| J-2 (J-2) | ||||
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| Especificaciones del motor J-2 | ||||
| Tipo de | LRE | |||
| Combustible | hidrógeno | |||
| oxidante | oxígeno | |||
| cámaras de combustión | una | |||
| País | EE.UU | |||
| Uso | ||||
| Tiempo de funcionamiento | 1966 - en uso | |||
| Solicitud |
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| Producción | ||||
| Constructor | Rocketdyne , Estados Unidos | |||
| Opciones | J-2S; J-2T; J-2X | |||
Características de peso y tamaño. |
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| Características de funcionamiento | ||||
| empuje |
Vacío: 104 tf (1019,2 kN ) Ur. mar: 90,8 tf (890 kN) |
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| Impulso específico |
Vacío: 425 seg |
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| Horas Laborales | 500 seg | |||
| Grado de expansión | 27,5:1 | |||
| Relación oxidante/combustible | 16:1 | |||
| relación empuje-peso | 73.18 | |||
| Encendido | electrochispa [1] | |||
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"J-2" ( ing. J-2 ) - empresa de motores de cohetes líquidos (LPRE) Rocketdyne ( EE . UU .), fabricado de acuerdo con el esquema de un ciclo generador abierto . En el momento de su creación, era el motor más potente que utilizaba hidrógeno líquido y oxígeno líquido como componentes de combustible. Más tarde fue empujado hacia atrás desde esta posición por los motores RS-24 , RD-0120 y RS-68 . En la configuración estándar, el motor está diseñado para su uso en vacío, es decir, en las etapas superiores de los vehículos de lanzamiento (LV). Una característica distintiva del J-2 en el momento de su creación fue la posibilidad de su reactivación, que se utilizó en la tercera etapa del S-IVB del cohete lunar Saturno-5 . Esta característica del motor hizo posible completar primero el lanzamiento de la carga útil en una órbita de referencia baja (LEO) y, después de un tiempo, acelerar hacia la Luna.
El motor de cohete J-2 encontró su primer uso en la segunda etapa del vehículo de lanzamiento Saturn-1B . Más tarde fue una parte importante del programa Apolo de la NASA : se usaron cinco motores en la segunda etapa del vehículo de lanzamiento Saturn-5 ( S-II ) y un motor en la tercera etapa ( S-IVB ). También hubo propuestas para su uso en el proyecto del vehículo de lanzamiento marciano superpesado " Nova " con una capacidad de carga útil estimada de hasta 300 toneladas a una órbita de referencia baja (LEO ) .5 Programa de Constelaciones de la NASA . Planeado para ser utilizado en la segunda etapa del SLS .
Debido al hecho de que el motor de cohete J-2 se desarrolló a principios de la década de 1960 y al mismo tiempo era altamente confiable, se realizaron varias modificaciones de la versión original del motor en gran número, que se llevaron a cabo como parte de varios espacio programas
Un programa experimental para aumentar la eficiencia del motor cohete J-2, llamado J-2X, que no debe confundirse con una versión posterior del siglo XXI del mismo nombre, comenzó a mediados de la década de 1960. La principal diferencia de la versión modificada fue la introducción del enfriamiento por película de la cámara de combustión principal (CC) con la adición de una tira en forma de hendidura y el rechazo de la cámara de precombustión del generador de gas. Así, se cambió el esquema de funcionamiento del motor de un ciclo generador abierto a un ciclo abierto modificado con transición de fase . Además de reducir el número de piezas, esto eliminó el problema de sincronizar el funcionamiento de las dos cámaras de combustión.
Los cambios adicionales incluyeron cambios en el sistema de regulación para una mayor flexibilidad en la operación, lo que también requirió modificaciones en el sistema de suministro de combustible para adaptarse al cambio en la mezcla bajo diferentes condiciones de presión en la cámara de combustión. También se agregó un "modo inactivo" , que produjo poco empuje y podría usarse para maniobrar en órbita, así como para secuenciar el combustible y el oxidante en los tanques antes de cambiar al empuje principal. Las características finales del motor se incrementaron - en comparación con el modelo base - un impulso específico igual a 436 segundos y un peso reducido de 1467 kg.
Durante el desarrollo de la modificación del motor, Rocketdyne creó seis motores de acabado J-2S . Estos productos pasaron pruebas de fuego muchas veces en el período de 1965 a 1972 con un tiempo de operación total de 30,858 segundos. En 1972, cuando quedó claro que no recibirían más pedidos del vehículo de lanzamiento Saturn-5 , se completó el programa de prueba. La NASA planeó usar esta modificación del motor en varios programas e incluso durante algún tiempo se supuso que se debería instalar un grupo de cinco J-2S en el transbordador espacial , pero estos proyectos iniciales no se implementaron y la elección se detuvo en el nuevo motor cohete RS-24 , que utiliza un esquema de circuito cerrado .
