J -2 , широко известный как Rocketdyne J-2, представлял собой криогенный ракетный двигатель на жидком топливе , используемый на ракетах-носителях NASA Saturn IB и Saturn V. Построенный в США компанией Rocketdyne , J-2 работал на криогенном жидком водороде (LH2) и жидком кислороде (LOX), при этом каждый двигатель создавал тягу 1033,1 кН (232250 фунтов силы ) в вакууме. Предварительный проект двигателя был разработан на основе рекомендаций комитета Сильверстайна 1959 года . Rocketdyne получила разрешение на разработку J-2 в июне 1960 года, а первый полет AS-201 состоялся 26 февраля 1966 года. За свою историю эксплуатации J-2 претерпел несколько незначительных модернизаций для улучшения характеристик двигателя, включая две основные программы модернизации. , сопла де Лаваля типа J-2S и аэроспайки типа J-2T, которые были отменены после завершения программы «Аполлон» .
Двигатель производил удельный импульс ( I sp ) длительностью 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 фунта). Пять двигателей J-2 использовались на второй ступени S-II Сатурна V , а один J-2 использовался на верхней ступени S-IVB , используемой как на Сатурне IB, так и на Сатурне V. Также существовали предложения по использованию различного количества двигателей J. -2 двигателя на верхних ступенях еще большей ракеты, планируемой Nova . J-2 был крупнейшим в Америке серийным ракетным двигателем на топливе LH2 до RS-25 . Модернизированная версия двигателя J-2X рассматривалась для использования на этапе отлета от Земли в системе космического запуска , которая заменила космический шаттл НАСА .
В отличие от большинства жидкостных ракетных двигателей, находившихся на вооружении в то время, J-2 был спроектирован так, чтобы его можно было перезапустить один раз после остановки при полете на третьей ступени Saturn V S-IVB . Первое вспыхивание, продолжавшееся около двух минут, вывело космический корабль «Аполлон» на низкую околоземную парковочную орбиту . После того, как экипаж убедился, что космический корабль работает в штатном режиме, J-2 был повторно зажжен для транслунной инъекции , 6,5-минутного горения, которое ускорило корабль до курса на Луну .
Узел камеры тяги J-2 служил креплением для всех компонентов двигателя и состоял из корпуса камеры тяги, узла форсунки и купола, узла подшипника карданного подвеса и усиленного искрового воспламенителя. [2]
Камера тяги была изготовлена из трубок из нержавеющей стали толщиной 0,30 миллиметра (0,012 дюйма) , уложенных друг на друга в продольном направлении и спаянных в печи, образуя единое целое. Камера имела колоколообразную форму с коэффициентом расширения 27,5: 1 для эффективной работы на высоте и охлаждалась топливом регенеративно . Топливо поступало из коллектора , расположенного посередине между горлом камеры тяги и выходом, под давлением более 6900 кПа (1000 фунтов на квадратный дюйм). При охлаждении камеры топливо совершало полупроход вниз по 180 трубкам и полным проходом возвращалось к форсунке камеры тяги по 360 трубкам. Как только топливо проходило через инжектор, оно воспламенялось усиленным искровым воспламенителем и сгорало, придавая высокую скорость выбрасываемым дымовым газам для создания тяги. [2]
Инжектор камеры тяги получал топливо под давлением от турбонасосов, а затем смешивал его таким образом, чтобы обеспечить наиболее эффективное сгорание. 614 полых штифтов окислителя были обработаны таким образом, чтобы они стали неотъемлемой частью форсунки, с топливными форсунками (каждая из которых прижата к лицевой стороне форсунки), продетыми через резьбу и установленными над стойками окислителя концентрическими кольцами. Лицевая поверхность инжектора была пористой, образованной слоями проволочной сетки из нержавеющей стали и приваренной по периферии к корпусу инжектора. Инжектор получал LOX через купольный коллектор и впрыскивал его через посты окислителя в зону сгорания камеры тяги, а топливо получало из верхнего топливного коллектора в камере тяги и впрыскивало через топливные отверстия, расположенные концентрично с отверстиями окислителя. . Топливо впрыскивалось равномерно, чтобы обеспечить удовлетворительное сгорание. Сборка форсунки и купола окислителя располагалась в верхней части тяговой камеры. Купол служил коллектором для распределения LOX к форсунке и служил креплением для подшипника кардана и усиленного искрового воспламенителя. [2]
Усовершенствованный искровой воспламенитель (ASI) был установлен на поверхности форсунки и обеспечивал пламя для воспламенения топлива в камере сгорания. Когда был инициирован запуск двигателя, искровые возбудители подали напряжение на две свечи зажигания , установленные сбоку от камеры сгорания. Одновременно система управления запускала первоначальную подачу окислителя и топлива к искровому воспламенителю. Когда окислитель и топливо поступали в камеру сгорания АСИ, они смешивались и воспламенялись, при этом правильное воспламенение контролировалось монитором зажигания, установленным в АСИ. ASI работал непрерывно в течение всего времени работы двигателя, не охлаждался и был способен к многократному повторному включению при любых условиях окружающей среды. [2]
