекачиваемой жидкостью из-за очень низкой рабочая температура двигателя, не позволяющая использовать смазочные материалы или другие жидкости), несколько клапанов ( включает главный топливный клапан, главный клапан окислителя, клапан использования пропеллента и клапанов выпуска топлива и окислителя), расходомеры топлива и окислителя, и соединительные линии.
Топливный турбонасос, установленный в камере тяги, представляющий собой осевой насосный агрегат с турбинным приводом, состоящий из индуктора, семиступенчатой ротор и узел статора. Он разработан для увеличения давления с 210 до 8450 кПа (от 30 до 1225 фунтов на квадратный дюйм) (абсолютное) через трубопровод высокого давления с расходом, который развивает 5800 кВт (7800 л.с.). Энергия для работы турбонасоса обеспечивалась высокоскоростной двухступенчатой турбиной. Горячий газ из газогенератора направляющий во впускной коллектор турбины, который распределяет газ по впускным соплам, где он расширялся и направлялся с высокой скоростью в турбинное колесо первой ступени. Пройдя через турбинное колесо первой ступени, газ перенаправляется через кольцо из лопаток статора и попадает во второе турбинное колесо. Газ выходил из турбины через выхлопной патрубок. Три последовательных динамических уплотнения предотвращают смешивание перекачиваемой жидкости и турбинного газа. Мощность от турбины передавалась на насос с помощью цельного вала.
Турбонасос окислителя был установлен в камере тяги, диаметрально противоположной турбонасосу топлива. Это был одноступенчатый центробежный насос с прямым турбинным приводом. Турбонасос окислителя увеличивает давление LOX и перекачивает его по каналу высокого давления в камеру тяги. Насос работал со скоростью 8600 об / мин при давлении нагнетания 7400 кПа (1080 фунтов на квадратный дюйм) (абсолютное) и развивал 1600 кВт (2200 л.с.). Насос и два его турбинных колеса установлены на общем валу. Энергия для работы турбонасоса окислителя высокоскоростной двухступенчатой турбиной, приводящей в действие выхлопными газами газогенератора. Турбины турбонасосов окислителя и топлива были соединены последовательно выхлопными трактомами, по которым отработавшие газы из турбины турбонасоса топлива направлялись в вход коллектора турбины турбонасоса окислителя. Одно статическое и два динамических уплотнения, соединенных последовательно, предотвращает смешивание жидкости-окислителя турбонасоса и турбинного газа.
В начале работы турбонасоса горячий газ поступал в сопла и, в свою очередь, в рабочее колесо турбины первой ступени. Пройдя через турбинное колесо первой ступени, газ перенаправлялся лопатками статора и поступал на турбинное колесо второй ступени. Затем газ покидал турбину через выхлопной патрубок, проходил через теплообменник и выходил в камеру тяги через коллектор непосредственно над впускным топливным коллектором. Мощность от турбины передавалась на насос посредством неразъемного вала. Скорость LOX увеличивалась за счет индуктора и крыльчатки. Когда LOX входил в выпускную спиральную камеру, скорость была преобразована в давление, и LOX выпускался в выпускной канал под высоким давлением.
Расходомеры топлива и окислителя были спиральными: расходомеры лопастные роторные. Они располагались в каналх высокого давления топлива и окислителя. Расходомеры измеряли расход топлива в каналех высокого давления. Ротор с четырьмя лопастями в водородной системе производил четыре импульса за один оборот и вращал приблизительно 3700 об / мин при номинальном потоке. Шестилопастной ротор в системе LOX производил шесть электрических импульсов за один оборот и вращался со скоростью примерно 2600 об / мин при номинальном расходе.
Для системы подачи топлива требовалось несколько клапанов для управления работой двигателя путем изменения потока топлива через компоненты двигателя:
Система газогенератора состоит из газогенератора, регулирующего клапана газогенератора, выхлопной системы турбины и выпускного коллектора, теплообменника и перепускного клапана турбины окислителя.
Сам газогенератор был приварен к топливу коллектор турбины насоса, что делает его неотъемлемой частью топливного турбонасоса. Он производил горячие газы для привода турбин топлива и окислителя и состоял из камеры сгорания, содержащего две свечи зажигания, регулирующего, содержащего отверстия для клапана окислителя и узла форсунки. Когда был инициирован запуск двигателя, возбудители искры в электрическом блоке управления были запитаны, возбудители энергии свечи зажигания в камере сгорания газогенератора. Топливо поступало через регулирующий клапан в узел форсунки и в выпускное отверстие камеры сгорания, а затем направлялось в топливную турбину, а затем в турбину окислителя.
