RS-68: различия между версиями
| [непроверенная версия] | [отпатрулированная версия] |
Содержимое удалено Содержимое добавлено
Спасено источников — 2, отмечено мёртвыми — 0. #IABot (v1.6.2) |
Beaber (обсуждение | вклад) м →Обзор |
||
Строка 59:
Основной целью программы разработки RS-68 было создание простого двигателя, который был бы экономически выгоден при одноразовом использовании на ракете-носителе. Для того, чтобы достичь этой цели, двигатель имеет на 80 % меньше деталей по сравнению с двигателем многократного использования SSME ([[RS-24]]). Простота и дешевизна двигателя отразилась в худших показателях эффективности по сравнению с RS-24: соотношение тяги к массе RS-68 значительно ниже, удельный импульс меньше на 10 %. Преимуществом является меньшая стоимость постройки нового двигателя: для того, чтобы сделать новый RS-68 для программы [[Боинг]]а ракеты-носителя Дельта-4, требуется 14 млн американских долларов, против 50 млн на новый RS-24. В то время как высокую стоимость RS-24 предполагалось распределять в ходе многоразового использования, более массивный и дешёвый, обладающий большей на 50 % тягой двигатель RS-68 является более экономически оправданным для одноразового использования.
Двигатель, в отличие от SSME и [[РД-0120]], представляет собой [[ЖРД открытого цикла|двигатель открытого цикла]] без дожигания генераторного газа с двумя независимыми [[турбина]]ми. Камера сгорания использует канально-стенной дизайн (как, например, [[РД-171]]) для сокращения стоимости. Эта конструкция, использованная впервые в [[СССР]], включает в себя внутреннюю и внешнюю оболочку топливопроводов, сваренных через разделители, которые формируют охлаждающие каналы. Этот метод приводит к более тяжёлой конструкции, но гораздо дешевле по сравнению с трубочно-стенным дизайном (конструкции данного типа используют сотни трубок, согнутых по форме камеры сгорания и сваренных вместе), который используется в других американских двигателях. Нижняя часть сопла имеет коэффициент расширения 21,5 и выполнена из абляционного материала. Облицовка внутренней части сопла предназначена для выгорания в ходе работы двигателя, что имеет своей целью отвод тепла и
В то время как первоначальный дизайн был разработан в лаборатории [[Рокетдайн]] в [[Парк Канога|Парке Канога]] (Canoga Park), [[Калифорния]], там же где был разработан SSME, первые пробные образцы двигателей были собраны в полевой лаборатории [[Санта Сузана]], где разрабатывались и испытывались двигатели ракеты-носителя [[Сатурн-5]] для программы [[Аполлон (КА)|Аполлон]] полетов на [[Луна|Луну]]. Первые стендовые испытания RS-68 производились на базе лаборатории ВВС США [[Эдвардс (авиабаза)|Эдвардс]], позднее в [[Космический центр имени Джона Стенниса|космическом центре]] [[НАСА]] имени {{не переведено 3|Джон Стеннис)|Стенниса|en|John C. Stennis}}. Первое успешное стендовое испытание на базе Эдвардс было завершено 11 сентября 1998 года, первое успешное использование двигателя и успешный запуск ракеты-носителя выполнены 20 ноября 2002 года.
| |||