J-2X (silnik rakietowy): Różnice pomiędzy wersjami
[wersja przejrzana] | [wersja przejrzana] |
Usunięta treść Dodana treść
m →Bibliografia: poprawa linków |
linki wew., poprawa linków zew., interwiki, drobne redakcyjne |
||
Linia 1:
{{Silnik rakietowy infobox
| obrazek =
| wielkość =
| obrazek_podpis =
| kraj =
| nazwa = J-2X
| producent = [[Pratt & Whitney|Pratt & Whitney Rocketdyne]]
| użycie = [[Space Launch System]] [[Earth Departure Stage]]
| paliwo = [[tlen|ciekły tlen]], [[wodór|ciekły wodór]]
| pierwszy_start = projektowany
| ostatni_start =
| siła_ciągu_morze =
| siła_ciągu_próżnia =
| impuls_próżnia = 448
| impuls_morze =
| czas_działania = 465
| komory = 1
| ciśnienie =
| ciąg_masa = 55,05
| długość = 4,70
| średnica = 3,05
| masa =
}}
[[Plik:J-2X concept image June 2006.png|thumb|right|240px|Grafika silnika J-2X (2006)]]
[[Plik:NASA's J-2X Engine.jpg|thumb|right|240px|Silnik J-2X w trakcie testów (2008)]]
'''J-2X'''
▲'''J-2X''' - silnik rakietowy budowany przez [[Pratt & Whitney|Pratt & Whitney Rocketdyne]] dla [[NASA]] z przeznaczeniem dla ciężkich rakiet nośnych [[Space Launch System|SLS]]. Silnik J-2X wywodzi się z silnika [[J-2 (silnik rakietowy)|J-2]], który był używany w rakietach [[Saturn IB]] i [[Saturn V]] w ramach [[Program Apollo|programu Apollo]].
== Historia ==
Idea budowy silnika J-2X powstała w
Konstrukcja J-2X opiera się przede wszystkim na projekcie J-2S, będącego uproszczonym i udoskonalonym silnikiem J-2. Wcześniej, w latach 90.
Po analizie projektu J-2S NASA oraz podwykonawcy dokonali niezbędnych usprawnień zgodnych z nowymi normami. Skorzystano przede wszystkim z nowocześniejszych technologii i materiałów. W ten sposób ciąg silnika został zwiększony o 20%, a impuls właściwy o 3% względem pierwotnej wersji silnika. Natomiast masa konstrukcji wzrosła o 77%.
Linia 39 ⟶ 38:
== Budowa ==
Silnik J-2X czerpie wiele od swoich poprzedników. Wykorzystywane są w nim [[Turbopompa|turbopompy]] z serii Mark 29 używane w J-2S i udoskonalone na potrzeby projektu X-33. Gaz z wylotu turbiny kierowany jest do dyszy silnika, przez co zwiększany jest ciąg i chłodzone są ściany wydłużonej dyszy. Główny wtryskiwacz został przeprojektowany, ale elementy współosiowe pozostały takie same jak w J-2. Komora spalania ma miedzianą powłokę z wyfrezowanymi kanałami oraz specjalną warstwą wzmocnioną pod ciśnieniem przy użyciu metod opracowanych dla RS-68. Dwuczęściowa dysza wylotowa została pozyskana z projektu Volvo Aero (takie dysze opracowano na potrzeby silników [[Vulcain 2]] w rakietach [[Ariane 5]]). Jej współczynnik rozszerzalności plasuje się na poziomie 40:1, podobnie jak w J-2S. Współczynnik przedłużenia dyszy wynosi 80:1, co wpływa na wysoki impuls właściwy silnika. Układ zapłonowy składa się z zapłonu iskrowego zastosowanego w J-2S, ale udoskonalenia pochodzą z głównego silnika wahadłowców [[Główne silniki promu kosmicznego|SSME]] (Space Shuttle Main Engine). J-2X wykorzystuje projekty zaworów jak w J-2, dopracowane przez NASA w 2006 r. Część siłowników pozostała, ale większość została wymieniona ze względu na błędy tolerancji. Do J-2X wprowadzono nowy cyfrowy kontroler pracy silnika, który będzie wykrywał błędy tolerancji elementów, awarie oraz części wymagające naprawy. System używa sterowania w pętli otwartej, by zapewnić jak najprostszą budowę.
Nawet z tymi modyfikacjami silnik J-2X jest w założeniu znacznie tańszy i związany z mniejszym ryzykiem niż koncept modyfikacji głównego silnika promów kosmicznych (SSME) do restartu w trakcie lotu, dlatego zrezygnowano ze zmodyfikowanych SSME na rzecz J-2X. Z ramienia NASA powstało biuro J-2X Upper Stage Engine Element Office, zajmujące się tworzeniem silnika. W 2006 zatwierdzono wstępny kosztorys, rozpoczęły się także pierwsze testy.
Jednak w październiku 2010 r. prezydent [[Barack Obama]] zawiesił program Constellation, zatem koncepcja silnika J-2X straciła rację bytu. Projektanci i inżynierowie nie zawiesili programu i testy są kontynuowane z myślą o wykorzystaniu J-2X jako układu napędowego wyższych
== Parametry techniczne ==
Podstawowe parametry
{| class="wikitable"
Linia 111 ⟶ 110:
== Testy ==
W 2010 r. w
Przez najbliższe lata będą odbywały się kolejne testy, w tym przede wszystkim ogniowe (zapłonowe) na platformie testowej A-2 w Stennis Space Center, a następnie, po wybudowaniu specjalnie dla J-2X platformy A-3, silnik przejdzie badania w warunkach próżniowych.
Silnik J-2X byłby doskonałym napędem dla jednostek udających się z orbity okołoziemskiej w głęboką przestrzeń kosmiczną, czyli np. na [[Księżyc]] lub
== Zobacz też ==
Linia 122 ⟶ 121:
== Bibliografia ==
* [http://www.kosmonauta.net/
* [http://www.kosmonauta.net/
* [http://www.nasa.gov/pdf/214593main_Bouley(Lamm)2-26-08.pdf Broszura NASA z 2007 r. dotycząca silnika J-2X (PDF)]
[[Kategoria: Silniki rakietowe]]
[[en:J-2X]]
[[he:J-2X]]
|