Выхлопной канал турбины и турбина вытяжные колпаки изготавливались из сварной конструкции из листового металла. На соединениях компонентов использовались фланцы с двойным уплотнением. Выхлопные воздуховоды проводили турбину выхлопных газов в камере тяги выпускного коллектор, который окружал камера сгорание примерно на полпути между горлом и выходом из сопла. Выхлопные газы проходили через теплообменник и выходили в основную камеру сгорания через 180 треугольных отверстий между трубами камеры сгорания.
Теплообменник представлял собой кожух в сборе, состоящий из канал, сильфон, фланцы и змеевики. Он устанавливался в выхлопном тракте турбины между выпускным коллектором турбины окислителя и камерой тяги. Он нагревает и расширяет газообразный гелий для использования на третьей стадии или превращает LOX в газообразный кислород для второй стадии для поддержания давления в баке окислителя транспортного средства. Во время работы двигателя либо LOX отводился из канала высокого давления окислителя, либо гелий подавался из ступени транспортного средства и направлялся к змеевикам теплообменника.
Эта система была состоит из встроенного гелиевого и водородного пускового бака, в котором содержались водород и газообразные гелий для запуска и работы двигателя. Газообразный водород придавал начальное вращение турбинам и насосам перед сгоранием газогенератора, а гелий использовался в системе управления для переключения клапанов двигателя. Сферический резервуар с гелием был расположен внутри резервуара с водородом, чтобы минимизировать сложность двигателя. Он содержал 16 000 см (1000 куб. Дюймов) гелия. Большой сферическийрезервуар для газа с водородом емкость 118 931 см (7 257,6 куб. Дюймов). Оба бака были заполнены из наземного переднего запуска, а бак газообразного водорода заправлен во время работы двигателя из впускного коллектора топливной камеры для последующего перезапуска на третьей ступени.
система управления включает в себя пневматическую систему и твердотельный контроллер электрическую последовательность в комплекте с искровыми возбудителями для генератора газа и тяги камеры свечей зажигания, а также соединительные электрические кабели и пневматические линии, в дополнение к системе полета приборов. Пневматическая система состояла из резервуара для хранения гелиевого газа под высоким давлением, регулятора для понижения давления до приемлемого уровня и электрических регулируемых клапанов для направления центрального газа к различным клапанам с пневматическим управлением. Контроллер системы питания был полностью автономной твердотельной системой, требуемой только питания постоянного тока и сигналов команд запуска и останова. Предстартовый статус всех критических функций управления двигателем отслеживался, чтобы обеспечить сигнал «двигатель готов». После получения сигналов «двигатель готов» и «запуск» на электромагнитные регулирующие клапаны системы впрыска, чтобы привести питание в точно ступени. После выключения система автоматически перезагружается для последующего перезапуска.
Система бортовых приборов состоит из основного и вспомогательного комплектов. Контрольно-измерительные приборы первичного пакета измеряют те параметры, которые имеют решающее значение для всех статических запусков двигателей и запусков транспортных средств. К ним относятся около 70 параметров, таких как давление, температура, потоки, скорости и положения клапанов для компонентов двигателя, с помощью сигналов в наземную систему регистрации или систему телеметрии, или и то, и другое. Система приборов для использования в течение всего срока службы двигателя, от первого статического приемочного зажигания до конечного транспортного средства. Вспомогательный пакет для использования на ранних этапах полета автомобиля. Он может быть удален из системы приборов двигателя после того, как двигательная установка установит свою надежность во время полетов-исследовательских и опытно-конструкторских машин. Он обладает достаточной гибкостью, чтобы обеспечить удаление, замену или добавление параметров, необходимыми дополнительными дополнительными испытаниями. Возможное удаление вспомогательного блока не повлияет на возможности измерения первичного блока.
Последовательность запуска была инициирована подачей на две искры свечи в газогенераторе и две в усиленном искровом воспламенителе для воспламенения порохов. Затем были задействованы два соленоидных клапана; один для контроля гелия и один для контроля фазы зажигания. Гелий был направлен для удержания метательного обреза клапанов, и для продувки камеры тяги LOX купола, то LOX насос промежуточного уплотнения, и газовый генератор окислитель канал. Кроме того, были открыты главный топливный клапан и клапаны окислителя ASI, создаваемая пламя зажигания в камере ASI, проходило через центр форсунки камеры тяги.