Тяга передавалась через карданный подвес (смонтированный на узле форсунки с куполом окислителя и тяговой конструкции автомобиля), который представлял собой компактный, высоконагруженный (140 000 кПа) карданный шарнир, состоящий из сферического гнездового подшипника. Он был покрыт покрытием из тефлона и стекловолокна, которое обеспечивало сухую опорную поверхность с низким коэффициентом трения. Подвес включал в себя устройство боковой регулировки для совмещения камеры сгорания с автомобилем, так что, помимо передачи тяги от форсунки на тяговую конструкцию автомобиля, в подвесе также имелся шарнирный подшипник для отклонения вектора тяги, таким образом обеспечение ориентации летательного аппарата в полете. [2]
Система подачи топлива состоит из отдельных турбонасосов топлива и окислителя (подшипники которых смазывались перекачиваемой жидкостью, поскольку крайне низкая рабочая температура двигателя исключала использование смазочных или других жидкостей), нескольких клапанов (в том числе главного топливного клапана, главный клапан окислителя, клапан утилизации топлива и клапаны стравливания топлива и окислителя), расходомеры топлива и окислителя, а также соединительные линии. [2]
Топливный турбонасос, установленный на камере тяги, представлял собой осевую насосную установку с турбинным приводом, состоящую из индуктора, семиступенчатого ротора и статорного узла. Это был высокоскоростной насос, работавший со скоростью 27000 об/мин и предназначенный для повышения давления водорода с 210 до 8450 кПа (от 30 до 1225 фунтов на квадратный дюйм) (абсолютное) через воздуховод высокого давления при скорости потока, развивающей 5800 кВт (7800 л.с.). Мощность для работы турбонасоса обеспечивалась быстроходной двухступенчатой турбиной. Горячий газ из газогенератора направлялся во входной коллектор турбины, который распределял газ по входным соплам, где он расширялся и с высокой скоростью направлялся в колесо турбины первой ступени. Пройдя через турбинное колесо первой ступени, газ перенаправляется через кольцо статорных лопаток и поступает на турбинное колесо второй ступени. Газ покинул турбину через выхлопной патрубок. Три последовательных динамических уплотнения предотвращали смешивание насосной жидкости и турбинного газа. Мощность от турбины передавалась на насос посредством цельного вала. [2]
Турбонасос окислителя устанавливался в камере тяги диаметрально противоположно топливному турбонасосу. Это был одноступенчатый центробежный насос с прямым приводом от турбины . Турбонасос окислителя повышает давление LOX и перекачивает его по каналам 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 мощность 1600 кВт (2200 л.с.). Насос и два его турбинных колеса установлены на общем валу. Мощность для работы турбонасоса окислителя обеспечивалась быстроходной двухступенчатой турбиной, приводившейся в движение выхлопными газами газогенератора. Турбины турбонасоса окислителя и топлива были соединены последовательно выхлопным коробом, направлявшим отработавшие газы от турбины турбонасоса топлива на вход коллектора турбины турбонасоса окислителя. Одно статическое и два последовательных динамических уплотнения предотвращали смешивание окислительной жидкости турбонасоса и турбинного газа. [2]
Начиная работу турбонасоса, горячий газ поступал в сопла и, в свою очередь, в колесо турбины первой ступени. Пройдя через турбинное колесо первой ступени, газ перенаправлялся лопатками статора и поступал в турбинное колесо второй ступени. Затем газ покидал турбину через выхлопной трубопровод, проходил через теплообменник и выбрасывался в камеру тяги через коллектор непосредственно над впускным коллектором топлива. Мощность от турбины передавалась посредством цельного вала на насос. Скорость LOX увеличивалась за счет индуктора и рабочего колеса. Когда LOX входил в выпускную улитку, скорость преобразовывалась в давление, и LOX выбрасывался в выпускной канал под высоким давлением. [2]
Расходомеры топлива и окислителя представляли собой винтово-лопастные расходомеры роторного типа. Они располагались в каналах высокого давления топлива и окислителя. Расходомеры измеряли расходы топлива в каналах высокого давления. Четырехлопастной ротор водородной системы производил четыре электрических импульса за оборот и вращался со скоростью примерно 3700 об/мин при номинальном расходе. Шестилопастной ротор в системе LOX производил шесть электрических импульсов за оборот и вращался со скоростью примерно 2600 об/мин при номинальном расходе. [2]