Mientras trabajaba en el motor del cohete J-2S, la NASA también financió desarrollos utilizando una y de propulsión para crear una nueva tobera de aire en cuña . Se suponía que esto aumentaría la eficiencia del motor, especialmente si esta modificación se usaba en la segunda etapa del vehículo de lanzamiento Saturn-5 S-II , que realizaba parte del trabajo en la atmósfera, y no en el vacío. La principal diferencia entre este motor y el modelo base J-2S era el uso de una cámara de combustión toroidal o anular, lo que hacía posible el uso de una cuña central. De este motor se crearon dos modificaciones: la primera, J-2T-200k , con un empuje de 90,8 tf (890 kN ), que permitía su uso en los S-II y S-IVB ; el segundo, J-2T-250k , con un empuje de 113,4 tf (1112 kN). Al mismo tiempo, el nombre de cada uno de los motores del lado derecho indica su empuje en términos de libra-fuerza.
Al igual que con el J-2S, el trabajo en el J-2T continuó junto con una larga serie de pruebas de encendido del motor de prueba en bancos de prueba, pero el desarrollo posterior se detuvo después de la finalización del programa Apolo de la NASA .
Treinta años después, se volvió a utilizar un motor de cohete J-2S modificado, esta vez en el proyecto del avión espacial X-33 de la NASA . En este caso, se usó un J-2S ligeramente modificado sin boquilla en varios otros J-2S similares para crear un motor de aire de cuña plana . Los modelos experimentales se denominaron XRS-2200 . Durante el proyecto X-33, se construyeron tres motores XRS-2200, que pasaron el programa de prueba en el Centro Espacial. Stennis NASA. La prueba de un motor fue exitosa, pero el programa se detuvo antes de completar el banco de pruebas para el segundo motor. El XRS-2200 LRE a nivel del mar produce un empuje de 92,7 tf (909,3 kN ) y tiene un impulso específico de 339 s, en el vacío el empuje es de 120,8 tf (1,2 MN), el impulso específico es de 436,5 s. Después de un mayor desarrollo y un programa de prueba, el proyecto se abandonó debido a problemas no resueltos con los tanques de combustible compuestos del X-33.
La escalabilidad del motor de tobera de aire de cuña plana se aprovechó en una variante más grande del RS-2200 LRE , que estaba destinado al avión espacial Venture Star ( Lockheed Martin ) de una sola etapa. En su última versión, se suponía que siete RS-2200, cada uno con un empuje de 245,8 tf (2,4 MN), entregarían el Venture Star a LEO . El desarrollo de este proyecto finalizó formalmente a principios de 2001 , cuando el programa X-33 no recibió fondos del programa Iniciativa de lanzamiento espacial . Lockheed Martin tomó la decisión de no continuar con el desarrollo de Venture Star sin el apoyo financiero de la NASA.
Una nueva versión del motor, llamada J-2X , está ahora en desarrollo como parte del desarrollo del programa Constellation de la NASA y la cápsula espacial tripulada Orion que reemplazaría al transbordador espacial después de 2010 . Inicialmente, se pretendía utilizar dos J-2X en la etapa superior del módulo lunar ( Eng. Earth Departure Stage, EDS ), cada uno con un empuje de 133,4 tf (1,3 MN ). [2]
El J-2X se basaría en el J-2 montado en las etapas S-II y S-IVB de los cohetes Saturn utilizados durante el programa Apolo, pero dado que la necesidad de un mayor empuje para el Ares I resultó en problemas de peso, un diseño de motor con borrón y cuenta nueva. Entró en desarrollo en 2007 bajo el programa Constellation ahora cancelado. Originalmente planeado para su uso en las etapas superiores de los cohetes Ares I y Ares V, el J-2X se pensó más tarde para su uso en la etapa superior del SLS Block 2, el sucesor del programa Constellation. Se espera que el motor sea más eficiente y fácil de construir que su predecesor J-2 y cueste menos que el motor RS-25. Las diferencias en el nuevo motor incluyen la eliminación de berilio, turbobomba centrífuga versus turbobomba de flujo axial J-2, diferentes relaciones de expansión de cámara y boquillas, cámara de combustión de pared de canal versus cámara de tubo soldado del motor J-2, rediseño de toda la electrónica, generador de gas y motor supersónico. boquillas principales basadas en PC-68 y el uso de tecnologías de conexión del siglo XXI.
Rocketdyne recibió el encargo de llevar a cabo las actualizaciones en virtud de un contrato de $ 1.2 mil millones.La NASA inició el primer trabajo de construcción en los bancos de prueba J-2X en el Centro Espacial. Stennis el 23 de agosto de 2007 . [3] Entre 2007 y 2008, se realizaron nueve pruebas de motores J-2X. [cuatro]
En comparación con el modelo base, el motor deberá tener un impulso específico aumentado a 448 segundos , un empuje de 133,4 tf (1,3 MN ) y una masa de 2477 kg.