После задержки в 1, 3 или 8 секунд в течение этого времени топливо циркулировало через камеру тяги, чтобы подготовить двигатель к запуску, выпускной клапан пускового бака был открыт для запуска вращения турбины. Длина топливопровода зависела от длины фазы наддува первой ступени Сатурна V. Когда двигатель использовался на ступени S-II, требовался подвод топлива в одну секунду. S-IVB, с другой стороны, использовал трехсекундную подачу топлива для своего первоначального запуска и восьмисекундную подачу топлива для своего перезапуска.
После интервала в 0,450 секунды выпускной клапан пускового бака был закрыт, и управляющий соленоид главной ступени был приведен в действие для:
Энергия в свечах зажигания была отключена, и двигатель работал на номинальной тяге. На начальном этапе работы двигателя пусковой бак с газообразным водородом будет перезаряжаться в тех двигателях, для которых требуется перезапуск. В баке с водородом создавалось давление путем отвода регулируемой смеси LH2 из впускного коллектора топлива в камере тяги и более теплого водорода из коллектора впрыска топлива в камеру тяги непосредственно перед входом в форсунку.
Во время работы на основной ступени тяга двигателя может изменяться от 780 до 1000 килоньютон (от 175 000 до 225 000 фунт-сил) путем приведения в действие клапана утилизации топлива для увеличения или уменьшения потока окислителя. Это было полезно для траекторий полета и общих характеристик миссии, позволяя увеличить полезную нагрузку.
Когда сигнал отключения двигателя был получен блоком электрического управления, он обесточил основные электромагнитные клапаны ступени и фазы зажигания и подали питание на таймер отключения гелиевого соленоида. Это, в свою очередь, обеспечивает закрытие основного окислителя топлива, управление газогенератором и дополнительных клапанов искрового воспламенителя. Открылись перепускной клапан турбины окиселя и выпускные клапаны, и были инициированы продувки газогенератора и купола LOX.
Для обеспечения возможности перезапуска третьей ступени Saturn V, J-2 Пусковой бак с газообразным водородом был заправлен за 60 секунд во время запуска предыдущего после того, как двигатель вышел на установившийся режим работы (дозаправка баллона с газообразным гелием не требовалась, действующего запаса грунтового топлива хватило на три запуска). Передпуском двигателя были запущены ракеты ступени незаполненный объем для оседания пороха в топливных баках ступени, требует напор жидкости во входные отверстия турбонасоса. Кроме того, были открыты клапаны выпуска пропеллента из двигателя, клапан рециркуляции ступени был открыт, предварительный клапан ступени был закрыт, и была произведена циркуляция LOX и LH 2 через систему выпуска воздуха из двигателя в течение пяти минут для кондиционирования двигателя до нужной температуры для обеспечения правильной работы двигателя. Перезапуск двигателя был инициирован после того, как со сцены был получен сигнал «двигатель готов». Это было похоже на первоначальную «двигатель готов». Время выдержки между отключением и перезапуском составляющее от 1,5 часа до максимум 6 часов, в зависимости от количества околоземных орбитов, необходимых для достижения лунного окна для транслунной траектории.
Единственный двигатель J-2 для S-IVB.Вдохновение для J-2 восходит к различным исследованиям НАСА, проведенным в конце 1950-х годов, по двигателям, работающим на LH2, с тягой до 665 кН (149000 фунтов f) после успеха 67 кН (15000 фунтов f) RL-10, использованных на Atlas-Centaur Centaur разгонный блок. По мере того, как рассматривались все более тяжелые ракеты-носители, НАСА начало рассматривать двигатели, развивающие тягу до 890 кН (200 000 фунтов f), причем разработка была официально разрешена после отчета 1959 г. Сатурн. Создана комиссия по оценке поставщиков, чтобы назначить подрядчика из пяти участвующих в торгах компаний, и 1 июня 1960 года было дано одобрение на Rocketdyne т. O начать «высокоэнергетического ракетного двигателя, работающего на LOX и водороде, который будет известен как J-2». нтракт, заключенный в сентябре 1960 года, был первым, который явно требовал, чтобы конструкция обеспечивала максимальную безопасность для полета с экипажем."