Система подачи топлива требовала ряда клапанов для управления работой двигателя путем изменения потока топлива через компоненты двигателя: [2]
Газогенераторная система состояла из газогенератора, регулирующего клапана газогенератора, выпускной системы турбины и выпускного коллектора, теплообменника и перепускного клапана турбины окислителя. [2]
Сам газогенератор был приварен к коллектору турбины ТНВД, что сделало его неотъемлемой частью турбонасосного узла. Он производил горячие газы для привода турбин топлива и окислителя и состоял из камеры сгорания с двумя свечами зажигания, регулирующего клапана с отверстиями для топлива и окислителя и узла форсунки. Когда был инициирован запуск двигателя, на искровые возбудители в блоке электрического управления подавалась энергия, подававшая энергию на свечи зажигания в камере сгорания газогенератора. Топливо поступало через регулирующий клапан к форсунке и на выходе из камеры сгорания, а затем направлялось в топливную турбину, а затем в турбину окислителя. [2]
Выхлопные каналы турбины и выхлопные колпаки турбины представляли собой сварную конструкцию из листового металла. В соединениях компонентов использовались фланцы с двойными уплотнениями. Выхлопной трубопровод отводил выхлопные газы турбины в выпускной коллектор камеры тяги, который окружал камеру сгорания примерно на полпути между горловиной и выходом сопла. Выхлопные газы проходили через теплообменник и выходили в основную камеру сгорания через 180 треугольных отверстий между трубками камеры сгорания. [2]
Теплообменник представлял собой кожух, состоящий из канала, сильфона, фланцев и змеевиков. Он устанавливался в выхлопном тракте турбины между выпускным коллектором турбины окислителя и камерой тяги. Он нагревал и расширял газообразный гелий для использования на третьей ступени или преобразовывал LOX в газообразный кислород на второй ступени 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 аппарата и направлялся к змеевикам теплообменника. [2]
Эта система состояла из встроенного пускового бака с гелием и водородом, в котором содержались газообразные водород и гелий для запуска и работы двигателя. Газообразный водород придавал начальное вращение турбинам и насосам перед сгоранием газогенератора, а гелий использовался в системе управления для управления клапанами двигателя. Сферический бак с гелием был расположен внутри бака с водородом, чтобы минимизировать сложность двигателя. Он содержал 16 000 см 3 (1000 куб. Дюймов) гелия. Емкость большего сферического бензобака для водорода составляла 118 931 см 3 (7 257,6 куб. Дюймов). Оба бака были заполнены из наземного источника перед запуском, а бак с газообразным водородом пополнялся во время работы двигателя из впускного топливного коллектора камеры тяги для последующего перезапуска на третьей ступени. [2]
Система управления включала в себя пневматическую систему и полупроводниковый электрический контроллер последовательности, оснащенный искровыми возбудителями для газогенератора и свечами зажигания камеры тяги, а также соединительные электрические кабели и пневматические линии в дополнение к системе полетных приборов. Пневматическая система состояла из резервуара для хранения гелия под высоким давлением, регулятора для снижения давления до полезного уровня и электрических электромагнитных регулирующих клапанов для направления центрального газа к различным клапанам с пневматическим управлением. Контроллер электрической последовательности представлял собой полностью автономную полупроводниковую систему, требующую только питания постоянного тока и командных сигналов запуска и остановки. Предпусковое состояние всех критических функций управления двигателем контролировалось, чтобы подать сигнал «двигатель готов». После получения сигналов «двигатель готов» и «запуск» на электромагнитные регулирующие клапаны подавалось питание в точно рассчитанной последовательности, чтобы провести двигатель через зажигание, переход и переход в основную ступень. После выключения система автоматически перезагружается для последующего перезапуска. [2]
Система пилотажного оборудования состояла из основного и вспомогательного комплектов приборов. Приборы основного пакета измеряют те параметры, которые имеют решающее значение для всех статических запусков двигателя и последующих запусков корабля. Они включают около 70 параметров, таких как давление, температура, потоки, скорости и положения клапанов для компонентов двигателя, с возможностью передачи сигналов в наземную систему регистрации или систему телеметрии, или в обе. Система приборов была разработана для использования на протяжении всего срока службы двигателя, от первого статического приемочного пуска до окончательного полета автомобиля. Вспомогательный пакет был разработан для использования во время первых полетов корабля. Его можно исключить из состава базовой приборной системы двигателя после того, как двигательная установка подтвердит свою надежность в ходе полетов научно-исследовательских аппаратов. Он содержит достаточную гибкость, чтобы обеспечить удаление, замену или добавление параметров, которые считаются необходимыми в результате дополнительного тестирования. Возможное удаление вспомогательного пакета не повлияет на измерительные возможности основного пакета. [2]