. Rocketdyne приступила к разработке J-2 с аналитической компьютерной моделью, которая имитировала работу двигателя и помогла при разработке проектных конфигураций. Модель была подкреплена полноразмерным макетом, который использовался на протяжении всего процесса разработки компонентов двигателя. Первый экспериментальный компонент, инжектор двигателя, был заключен контракт, и в ноябре 1960 года в полевой лаборатории Rocketdyne Санта-Сусана начались испытания компонентов двигателя. Во время разработки использовались другие испытательные установки, включая вакуумную камеру и полноразмерный испытательный стенд двигателя, с турбонасосами двигателя, начавшими испытания в ноябре 1961 г., системой зажигания в начале 1962 г. и полным 250-секундным испытательным запуском первого прототипа двигателя в октя 1962 г. Помимо летного оборудования, в процессе разработки также использовались пять тренажеров двигателя, которые помогали в проектировании электрических и механических систем двигателя. Летом 1962 года между НАСА и Rocketdyne были подписаны контракты, по которым необходимо было произвести 55 двигателей J-2 для поддержки окончательных проектов для ракеты Сатурн, для которых требовалось 5 двигателей для каждой S-II. вторая ступень Saturn V и по 1 двигателю для каждой S-IVB Saturn IB и Saturn V.
J -2 был запущен в производство в мае 1963 года, при этом параллельные программы испытаний продолжались в Rocketdyne и MSFC во время производственного цикла. Первый серийный двигатель, поставленный в апреле 1964 года, прошел статические испытания на этапе испытаний S-IVB на испытательном стенде Дуглас недалеко от Сакраменто, Калифорния, и прошел первые статические испытания полной продолжительности (410 секунд) в Декабрь 1964 г. Испытания продолжались до января 1966 г., в частности, один двигатель успешно загорелся в 30 последовательных запусков, включая пять испытаний с полной продолжительностью 470 секунд. Общее время стрельбы 3774 секунды представляет собой уровень суммарного рабочего времени, почти в восемь раз превышающие требования к полету. По мере того, как успешные испытания одного двигателя приближались к завершению, интеграционные испытания силовой установки с S-IVB ускорились с появлением большего количества серийных двигателей. Первый оперативный полет, AS-201, был запланирован на начало 1966 года для Saturn IB с использованием первой ступени S-IB и S-IVB в качестве второго.
Первый предварительное испытание полного S-IVB, включая его единственный J-2, в июле 1965 года не принесло результатов, когда из-за неисправности компонента одной из пневматических консолей испытание преждевременно закончилось после успешной загрузки топлива и автоматического обратного отсчета. Однако уверенность в конструкции была восстановлена в августе, когда та же ступень, S-IVB-201, безупречно проработала полную продолжительность стрельбы в 452 секунды, что было первой последовательностью испытаний двигателя, полностью управляемым компьютером. J-2 был допущен к полету, и 26 февраля 1966 года AS-201 прошел безупречный запуск. В июле 1966 года НАСА подтвердило контракты на производство J-2 до 1968 года, когда Rocketdyne согласилась завершить поставки 155 двигателей J-2, при этом каждый двигатель прошел квалификационные испытания в полевой лаборатории Санта-Сусаны перед доставкой в НАСА. Продолжались испытания двигателя на надежность и усовершенствование, две улучшенные версии использовались НАСА в более поздних полетах программы Apollo.
Экспериментальный Программа по улучшению характеристик J-2 началась в 1964 году как J-2X (не путать с более поздним вариантом с таким же названием). Основным изменением первоначальной конструкции J-2 был переход от цикла газогенератора к отводному циклу, который подавал горячий газ из крана на камере сгорания вместо отдельная горелка. В дополнение к удалению деталей из двигателя, это также уменьшило сложность запуска двигателя и правильной синхронизации различных камер сгорания.
Дополнительные изменения включали систему дросселирования для большей гибкости миссии, которая также требовала системы переменного смешивания для правильно смешайте топливо и кислород для различных рабочих давлений. Он также включал новый «холостой ход», который создавал небольшую тягу для маневрирования на орбите или для установки топливных баков на орбите до возгорания.
В ходе экспериментальной программы Rocketdyne также произвела небольшую серию из шести опытных образцов для тестирования, J-2S . В период с 1965 по 1972 год они были многократно обстреляны, и общее время горения составило 30 858 секунд. В 1972 году стало ясно, что никаких дополнительных заказов на ракеты-носители Saturn не поступает, и программа была закрыта. НАСА действительно рассматривало возможность использования J-2S в ряде различных миссий, включая приведение в действие космического корабля Space Shuttle в ряде ранних проектов, а также на Comet HLLV.
Пока продолжались работы над J-2S, НАСА также профинансировало проектные работы по использованию турбомашин J-2S и подключению тороидальной камеры сгорания с новым соплом aerospike.. Это еще больше повысит производительность. Были построены две версии: J-2T-200k с тягой 890 кН (200 000 фунт-сил), что позволяло «сбрасывать» его с существующими ступенями S-II и S-IVB, и J-2T-250k 1100 кН (250 000 фунтов силы).
Как и J-2S, работа над J-2T переросла в длительную серию наземных испытаний, но Дальнейшее развитие закончилось постаполлонской просадкой.
Wh, который стал другим двигателем с аналогичным названием, названным J-2X, был выбран в 2007 году для программы пилотируемой посадки на Луну Project Созвездие. Единственный двигатель J-2X, развивающий тягу 1310 кН (294 000 фунт-сил), должен был был зажигать для питания ступени вылета с Земли (EDS).
НАСА начало строительство нового испытательного объекта. стенд для высотных испытаний двигателей J-2X в Космическом Стеннис (SSC) 23 августа 2007 г. В период с декабря 2007 г. по май 2008 г. в SSC было проведено девять испытаний компонентов J-2 в рамках подготовки к конструкции двигателя J-2X.
Новый J-2X более эффективен и прост в сборке, чем его предшественник Apollo J-2, и стоит меньше, чем главный двигатель космического корабля. (SSME). Конструктивные различия включают удаление бериллия, современную электронику, центробежный турбонас по сравнению с осевым турбонасосом J-2, другие коэффициенты расширения камеры и сопла, камеру сгорания с канальными стенками по сравнению с трубкой. сварная камера J-2, переработка всей электроники, сверхзвуковой впрыск и использование технологий соединения 21-го века.
16 июля 2007 года НАСА официально объявило о награждении Pratt Whitney Rocketdyne, Inc. контракта на 1,2 миллиарда долларов «на проектирование, результаты, испытания и оценку двигателя J-2X », предназначенного для питания верхних ступеней Ares I и ракет-носителей Ares V. 8 сентября 2008 г. Pratt Whitney Rocketdyne объявили об успешном испытании первоначальной конструкции газогенератора J-2X. О завершении второго раунда успешных испытаний газогенератора было объявлено 21 сентября 2010 года.
Проект Constellation был отменен президентом Бараком Обамой 11 октября 2010 года, но разработка проекта J -2X сохранила свой потенциал в качестве двигателя второй ступени для новой, тяжелой конструкции Space Launch System. Первое огневое испытание J-2X было запланировано на конец июня 2011 года.
9 ноября 2011 года НАСА провело успешный пуск двигателя J-2X продолжительностью 499,97 секунды.
27 февраля 2013 года НАСА продолжило испытания двигателя J-2X длительностью 550 секунд в космическом центре НАСА Стеннис.
Концептуальное изображение J-2X двигатель.
Испытание газогенератора «рабочая лошадка» двигателя J-2X.
Тестирование форсунок Cold Flow для программы J2X.
| J-2 | J-2S | J-2X | |
|---|---|---|---|
| Тяга в вакууме: | 1033,1 кН (232,250 фунт- силы) | 1138,5 кН (255 945 фунтов силы) | 1310,0 кН (294 500 фунтов силы) |
| Удельный импульс (вакуум) -Isp: | 421 секунда (4,13 км / с) | 436 секунд (4,28 км / с) | 448 секунд (4,39 км / с) |
| Время горения: | 475 секунд | 475 секунд | 465 секунд (Ares I, разгонный блок) |
| Вес двигателя - сухой: | 1438 кг ( 3170 фунтов) | 1400 кг (3090 фунтов) | 2472 кг (5450 фунтов) |
| Топливо: | LOX и LH2 | LOX и LH2 | LOX и LH2 |
| Соотношение компонентов смеси: | 5,50 | 5,50 | 5, 50 |
| Диаметр: | 2,01 м (6,6 футов) | 2,01 м (6,6 футов) | 3,05 м ( 10,0 футов) |
| Длина: | 3,38 м (11,09 футов) | 3,38 м (11,09 футов) | 4, 70 м (15,42 фута) |
| Соотношение тяги к массе: | 73,18 | 85,32 | 55,04 |
| Подрядчик: | Rocketdyne | Ro cketdyne | Rocketdyne |
| Применение на автомобиле : | Saturn V / S-II 2-я ступень - 5-двигатели,. Saturn IB и Saturn V / S-IVB верхняя ступень - 1-двигатель | Планируемая замена J-2 на Saturn V / S-II 2-я ступень /. S-IVB верхняя ступень | Предлагается для Ares I верхняя ступень - 1 двигатель /. Ares V верхняя ступень - 1 двигатель |
 | На Викискладе есть материалы, связанные с J-2 (ракетный двигатель). |
Эта статья включает материалы, являющиеся общественным достоянием с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства.