Последовательность запуска инициировалась путем подачи энергии на две свечи зажигания в газогенераторе и две в расширенном искровом воспламенителе для воспламенения порохов. Затем сработали два электромагнитных клапана; один для контроля гелия и один для контроля фазы зажигания. Гелий направлялся для удержания клапанов слива топлива в закрытом состоянии и для продувки купола камеры тяги LOX, промежуточного уплотнения насоса LOX и канала окислителя газогенератора. Кроме того, открывались основные клапаны топлива и окислителя АСИ, создавая в камере АСИ воспламеняющее пламя, проходившее через центр форсунки камеры тяги. [2]
После задержки в 1, 3 или 8 секунд, в течение которой топливо циркулировало через камеру тяги для подготовки двигателя к запуску, выпускной клапан пускового бака открывался, чтобы инициировать вращение турбины. Длина топливопровода зависела от продолжительности фазы наддува первой ступени Сатурна V. Когда двигатель использовался на ступени S-II, требовался опережение подачи топлива на 1 секунду. S-IVB, с другой стороны, использовал 1-секундную задержку подачи топлива для первоначального запуска и 8-секундную задержку подачи топлива для перезапуска. [2]
Через интервал 0,450 секунды сливной клапан пускового бака закрылся и сработал соленоид управления главной ступени, чтобы: [2]
Энергия в свечах зажигания была отключена, и двигатель работал с номинальной тягой. На начальном этапе работы двигателя пусковой бак газообразного водорода будет перезаправляться в тех двигателях, которым требуется перезапуск. В баке с водородом повторно нагнеталось давление путем отвода контролируемой смеси LH2 из впускного коллектора топлива в камеру тяги и более теплого водорода из коллектора впрыска топлива в камеру тяги непосредственно перед входом в форсунку. [2]
Во время работы основной ступени тяга двигателя могла варьироваться от 780 до 1000 килоньютонов (от 175 000 до 225 000 фунтов силы) путем приведения в действие клапана утилизации топлива для увеличения или уменьшения потока окислителя. Это положительно сказалось на траекториях полета и на общих характеристиках миссии, поскольку позволило увеличить полезную нагрузку. [2]
Когда сигнал выключения двигателя был получен электрическим блоком управления, он обесточил электромагнитные клапаны главной ступени и фазы зажигания и включил таймер отключения гелиевого управляющего соленоида. Это, в свою очередь, позволило обеспечить давление закрытия основного топлива, основного окислителя, управления газогенератором и расширенных клапанов искрового воспламенителя. Перепускной клапан турбины окислителя и клапаны стравливания топлива открылись, и началась продувка газогенератора и купола LOX. [2]
Чтобы обеспечить возможность перезапуска третьей ступени Сатурна V, пусковой бак газообразного водорода J-2 был дозаправлен за 60 секунд во время предыдущего запуска после того, как двигатель достиг установившегося режима работы (заправка бака газообразным гелием не требовалась, поскольку исходный запаса грунта хватило на три пуска). Перед повторным запуском двигателя были произведены выстрелы ракет незаполненной ступени для осаждения топлива в топливных баках ступени и обеспечения напора жидкости ко входным отверстиям турбонасоса. Кроме того, были открыты клапаны прокачки топлива двигателя, клапан рециркуляции ступени был открыт, предварительный клапан ступени был закрыт, а циркуляция LOX и LH 2 осуществлялась через систему прокачки двигателя в течение пяти минут, чтобы довести двигатель до нужной температуры для обеспечить правильную работу двигателя. Перезапуск двигателя был инициирован после получения со сцены сигнала «двигатель готов». Это было похоже на первоначальную «готовность двигателя». Время выдержки между отключением и перезапуском составляло от минимум 1,5 часов до максимум 6 часов, в зависимости от количества околоземных орбит, необходимых для достижения лунного окна для транслунной траектории. [2]
Вдохновение для создания J-2 восходит к различным исследованиям НАСА, проведенным в конце 1950-х годов, по двигателям на топливе LH2, развивающим тягу до 665 кН (149 000 фунтов силы ) после успеха 67 кН (15 000 фунтов силы ) RL-10. используется на верхней ступени «Кентавр » корабля «Атлас-Кентавр » . Когда стали рассматриваться все более тяжелые ракеты-носители, НАСА начало рассматривать двигатели с тягой до 890 кН (200 000 фунтов силы ) , при этом разработка была официально разрешена после отчета Комитета по оценке транспортных средств Сатурна за 1959 год . Была сформирована комиссия по оценке источников для назначения подрядчика из пяти компаний-участников торгов, и 1 июня 1960 года Rocketdyne получила одобрение на начало разработки «высокоэнергетического ракетного двигателя, работающего на LOX и водороде, который будет известен как J- 2". Окончательный контракт, заключенный в сентябре 1960 года, был первым, в котором прямо требовалось, чтобы конструкция «гарантировала максимальную безопасность полета с экипажем ». [4]
Rocketdyne начала разработку J-2 с помощью аналитической компьютерной модели, которая моделировала работу двигателя и помогала в определении конфигураций конструкции. Модель поддерживалась полноразмерным макетом, который использовался на протяжении всей разработки для оценки расположения компонентов двигателя. Первый экспериментальный компонент, инжектор двигателя , был изготовлен в течение двух месяцев после заключения контракта, а испытания компонентов двигателя начались в полевой лаборатории Rocketdyne в Санта-Сусане в ноябре 1960 года. Другие испытательные установки, включая вакуумную камеру и полноразмерный двигатель. испытательный стенд использовался во время разработки: турбонасосы двигателя прошли испытания в ноябре 1961 года, система зажигания - в начале 1962 года, а первый прототип двигателя прошел полный 250-секундный испытательный запуск в октябре 1962 года. Помимо летного оборудования, пять В процессе разработки также использовались симуляторы двигателя, помогающие проектировать электрические и механические системы двигателя. Летом 1962 года между НАСА и Rocketdyne были подписаны контракты, требующие производства 55 двигателей J-2 для поддержки окончательных проектов ракет Сатурн , для чего требовалось пять двигателей для каждой второй ступени S-II Сатурна V и один двигатель. для каждого S-IVB Saturn IB и третьей ступени Saturn V. [4]
J-2 был запущен в производство в мае 1963 года, при этом параллельные программы испытаний продолжали выполняться 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 полигоне Дуглас недалеко от Сакраменто, Калифорния, и прошел свои первые статические испытания полной продолжительности (410 секунд) в декабре 1964 года. Испытания продолжались до Январь 1966 года: один двигатель успешно загорелся в 30 последовательных запусках, включая пять испытаний полной продолжительностью 470 секунд каждое. Общее время стрельбы в 3774 секунды представляло собой уровень накопленного оперативного времени, почти в восемь раз превышающий требования к полету. По мере того как успешные одномоторные испытания приближались к завершению, интеграционные испытания двигательной установки с S-IVB ускорялись благодаря появлению 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 второй ступени. [4]
Первое комплексное испытание полного S-IVB, включая его единственный J-2, в июле 1965 года оказалось безрезультатным, когда неисправность компонента в одной из пневматических консолей преждевременно завершила испытание после успешной загрузки топлива и автоматического обратного отсчета. Однако уверенность в конструкции была восстановлена в августе, когда та же ступень S-IVB-201 безупречно сработала при полной продолжительности запуска в 452 секунды, что стало первой последовательностью испытаний двигателя, полностью контролируемой компьютерами. 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, к этому времени Rocketdyne согласилась завершить поставки 155 двигателей J-2, при этом каждый двигатель должен пройти летные квалификационные испытания в полевой лаборатории Санта-Сусаны перед доставкой в НАСА. Надежность и доводочные испытания двигателя продолжались, причем две модернизированные версии использовались НАСА в последующих полетах программы «Аполлон». [4]
Экспериментальная 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 газогенераторного цикла к отводному , при котором горячий газ подавался из крана на камере сгорания вместо отдельной горелки. Помимо снятия деталей с двигателя, это также уменьшило сложность запуска двигателя и правильной синхронизации различных камер сгорания. [5]
Дополнительные изменения включали систему дросселирования для более широкой гибкости миссии, которая также требовала системы переменной смеси для правильного смешивания топлива и кислорода для различных рабочих давлений. Он также включал новый «режим холостого хода», который создавал небольшую тягу для маневрирования на орбите или для установки топливных баков на орбите перед сгоранием.
В ходе экспериментальной программы Rocketdyne также выпустила для испытаний небольшую партию из шести предсерийных моделей J-2S . В период с 1965 по 1972 год они неоднократно подвергались испытаниям, общая продолжительность горения составила 30 858 секунд. В 1972 году стало ясно, что дальнейших заказов на ракеты-носители Сатурна не поступит, и программу закрыли. НАСА действительно рассматривало возможность использования J-2S в ряде различных миссий, включая использование космического корабля "Шаттл" в ряде ранних проектов, а также на комете HLLV . [6] [7]
Пока работа над J-2S продолжалась, НАСА также профинансировало проектные работы по использованию турбомашины J-2S и трубопровода тороидальной камеры сгорания с новым аэродинамическим соплом. Это еще больше улучшит производительность. Были построены две версии: J-2T-200k с тягой 890 кН (200 000 фунтов силы), [8] позволяющая «вставить» его в существующие ступени S-II и S-IVB, и J -2T- 250 к 1100 кН (250 000 фунтов силы). [9]
Как и в случае с J-2S, работа над J-2T переросла в длительную серию наземных испытаний, но дальнейшая разработка закончилась сокращением производства после «Аполлона».
То, что стало другим двигателем с похожим названием, названным J-2X , [10] [11] было выбрано в 2007 году для программы посадки экипажа на Луну проекта Constellation . Один двигатель J-2X с тягой 1310 кН (294 000 фунтов силы) должен был использоваться для привода ступени отлета от Земли (EDS). [12]
НАСА начало строительство нового испытательного стенда для высотных испытаний двигателей J-2X в Космическом центре Стеннис (SSC) 23 августа 2007 года . SSC в рамках подготовки к проектированию двигателя J-2X. [14]
Новый J-2X спроектирован так, чтобы быть более эффективным и простым в сборке, чем его предшественник Apollo J-2, и стоит дешевле, чем главный двигатель космического корабля шаттла (SSME). [15] Конструктивные различия включают в себя отсутствие бериллия , современную электронику, центробежный турбонасос по сравнению с осевым турбонасосом J-2, другую степень расширения камеры и сопла, камеру сгорания с канальными стенками по сравнению с трубчато-сварной камерой сгорания J-2 — модернизированная электроника, сверхзвуковая инжекция и использование технологий соединения 21-го века. [10] [11]
16 июля 2007 года НАСА официально объявило о заключении с Pratt & Whitney Rocketdyne , Inc. контракта на сумму 1,2 миллиарда долларов «на проектирование, разработку, испытания и оценку двигателя J-2X», предназначенного для привода верхних ступеней «Ареса I» и «Ареса I». Ракеты-носители «Арес V» . [16] 8 сентября 2008 г. компания Pratt & Whitney Rocketdyne объявила об успешных испытаниях первоначальной конструкции газогенератора J-2X. [17] О завершении второго раунда успешных испытаний газогенератора было объявлено 21 сентября 2010 года. [18]
Проект «Созвездие» был отменен президентом Бараком Обамой 11 октября 2010 года, [19] но разработка J-2X продолжалась, учитывая его потенциал в качестве двигателя второй ступени для новой тяжелой системы космического запуска . Первое огневое испытание J-2X было запланировано на конец июня 2011 года. [20]
9 ноября 2011 года НАСА провело успешный запуск двигателя J-2X продолжительностью 499,97 секунды. [21]
27 февраля 2013 года НАСА продолжило испытания двигателя J-2X продолжительностью 550 секунд в Космическом центре НАСА Стеннис. [22]
Эта статья включает общедоступные материалы с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .
