 Технические данные двигателя J-2 | |
| ЖРД | |
| водород | |
| кислород | |
| 1 | |
| США | |
| 1966 год — используется | |
| Рокетдайн, США | |
| J-2S; J-2T; J-2X | |
| Вакуум: 104 тс (1019,2 кН)Ур. моря: 90,8 тс (890 кН) | |
| Вакуум: 425 сек | |
| 27,5:1 | |
| 16:1 | |
| 73,18 | |
«Джей-2» (англ. J-2) — жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) компании Rocketdyne (США), выполнен по схеме открытого генераторного цикла. На время создания являлся наиболее мощным двигателем, который использовал жидкий водород и жидкий кислород в качестве компонентов топлива. Позднее он был оттеснён с этой позиции двигателями RS-24, РД-0120 и RS-68. В стандартной конфигурации двигатель предназначен для использования в вакууме, то есть на верхних ступенях ракет-носителей (РН). Отличительной особенностью J-2 на время создания являлась возможность его повторного включения, что применялось на третьей ступени S-IVB лунной ракеты Сатурн-5. Эта особенность двигателя позволяла сначала выполнить завершение вывода полезной нагрузки на низкую опорную орбиту (НОО), а через некоторое время — выполнить разгон к Луне.
Своё первое применение ЖРД J-2 нашёл на второй ступени РН Сатурн-1Б. Поздне́е являлся важной частью программы НАСА «Аполлон» — пять двигателей использовались на второй ступени РН Сатурн-5 (S-II) и один двигатель использовался на третьей ступени (S-IVB). Также, имелись предложения по его использованию в проекте сверхтяжёлого марсианского РН «Нова» с предполагаемой грузоподъёмностью на низкую опорную орбиту (НОО) до 300 т. На 2009 год модифицированный вариант ЖРД J-2 планировалось использовать на вторых ступенях РН Арес-1 и Арес-5 программы НАСА «Созвездие». Планируется использовать для второй ступени SLS.
В силу того, что ЖРД J-2 был разработан в начале 1960-х годов и при этом отличался высокой надёжностью, в большом количестве производились различные модификации первоначальной версии двигателя, которые велись в рамках различных космических программ.
Экспериментальная программа увеличения эффективности ЖРД J-2 с названием J-2X, которое не следует путать с более поздним вариантом XXI века с тем же именем, была начата в середине 1960-х годов. Основным отличием модифицированной версии было введение плёночного охлаждения основной камеры сгорания (КС) с добавлением щелевидной полосы и отказ от камеры предварительного сгорания газогенератора. Таким образом схема работы двигателя была изменена с открытого генераторного цикла на модифицированный открытый цикл с фазовым переходом. В дополнение к уменьшению количества деталей, это позволило избавиться от проблемы синхронизации работы двух камер сгорания.
Дополнительные изменения включали в себя изменения в систему дросселирования для большей гибкости при эксплуатации, что потребовало также внесение изменений в систему подачи топлива для соответствующего изменения состава смеси при разных условиях давления в камере сгорания. Также был добавлен «спящий режим» (англ. Idle Mode), который производил небольшую тягу и мог быть использован для маневрирования на орбите, а также для упорядочивания топлива и окислителя в баках перед переходом в режим основной тяги. Конечными характеристиками двигателя стал увеличенный — по сравнению с базовой моделью — удельный импульс равный 436 сек и уменьшенная масса 1467 кг.
В ходе разработки модификации двигателя Рокетдайном были созданы шесть доводочных двигателей J-2S. Эти изделия много раз проходили огневые испытания в период с 1965 по 1972 год с общей наработкой 30 858 сек. В 1972 году, когда стало понятно, что дальнейшие заказы на РН Сатурн-5 не поступят, была закончена программа испытаний. НАСА планировало использовать эту модификацию двигателя в различных программах и даже в течение некоторого времени предполагалось, что связка из пяти J-2S должна быть установлена на спейс шаттле, но эти первоначальные проекты не были реализованы и выбор был остановлен на новом ЖРД RS-24, который использует схему закрытого цикла.
Во время работы над ЖРД J-2S, НАСА также финансировало разработки с использованием турбомашины (англ.) и прочих систем двигателя для создания нового клиновоздушного сопла. Это должно было увеличить эффективность двигателя, особенно в случае использования этой модификации на второй ступени РН Сатурн-5 S-II, которая некоторую часть работы выполняла в атмосфере, а не в вакууме. Основное отличие этого двигателя от базовой модели J-2S, состояло в использовании тороидальной или кольцевой камеры сгорания, которая обеспечивала возможность использование центрального клина. Были созданы две модификации этого двигателя: первая, J-2T-200k, с тягой 90,8 тс (890 кН), которая позволяла его использование на S-II и S-IVB; вторая, J-2T-250k, с тягой 113,4 тс (1112 кН). При этом в названии каждого из двигателей в правой части указывается их тяга в размерности фунт-сила.
Так же как и в случае с J-2S, работы над J-2T проходили вместе с продолжительной серией огневых испытаний пробных двигателей на стендах, но последующее развитие остановилось после завершения программы НАСА «Аполлон».
Огневые испытания плоского клиновоздушного двигателя XRS-2200 по программе X-33 Тридцатью годами позже, модифицированный ЖРД J-2S был снова использован и на этот раз в проекте космоплана НАСА X-33. В данном случае немного модифицированный J-2S без сопла использовался в ряду других таких же J-2S для создания плоского клиновоздушного двигателя. Экспериментальные модели имели название XRS-2200. В ходе проекта X-33 были построены три двигателя XRS-2200, которые прошли программу испытаний в Космическом центре им. Стенниса НАСА. Испытания одного двигателя были успешными, но программа была остановлена до завершения строительства испытательного стенда для второго двигателя. ЖРД XRS-2200 на уровне моря производит тягу 92,7 тс (909,3 кН) и обладает удельным импульсом 339 с, в вакууме тяга составляет 120,8 тс (1,2 МН), удельный импульс — 436,5 с. После дальнейшего развития и программы испытаний, проект был отклонён по причине нерешённости проблем с композитными топливными баками X-33.
Масштабируемость двигателя с плоским клиновоздушным соплом была использована при создании более крупного варианта ЖРД RS-2200, который был предназначен для одноступенчатого космоплана «Венчур Стар (англ. VentureStar)» (Локхид Мартин). В своём последнем варианте, семь RS-2200, каждый с тягой 245,8 тс (2,4 МН), должны были доставлять «Венчур Стар» на НОО. Развитие этого проекта было формально прекращено в начале 2001 года, когда программа X-33 не получила финансирования в рамках программы «Инициатива космического запуска (англ. Space Launch Initiative)». В Локхид Мартин было принято решение не продолжать развитие «Венчур Стар» без финансовой поддержки НАСА.
Двигатель J-2 в музее Новая версия двигателя, называемая J-2X, сейчас находится в разработке в рамках развития программы НАСА «Созвездие» и пилотируемого капсульного КА «Орион», который должен был заменить космический челнок после 2010 года. Первоначально предполагалось использовать два J-2X на разгонной ступени лунного модуля (англ. Earth Departure Stage, EDS), каждый с тягой 133,4 тс (1,3 МН).[1]
Отказ от использования более совершенного двигателя ЖРД RS-24, используемого на челноке, был обоснован дороговизной модернизации этого двигателя из стартующего на Земле на запускаемый в полёте двигатель. Также принимались в расчёт необходимость испытаний RS-24 перед полётами и дороговизна их производства. По этим причинам, 18 февраля 2006 года НАСА остановило свой выбор на J-2X и для второй ступени пилотируемой РН Арес-1 с КА «Орион». Такая схема должна позволить произвести испытания РН Арес-1 в 2010 году, произвести первый запуск КА «Орион» в 2014 году, а использование одного двигателя на двух ракетах должно удешевить поддержку инфраструктуры в рамках программы «Созвездие».
Производить работы по модернизации поручено Рокетдайн в рамках контракта общей стоимостью 1,2 млрд долл. Первые строительные работы на испытательных стендах для J-2X были начаты НАСА в Космическом центре им. Стенниса 23 августа 2007 года.[2] В период 2007—2008 годах было произведено девять испытаний двигателей J-2X.[3]
Основной целью модификации J-2X в рамках «Созвездия» являются упрощение и удешевление производства по сравнению с базовой моделью и по сравнению с ЖРД RS-24. Он сохранит текущую схему открытого генераторного цикла.[4] По сравнению с базовой моделью, двигатель должен будет обладать увеличенным удельным импульсом 448—465 сек, тягой 133,4 тс (1,3 МН) и массой 2477 кг.
ru.wikibedia.ru
| Технические данные двигателя J-2 | |
| ЖРД | |
| водород | |
| кислород | |
| 1 | |
| США | |
| 1966 год — используется | |
| Рокетдайн, США | |
| J-2S; J-2T; J-2X | |
| Вакуум: 104 тс (1019,2 кН)Ур. моря: 90,8 тс (890 кН) | |
| Вакуум: 425 сек | |
| 500 сек | |
| 27,5:1 | |
| 16:1 | |
| 73,18 | |
«Джей-2» (англ. J-2) — жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) компании Rocketdyne (США), выполнен по схеме открытого генераторного цикла. На время создания являлся наиболее мощным двигателем, который использовал жидкий водород и жидкий кислород в качестве компонентов топлива. Позднее он был оттеснён с этой позиции двигателями RS-24, РД-0120 и RS-68. В стандартной конфигурации двигатель предназначен для использования в вакууме, то есть на верхних ступенях ракет-носителей (РН). Отличительной особенностью J-2 на время создания являлась возможность его повторного включения, что применялось на третьей ступени S-IVB лунной ракеты Сатурн-5. Эта особенность двигателя позволяла сначала выполнить завершение вывода полезной нагрузки на низкую опорную орбиту (НОО), а через некоторое время — выполнить разгон к Луне.
Своё первое применение ЖРД J-2 нашёл на второй ступени РН Сатурн-1Б. Поздне́е являлся важной частью программы НАСА «Аполлон» — пять двигателей использовались на второй ступени РН Сатурн-5 (S-II) и один двигатель использовался на третьей ступени (S-IVB). Также, имелись предложения по его использованию в проекте сверхтяжёлого марсианского РН «Нова» с предполагаемой грузоподъёмностью на низкую опорную орбиту (НОО) до 300 т. На 2009 год модифицированный вариант ЖРД J-2 планировалось использовать на вторых ступенях РН Арес-1 и Арес-5 программы НАСА «Созвездие». Планируется использовать для второй ступени SLS.
В силу того, что ЖРД J-2 был разработан в начале 1960-х годов и при этом отличался высокой надёжностью, в большом количестве производились различные модификации первоначальной версии двигателя, которые велись в рамках различных космических программ.
Экспериментальная программа увеличения эффективности ЖРД J-2 с названием J-2X, которое не следует путать с более поздним вариантом XXI века с тем же именем, была начата в середине 1960-х годов. Основным отличием модифицированной версии было введение плёночного охлаждения основной камеры сгорания (КС) с добавлением щелевидной полосы и отказ от камеры предварительного сгорания газогенератора. Таким образом схема работы двигателя была изменена с открытого генераторного цикла на модифицированный открытый цикл с фазовым переходом. В дополнение к уменьшению количества деталей, это позволило избавиться от проблемы синхронизации работы двух камер сгорания.
Дополнительные изменения включали в себя изменения в систему дросселирования для большей гибкости при эксплуатации, что потребовало также внесение изменений в систему подачи топлива для соответствующего изменения состава смеси при разных условиях давления в камере сгорания. Также был добавлен «спящий режим» (англ. Idle Mode), который производил небольшую тягу и мог быть использован для маневрирования на орбите, а также для упорядочивания топлива и окислителя в баках перед переходом в режим основной тяги. Конечными характеристиками двигателя стал увеличенный — по сравнению с базовой моделью — удельный импульс равный 436 сек и уменьшенная масса 1467 кг.
В ходе разработки модификации двигателя Рокетдайном были созданы шесть доводочных двигателей J-2S. Эти изделия много раз проходили огневые испытания в период с 1965 по 1972 год с общей наработкой 30 858 сек. В 1972 году, когда стало понятно, что дальнейшие заказы на РН Сатурн-5 не поступят, была закончена программа испытаний. НАСА планировало использовать эту модификацию двигателя в различных программах и даже в течение некоторого времени предполагалось, что связка из пяти J-2S должна быть установлена на спейс шаттле, но эти первоначальные проекты не были реализованы и выбор был остановлен на новом ЖРД RS-24, который использует схему закрытого цикла.
Во время работы над ЖРД J-2S, НАСА также финансировало разработки с использованием турбомашины (англ.) и прочих систем двигателя для создания нового клиновоздушного сопла. Это должно было увеличить эффективность двигателя, особенно в случае использования этой модификации на второй ступени РН Сатурн-5 S-II, которая некоторую часть работы выполняла в атмосфере, а не в вакууме. Основное отличие этого двигателя от базовой модели J-2S, состояло в использовании тороидальной или кольцевой камеры сгорания, которая обеспечивала возможность использование центрального клина. Были созданы две модификации этого двигателя: первая, J-2T-200k, с тягой 90,8 тс (890 кН), которая позволяла его использование на S-II и S-IVB; вторая, J-2T-250k, с тягой 113,4 тс (1112 кН). При этом в названии каждого из двигателей в правой части указывается их тяга в размерности фунт-сила.
Так же как и в случае с J-2S, работы над J-2T проходили вместе с продолжительной серией огневых испытаний пробных двигателей на стендах, но последующее развитие остановилось после завершения программы НАСА «Аполлон».
Огневые испытания плоского клиновоздушного двигателя XRS-2200 по программе X-33 Тридцатью годами позже, модифицированный ЖРД J-2S был снова использован и на этот раз в проекте космоплана НАСА X-33. В данном случае немного модифицированный J-2S без сопла использовался в ряду других таких же J-2S для создания плоского клиновоздушного двигателя. Экспериментальные модели имели название XRS-2200. В ходе проекта X-33 были построены три двигателя XRS-2200, которые прошли программу испытаний в Космическом центре им. Стенниса НАСА. Испытания одного двигателя были успешными, но программа была остановлена до завершения строительства испытательного стенда для второго двигателя. ЖРД XRS-2200 на уровне моря производит тягу 92,7 тс (909,3 кН) и обладает удельным импульсом 339 с, в вакууме тяга составляет 120,8 тс (1,2 МН), удельный импульс — 436,5 с. После дальнейшего развития и программы испытаний, проект был отклонён по причине нерешённости проблем с композитными топливными баками X-33.
Масштабируемость двигателя с плоским клиновоздушным соплом была использована при создании более крупного варианта ЖРД RS-2200, который был предназначен для одноступенчатого космоплана «Венчур Стар (англ. VentureStar)» (Локхид Мартин). В своём последнем варианте, семь RS-2200, каждый с тягой 245,8 тс (2,4 МН), должны были доставлять «Венчур Стар» на НОО. Развитие этого проекта было формально прекращено в начале 2001 года, когда программа X-33 не получила финансирования в рамках программы «Инициатива космического запуска (англ. Space Launch Initiative)». В Локхид Мартин было принято решение не продолжать развитие «Венчур Стар» без финансовой поддержки НАСА.
Иллюстрация ЖРД J-2X Двигатель J-2 в музее Новая версия двигателя, называемая J-2X, сейчас находится в разработке в рамках развития программы НАСА «Созвездие» и пилотируемого капсульного КА «Орион», который должен был заменить космический челнок после 2010 года. Первоначально предполагалось использовать два J-2X на разгонной ступени лунного модуля (англ. Earth Departure Stage, EDS), каждый с тягой 133,4 тс (1,3 МН).[1]
Отказ от использования более совершенного двигателя ЖРД RS-24, используемого на челноке, был обоснован дороговизной модернизации этого двигателя из стартующего на Земле на запускаемый в полёте двигатель. Также принимались в расчёт необходимость испытаний RS-24 перед полётами и дороговизна их производства. По этим причинам, 18 февраля 2006 года НАСА остановило свой выбор на J-2X и для второй ступени пилотируемой РН Арес-1 с КА «Орион». Такая схема должна позволить произвести испытания РН Арес-1 в 2010 году, произвести первый запуск КА «Орион» в 2014 году, а использование одного двигателя на двух ракетах должно удешевить поддержку инфраструктуры в рамках программы «Созвездие».
Производить работы по модернизации поручено Рокетдайн в рамках контракта общей стоимостью 1,2 млрд долл. Первые строительные работы на испытательных стендах для J-2X были начаты НАСА в Космическом центре им. Стенниса 23 августа 2007 года.[2] В период 2007—2008 годах было произведено девять испытаний двигателей J-2X.[3]
Основной целью модификации J-2X в рамках «Созвездия» являются упрощение и удешевление производства по сравнению с базовой моделью и по сравнению с ЖРД RS-24. Он сохранит текущую схему открытого генераторного цикла.[4] По сравнению с базовой моделью, двигатель должен будет обладать увеличенным удельным импульсом 448—465 сек, тягой 133,4 тс (1,3 МН) и массой 2477 кг.
wikiredia.ru
В те далекие времена - 1967 год, когда дизельные двигатели 2J объемом 2.5 литра стали ставиться на грузовички Дюна, это был такой себе нормальный дизельный двигатель, не хуже чем и конкурента Isuzu Elf.
Кстати, в России в то время был тракторный двигатель Д50, очень похожей конструкции - такой же распредвал снизу и привод клапанов через толкатели. Позже, уже ближе к нашим дням, чуть модернизированный Д50 поставили на маленький грузовик - Бычок. Что мешало это раньше сделать?
Может, вес 400 кг. был слишком велик для грузовика? Думаю, 2J весил 250 кг. или около 300.... Вот, кстати, как эта Дюна выглядела:
Вот ещё несколько фоток этого старинного мотора, я не вижу каких-то особых отличий от тракторного движка, но вы сами посмотрите, отличается ли он от нашего Д50 или нет:
Сказать "по чесноку", конечно, ТНВД у японцев уже тогда выглядит поаккуратнее и выпускной коллектор сделан чуть ли не по современному.... наш Д50 морально лет на 20 старше будет...
Скачать книгу по ремонту дизельного двигателя 2J вы можете по этой ссылке, это бесплатно и без всякой рекламы. Для открытия книги необходимо иметь архиватор RAR и какую-нибудь "читалку" для PDF-файлов.
Назадanti-toyota.narod.ru
 Технические данные двигателя J-2. | |
| ЖРД | |
| водород | |
| кислород | |
| 1 | |
| США | |
| 1966 г - используется | |
| Рокетдайн, США | |
| J-2S; J-2T; J-2X | |
| Вакуум: 104 тс (1019.2 кН)Ур.моря: 90.8 тс (890 кН) | |
| Вакуум: 421 cекУр.моря: 200 cек | |
| 500 cек | |
| 27.5:1 | |
| 16:1 | |
| 73.18 | |
«Джей-2» (англ. J-2) — жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) компании Рокетдайн (США), выполнен по схеме открытого генераторного цикла.
На время создания являлся наиболее мощным двигателем, который использовал жидкие водород (Lh3) и кислород (LOX) в качестве компонентов топлива. Позднее он был оттеснен с этой позиции двигателями RS-24, РД-0120 и RS-68. В стандартной конфигурации двигатель предназначен для использования в вакууме, то есть на верхних ступенях ракет-носителей. Отличительной особенностью J-2 на время создания являлась возможность его повторного включения, что применялось на третьей ступени S-IVB лунной ракеты «Сатурн V». Эта особенность двигателя позволяла выполнить завершение вывода полезной нагрузки на низкую опорную орбиту (НОО) и, через некоторое время, выполнить разгон к Луне.Свое первое применение ЖРД J-2 нашел на второй ступени РН «Сатурн IБ». Поздне́е являлся важной частью программы «Аполлон» НАСА — пять двигателей использовались на второй ступени РН «Сатурн V» (S-II) и один двигатель использовался на третьей ступени (S-IVB). Имели место также предложения по его использованию в проекте сверхтяжелого марсианского РН «Нова» с предполагаемой грузоподъемностью на низкую опорную орбиту («НОО») до 300 т. На 2009 год модифицированный вариант ЖРД J-2 планируется использовать на вторых ступенях РН «Арес I» и «Арес V» программы «Созвездие» НАСА.
В силу того, что ЖРД J-2 был разработан в начале 1960-х годов и при этом отличался высокой надежностью, в большом количестве производились различные модификации первоначальной версии двигателя, которые велись в рамках различных космических программ.
Вторая ступень РН «Сатурн V» с пятью двигателями J-2. Экспериментальная программа увеличения эффективности ЖРД J-2 с названием J-2X, которое не следует путать с более поздним вариантом XXI века с тем же именем, была начата в середине 1960-х годов. Основным отличием модифицированной версии было введение пленочного охлаждения основной камеры сгорания («КС») с добавлением щелевидной полосы и отказ от камеры предварительного сгорания газогенератора. Таким образом схема работы двигателя была изменена с открытого генераторного цикла на модифицированный открытый цикл с фазовым переходом. В дополнение к уменьшению количества деталей, это позволило избавиться от проблемы синхронизации работы двух камер сгорания.
Дополнительные изменения включали в себя изменения в систему дросселирования для большей гибкости при эксплуатации, что потребовало также внесение изменений в систему подачи топлива для соответствующего изменения состава смеси при разных условиях давления в камере сгорания. Также был добавлен "спящий режим" (англ. Idle Mode), который производил небольшую тягу и мог быть использован для маневрирования на орбите, а также для упорядочивания топлива и окислителя в баках перед переходом в режим основной тяги. Конечными характеристиками двигателя стал увеличенный - по сравнению с базовой моделью - удельный импульс равный 436 сек и уменьшенная масса 1 467 кг.
В ходе разработки модификации двигателя Рокетдайном были созданы шесть доводочных двигателей J-2S. Эти изделия много раз проходили огневые испытания в период с 1965 по 1972 гг., с общей наработкой 30 858 сек. В 1972 году, когда стало понятно, что дальнейшие заказы на РН Сатурн V не поступят, была закончена программа испытаний. НАСА планировало использовать эту модификацию двигателя в различных программах и даже в течение некоторого времени предполагалось, что связка из пяти J-2S должна быть установлена на Спейс Шаттле, но эти первоначальные проекты не были реализованы и выбор был остановлен на новом ЖРД RS-24, который использует схему закрытого цикла.
Во время работы над ЖРД J-2S, НАСА также финансировало разработки с использованием турбомашины и прочих систем двигателя для создания нового клиновоздушного сопла. Это должно было увеличить эффективность двигателя, особенно в случае использования этой модификации на второй ступени РН Сатурн V «S-II», которая некоторую часть работы выполняла в атмосфере, а не в вакууме. Основное отличие этого двигателя от базовой модели J-2S, состояло в использовании тороидальной или кольцевой камеры сгорания, которая обеспечивала возможность использование центрального клина. Были созданы две модификации этого двигателя: первая, J-2T-200k с тягой 90.8 тс (890 кН), которая позволяла его использование на «S-II» и «S-IVB»; вторая, J-2T-250k с тягой 113.4 тс (1 112 кН). При этом в названии каждого из двигателей в правой части указывается их тяга в размерности «фунт-сила».
Так же как и в случае с J-2S, работы над J-2T проходили вместе с продолжительной серией огневых испытаний пробных двигателей на стендах, но последующее развитие остановилось после завершения программы «Аполлон» НАСА.
Огневые испытания плоского клиновоздушного двигателя XRS-2200 по программе X-33 Тридцатью годами позже, модифицированный ЖРД J-2S был снова использован и на этот раз в проекте космоплана НАСА «X-33». В данном случае немного модифицированный J-2S без сопла использовался в ряду других таких же J-2S для создания плоского клиновоздушного двигателя. Экспериментальные модели имели название XRS-2200. В ходе проекта «X-33» были построены три двигателя XRS-2200, которые прошли программу испытаний в Космическом центре им.Стенниса НАСА. Испытания одного двигателя были успешными, но программа была остановлена до завершения строительства испытательного стенда для второго двигателя. ЖРД XRS-2200 на уровне моря производит тягу 92.7 тс (909.3 кН) и обладает удельным импульсом 339 с, в вакууме тяга составляет 120.8 тс (1.2 мН), удельный импульс - 436.5 с. После дальнейшего развития и программы испытаний, проект был отклонен по причине нерешенности проблем с композитными топливными баками «X-33».
Масштабируемость двигателя с плоским клиновоздушным соплом была использована при создании более крупного варианта ЖРД RS-2200, который был предназначен для одноступенчатого космоплана «Венчур Стар» (англ. Venture Star) (Локхид Мартин). В своем последнем варианте, семь RS-2200, каждый с тягой 245.8 тс (2.4 мН), должны бли доставлять «Венчур Стар» на НОО. Развитие этого проекта было формально прекращено в начале 2001 года, когда программа X-33 не получила финансирования в рамках программы «Инициатива Космического Запуска». В Локхид Мартин было принято решение не продолжать развитие «Венчур Стар» без финансовой поддержки НАСА.
Иллюстрация ЖРД J-2X. 
Двигатель J-2 в музее. Новая версия двигателя, называемая J-2X, сейчас находится в разработке в рамках развития программы «Созвездие» НАСА и пилотируемого капсульного КА «Орион», который должен заменить космический челнок после 2010 г. Первоначально предполагалось использовать два J-2X на разгонной ступени лунного модуля (англ. Earth Departure Stage, EDS), каждый с тягой 133.4 тс (1.3 мН).[1]
Отказ от использования более совершенного двигателя ЖРД RS-24, используемого на челноке, был обоснован дороговизной модернизации этого двигателя из стартующего на Земле на запускаемый в воздухе двигатель. Также принимались в расчет необходимость испытаний RS-24 перед полетами и дороговизна их производства. По этим причинам, 18 февраля 2006 года НАСА остановило свой выбор на J-2X и для второй ступени пилотируемой РН «Арес I» с КА «Орион». Такая схема должна позволить произвести испытания РН «Арес I» в 2010 году, произвести первый запуск КА «Орион» в 2014 году, а использование одного двигателя на двух ракетах должно удешевить поддержку инфраструктуры в рамках программы «Созвездие».
Производить работы по модернизации поручено Рокетдайн в рамках контракта общей стоимостью 1.2 млрд.USD. Первые строительные работы на испытательных стендах для J-2X были начаты НАСА в Космическом центре им.Стенниса 23 августа 2007 года.[2] В период 2007-2008 гг было произведено девять испытаний двигателей J-2X.[3]
Основной целью модификации J-2X в рамках «Созвездия» являются упрощение и удешевление производства по сравнению с базовой моделью и по сравнению с ЖРД RS-24. Он сохранит текущую схему открытого генераторного цикла.[4] По сравнению с базовой моделью, двигатель должен будет обладать увеличенным удельным импульсом 448 - 465 сек, тягой 133.4 тс (1.3 мН) и массой 2 477 кг.
dic.academic.ru
| Технические данные двигателя J-2. | |
| ЖРД | |
| водород | |
| кислород | |
| 1 | |
| США | |
| 1966 г - используется | |
| Рокетдайн, США | |
| J-2S; J-2T; J-2X | |
| Вакуум: 104 тс (1019.2 кН)Ур.моря: 90.8 тс (890 кН) | |
| Вакуум: 421 cекУр.моря: 200 cек | |
| 500 cек | |
| 27.5:1 | |
| 16:1 | |
| 73.18 | |
«Джей-2» (англ. J-2) — жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) компании Рокетдайн (США), выполнен по схеме открытого генераторного цикла.
На время создания являлся наиболее мощным двигателем, который использовал жидкие водород (Lh3) и кислород (LOX) в качестве компонентов топлива. Позднее он был оттеснен с этой позиции двигателями RS-24, РД-0120 и RS-68. В стандартной конфигурации двигатель предназначен для использования в вакууме, то есть на верхних ступенях ракет-носителей. Отличительной особенностью J-2 на время создания являлась возможность его повторного включения, что применялось на третьей ступени S-IVB лунной ракеты «Сатурн V». Эта особенность двигателя позволяла выполнить завершение вывода полезной нагрузки на низкую опорную орбиту (НОО) и, через некоторое время, выполнить разгон к Луне.Свое первое применение ЖРД J-2 нашел на второй ступени РН «Сатурн IБ». Поздне́е являлся важной частью программы «Аполлон» НАСА — пять двигателей использовались на второй ступени РН «Сатурн V» (S-II) и один двигатель использовался на третьей ступени (S-IVB). Имели место также предложения по его использованию в проекте сверхтяжелого марсианского РН «Нова» с предполагаемой грузоподъемностью на низкую опорную орбиту («НОО») до 300 т. На 2009 год модифицированный вариант ЖРД J-2 планируется использовать на вторых ступенях РН «Арес I» и «Арес V» программы «Созвездие» НАСА.
В силу того, что ЖРД J-2 был разработан в начале 1960-х годов и при этом отличался высокой надежностью, в большом количестве производились различные модификации первоначальной версии двигателя, которые велись в рамках различных космических программ.
Вторая ступень РН «Сатурн V» с пятью двигателями J-2. Экспериментальная программа увеличения эффективности ЖРД J-2 с названием J-2X, которое не следует путать с более поздним вариантом XXI века с тем же именем, была начата в середине 1960-х годов. Основным отличием модифицированной версии было введение пленочного охлаждения основной камеры сгорания («КС») с добавлением щелевидной полосы и отказ от камеры предварительного сгорания газогенератора. Таким образом схема работы двигателя была изменена с открытого генераторного цикла на модифицированный открытый цикл с фазовым переходом. В дополнение к уменьшению количества деталей, это позволило избавиться от проблемы синхронизации работы двух камер сгорания.
Дополнительные изменения включали в себя изменения в систему дросселирования для большей гибкости при эксплуатации, что потребовало также внесение изменений в систему подачи топлива для соответствующего изменения состава смеси при разных условиях давления в камере сгорания. Также был добавлен "спящий режим" (англ. Idle Mode), который производил небольшую тягу и мог быть использован для маневрирования на орбите, а также для упорядочивания топлива и окислителя в баках перед переходом в режим основной тяги. Конечными характеристиками двигателя стал увеличенный - по сравнению с базовой моделью - удельный импульс равный 436 сек и уменьшенная масса 1 467 кг.
В ходе разработки модификации двигателя Рокетдайном были созданы шесть доводочных двигателей J-2S. Эти изделия много раз проходили огневые испытания в период с 1965 по 1972 гг., с общей наработкой 30 858 сек. В 1972 году, когда стало понятно, что дальнейшие заказы на РН Сатурн V не поступят, была закончена программа испытаний. НАСА планировало использовать эту модификацию двигателя в различных программах и даже в течение некоторого времени предполагалось, что связка из пяти J-2S должна быть установлена на Спейс Шаттле, но эти первоначальные проекты не были реализованы и выбор был остановлен на новом ЖРД RS-24, который использует схему закрытого цикла.
Во время работы над ЖРД J-2S, НАСА также финансировало разработки с использованием турбомашины и прочих систем двигателя для создания нового клиновоздушного сопла. Это должно было увеличить эффективность двигателя, особенно в случае использования этой модификации на второй ступени РН Сатурн V «S-II», которая некоторую часть работы выполняла в атмосфере, а не в вакууме. Основное отличие этого двигателя от базовой модели J-2S, состояло в использовании тороидальной или кольцевой камеры сгорания, которая обеспечивала возможность использование центрального клина. Были созданы две модификации этого двигателя: первая, J-2T-200k с тягой 90.8 тс (890 кН), которая позволяла его использование на «S-II» и «S-IVB»; вторая, J-2T-250k с тягой 113.4 тс (1 112 кН). При этом в названии каждого из двигателей в правой части указывается их тяга в размерности «фунт-сила».
Так же как и в случае с J-2S, работы над J-2T проходили вместе с продолжительной серией огневых испытаний пробных двигателей на стендах, но последующее развитие остановилось после завершения программы «Аполлон» НАСА.
Огневые испытания плоского клиновоздушного двигателя XRS-2200 по программе X-33 Тридцатью годами позже, модифицированный ЖРД J-2S был снова использован и на этот раз в проекте космоплана НАСА «X-33». В данном случае немного модифицированный J-2S без сопла использовался в ряду других таких же J-2S для создания плоского клиновоздушного двигателя. Экспериментальные модели имели название XRS-2200. В ходе проекта «X-33» были построены три двигателя XRS-2200, которые прошли программу испытаний в Космическом центре им.Стенниса НАСА. Испытания одного двигателя были успешными, но программа была остановлена до завершения строительства испытательного стенда для второго двигателя. ЖРД XRS-2200 на уровне моря производит тягу 92.7 тс (909.3 кН) и обладает удельным импульсом 339 с, в вакууме тяга составляет 120.8 тс (1.2 мН), удельный импульс - 436.5 с. После дальнейшего развития и программы испытаний, проект был отклонен по причине нерешенности проблем с композитными топливными баками «X-33».
Масштабируемость двигателя с плоским клиновоздушным соплом была использована при создании более крупного варианта ЖРД RS-2200, который был предназначен для одноступенчатого космоплана «Венчур Стар» (англ. Venture Star) (Локхид Мартин). В своем последнем варианте, семь RS-2200, каждый с тягой 245.8 тс (2.4 мН), должны бли доставлять «Венчур Стар» на НОО. Развитие этого проекта было формально прекращено в начале 2001 года, когда программа X-33 не получила финансирования в рамках программы «Инициатива Космического Запуска». В Локхид Мартин было принято решение не продолжать развитие «Венчур Стар» без финансовой поддержки НАСА.
Иллюстрация ЖРД J-2X. Двигатель J-2 в музее. Новая версия двигателя, называемая J-2X, сейчас находится в разработке в рамках развития программы «Созвездие» НАСА и пилотируемого капсульного КА «Орион», который должен заменить космический челнок после 2010 г. Первоначально предполагалось использовать два J-2X на разгонной ступени лунного модуля (англ. Earth Departure Stage, EDS), каждый с тягой 133.4 тс (1.3 мН).[1]
Отказ от использования более совершенного двигателя ЖРД RS-24, используемого на челноке, был обоснован дороговизной модернизации этого двигателя из стартующего на Земле на запускаемый в воздухе двигатель. Также принимались в расчет необходимость испытаний RS-24 перед полетами и дороговизна их производства. По этим причинам, 18 февраля 2006 года НАСА остановило свой выбор на J-2X и для второй ступени пилотируемой РН «Арес I» с КА «Орион». Такая схема должна позволить произвести испытания РН «Арес I» в 2010 году, произвести первый запуск КА «Орион» в 2014 году, а использование одного двигателя на двух ракетах должно удешевить поддержку инфраструктуры в рамках программы «Созвездие».
Производить работы по модернизации поручено Рокетдайн в рамках контракта общей стоимостью 1.2 млрд.USD. Первые строительные работы на испытательных стендах для J-2X были начаты НАСА в Космическом центре им.Стенниса 23 августа 2007 года.[2] В период 2007-2008 гг было произведено девять испытаний двигателей J-2X.[3]
Основной целью модификации J-2X в рамках «Созвездия» являются упрощение и удешевление производства по сравнению с базовой моделью и по сравнению с ЖРД RS-24. Он сохранит текущую схему открытого генераторного цикла.[4] По сравнению с базовой моделью, двигатель должен будет обладать увеличенным удельным импульсом 448 - 465 сек, тягой 133.4 тс (1.3 мН) и массой 2 477 кг.
biograf.academic.ru
| Технические данные двигателя J-2. | |
| ЖРД | |
| водород | |
| кислород | |
| 1 | |
| США | |
| 1966 г - используется | |
| Рокетдайн, США | |
| J-2S; J-2T; J-2X | |
| Вакуум: 104 тс (1019.2 кН)Ур.моря: 90.8 тс (890 кН) | |
| Вакуум: 421 cекУр.моря: 200 cек | |
| 500 cек | |
| 27.5:1 | |
| 16:1 | |
| 73.18 | |
«Джей-2» (англ. J-2) — жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) компании Рокетдайн (США), выполнен по схеме открытого генераторного цикла.
На время создания являлся наиболее мощным двигателем, который использовал жидкие водород (Lh3) и кислород (LOX) в качестве компонентов топлива. Позднее он был оттеснен с этой позиции двигателями RS-24, РД-0120 и RS-68. В стандартной конфигурации двигатель предназначен для использования в вакууме, то есть на верхних ступенях ракет-носителей. Отличительной особенностью J-2 на время создания являлась возможность его повторного включения, что применялось на третьей ступени S-IVB лунной ракеты «Сатурн V». Эта особенность двигателя позволяла выполнить завершение вывода полезной нагрузки на низкую опорную орбиту (НОО) и, через некоторое время, выполнить разгон к Луне.Свое первое применение ЖРД J-2 нашел на второй ступени РН «Сатурн IБ». Поздне́е являлся важной частью программы «Аполлон» НАСА — пять двигателей использовались на второй ступени РН «Сатурн V» (S-II) и один двигатель использовался на третьей ступени (S-IVB). Имели место также предложения по его использованию в проекте сверхтяжелого марсианского РН «Нова» с предполагаемой грузоподъемностью на низкую опорную орбиту («НОО») до 300 т. На 2009 год модифицированный вариант ЖРД J-2 планируется использовать на вторых ступенях РН «Арес I» и «Арес V» программы «Созвездие» НАСА.
В силу того, что ЖРД J-2 был разработан в начале 1960-х годов и при этом отличался высокой надежностью, в большом количестве производились различные модификации первоначальной версии двигателя, которые велись в рамках различных космических программ.
Вторая ступень РН «Сатурн V» с пятью двигателями J-2. Экспериментальная программа увеличения эффективности ЖРД J-2 с названием J-2X, которое не следует путать с более поздним вариантом XXI века с тем же именем, была начата в середине 1960-х годов. Основным отличием модифицированной версии было введение пленочного охлаждения основной камеры сгорания («КС») с добавлением щелевидной полосы и отказ от камеры предварительного сгорания газогенератора. Таким образом схема работы двигателя была изменена с открытого генераторного цикла на модифицированный открытый цикл с фазовым переходом. В дополнение к уменьшению количества деталей, это позволило избавиться от проблемы синхронизации работы двух камер сгорания.
Дополнительные изменения включали в себя изменения в систему дросселирования для большей гибкости при эксплуатации, что потребовало также внесение изменений в систему подачи топлива для соответствующего изменения состава смеси при разных условиях давления в камере сгорания. Также был добавлен "спящий режим" (англ. Idle Mode), который производил небольшую тягу и мог быть использован для маневрирования на орбите, а также для упорядочивания топлива и окислителя в баках перед переходом в режим основной тяги. Конечными характеристиками двигателя стал увеличенный - по сравнению с базовой моделью - удельный импульс равный 436 сек и уменьшенная масса 1 467 кг.
В ходе разработки модификации двигателя Рокетдайном были созданы шесть доводочных двигателей J-2S. Эти изделия много раз проходили огневые испытания в период с 1965 по 1972 гг., с общей наработкой 30 858 сек. В 1972 году, когда стало понятно, что дальнейшие заказы на РН Сатурн V не поступят, была закончена программа испытаний. НАСА планировало использовать эту модификацию двигателя в различных программах и даже в течение некоторого времени предполагалось, что связка из пяти J-2S должна быть установлена на Спейс Шаттле, но эти первоначальные проекты не были реализованы и выбор был остановлен на новом ЖРД RS-24, который использует схему закрытого цикла.
Во время работы над ЖРД J-2S, НАСА также финансировало разработки с использованием турбомашины и прочих систем двигателя для создания нового клиновоздушного сопла. Это должно было увеличить эффективность двигателя, особенно в случае использования этой модификации на второй ступени РН Сатурн V «S-II», которая некоторую часть работы выполняла в атмосфере, а не в вакууме. Основное отличие этого двигателя от базовой модели J-2S, состояло в использовании тороидальной или кольцевой камеры сгорания, которая обеспечивала возможность использование центрального клина. Были созданы две модификации этого двигателя: первая, J-2T-200k с тягой 90.8 тс (890 кН), которая позволяла его использование на «S-II» и «S-IVB»; вторая, J-2T-250k с тягой 113.4 тс (1 112 кН). При этом в названии каждого из двигателей в правой части указывается их тяга в размерности «фунт-сила».
Так же как и в случае с J-2S, работы над J-2T проходили вместе с продолжительной серией огневых испытаний пробных двигателей на стендах, но последующее развитие остановилось после завершения программы «Аполлон» НАСА.
Огневые испытания плоского клиновоздушного двигателя XRS-2200 по программе X-33 Тридцатью годами позже, модифицированный ЖРД J-2S был снова использован и на этот раз в проекте космоплана НАСА «X-33». В данном случае немного модифицированный J-2S без сопла использовался в ряду других таких же J-2S для создания плоского клиновоздушного двигателя. Экспериментальные модели имели название XRS-2200. В ходе проекта «X-33» были построены три двигателя XRS-2200, которые прошли программу испытаний в Космическом центре им.Стенниса НАСА. Испытания одного двигателя были успешными, но программа была остановлена до завершения строительства испытательного стенда для второго двигателя. ЖРД XRS-2200 на уровне моря производит тягу 92.7 тс (909.3 кН) и обладает удельным импульсом 339 с, в вакууме тяга составляет 120.8 тс (1.2 мН), удельный импульс - 436.5 с. После дальнейшего развития и программы испытаний, проект был отклонен по причине нерешенности проблем с композитными топливными баками «X-33».
Масштабируемость двигателя с плоским клиновоздушным соплом была использована при создании более крупного варианта ЖРД RS-2200, который был предназначен для одноступенчатого космоплана «Венчур Стар» (англ. Venture Star) (Локхид Мартин). В своем последнем варианте, семь RS-2200, каждый с тягой 245.8 тс (2.4 мН), должны бли доставлять «Венчур Стар» на НОО. Развитие этого проекта было формально прекращено в начале 2001 года, когда программа X-33 не получила финансирования в рамках программы «Инициатива Космического Запуска». В Локхид Мартин было принято решение не продолжать развитие «Венчур Стар» без финансовой поддержки НАСА.
Иллюстрация ЖРД J-2X. Двигатель J-2 в музее. Новая версия двигателя, называемая J-2X, сейчас находится в разработке в рамках развития программы «Созвездие» НАСА и пилотируемого капсульного КА «Орион», который должен заменить космический челнок после 2010 г. Первоначально предполагалось использовать два J-2X на разгонной ступени лунного модуля (англ. Earth Departure Stage, EDS), каждый с тягой 133.4 тс (1.3 мН).[1]
Отказ от использования более совершенного двигателя ЖРД RS-24, используемого на челноке, был обоснован дороговизной модернизации этого двигателя из стартующего на Земле на запускаемый в воздухе двигатель. Также принимались в расчет необходимость испытаний RS-24 перед полетами и дороговизна их производства. По этим причинам, 18 февраля 2006 года НАСА остановило свой выбор на J-2X и для второй ступени пилотируемой РН «Арес I» с КА «Орион». Такая схема должна позволить произвести испытания РН «Арес I» в 2010 году, произвести первый запуск КА «Орион» в 2014 году, а использование одного двигателя на двух ракетах должно удешевить поддержку инфраструктуры в рамках программы «Созвездие».
Производить работы по модернизации поручено Рокетдайн в рамках контракта общей стоимостью 1.2 млрд.USD. Первые строительные работы на испытательных стендах для J-2X были начаты НАСА в Космическом центре им.Стенниса 23 августа 2007 года.[2] В период 2007-2008 гг было произведено девять испытаний двигателей J-2X.[3]
Основной целью модификации J-2X в рамках «Созвездия» являются упрощение и удешевление производства по сравнению с базовой моделью и по сравнению с ЖРД RS-24. Он сохранит текущую схему открытого генераторного цикла.[4] По сравнению с базовой моделью, двигатель должен будет обладать увеличенным удельным импульсом 448 - 465 сек, тягой 133.4 тс (1.3 мН) и массой 2 477 кг.
dikc.academic.ru
| Технические данные двигателя J-2. | |
| ЖРД | |
| водород | |
| кислород | |
| 1 | |
| США | |
| 1966 г - используется | |
| Рокетдайн, США | |
| J-2S; J-2T; J-2X | |
| Вакуум: 104 тс (1019.2 кН)Ур.моря: 90.8 тс (890 кН) | |
| Вакуум: 421 cекУр.моря: 200 cек | |
| 500 cек | |
| 27.5:1 | |
| 16:1 | |
| 73.18 | |
«Джей-2» (англ. J-2) — жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) компании Рокетдайн (США), выполнен по схеме открытого генераторного цикла.
На время создания являлся наиболее мощным двигателем, который использовал жидкие водород (Lh3) и кислород (LOX) в качестве компонентов топлива. Позднее он был оттеснен с этой позиции двигателями RS-24, РД-0120 и RS-68. В стандартной конфигурации двигатель предназначен для использования в вакууме, то есть на верхних ступенях ракет-носителей. Отличительной особенностью J-2 на время создания являлась возможность его повторного включения, что применялось на третьей ступени S-IVB лунной ракеты «Сатурн V». Эта особенность двигателя позволяла выполнить завершение вывода полезной нагрузки на низкую опорную орбиту (НОО) и, через некоторое время, выполнить разгон к Луне.Свое первое применение ЖРД J-2 нашел на второй ступени РН «Сатурн IБ». Поздне́е являлся важной частью программы «Аполлон» НАСА — пять двигателей использовались на второй ступени РН «Сатурн V» (S-II) и один двигатель использовался на третьей ступени (S-IVB). Имели место также предложения по его использованию в проекте сверхтяжелого марсианского РН «Нова» с предполагаемой грузоподъемностью на низкую опорную орбиту («НОО») до 300 т. На 2009 год модифицированный вариант ЖРД J-2 планируется использовать на вторых ступенях РН «Арес I» и «Арес V» программы «Созвездие» НАСА.
В силу того, что ЖРД J-2 был разработан в начале 1960-х годов и при этом отличался высокой надежностью, в большом количестве производились различные модификации первоначальной версии двигателя, которые велись в рамках различных космических программ.
Вторая ступень РН «Сатурн V» с пятью двигателями J-2. Экспериментальная программа увеличения эффективности ЖРД J-2 с названием J-2X, которое не следует путать с более поздним вариантом XXI века с тем же именем, была начата в середине 1960-х годов. Основным отличием модифицированной версии было введение пленочного охлаждения основной камеры сгорания («КС») с добавлением щелевидной полосы и отказ от камеры предварительного сгорания газогенератора. Таким образом схема работы двигателя была изменена с открытого генераторного цикла на модифицированный открытый цикл с фазовым переходом. В дополнение к уменьшению количества деталей, это позволило избавиться от проблемы синхронизации работы двух камер сгорания.
Дополнительные изменения включали в себя изменения в систему дросселирования для большей гибкости при эксплуатации, что потребовало также внесение изменений в систему подачи топлива для соответствующего изменения состава смеси при разных условиях давления в камере сгорания. Также был добавлен "спящий режим" (англ. Idle Mode), который производил небольшую тягу и мог быть использован для маневрирования на орбите, а также для упорядочивания топлива и окислителя в баках перед переходом в режим основной тяги. Конечными характеристиками двигателя стал увеличенный - по сравнению с базовой моделью - удельный импульс равный 436 сек и уменьшенная масса 1 467 кг.
В ходе разработки модификации двигателя Рокетдайном были созданы шесть доводочных двигателей J-2S. Эти изделия много раз проходили огневые испытания в период с 1965 по 1972 гг., с общей наработкой 30 858 сек. В 1972 году, когда стало понятно, что дальнейшие заказы на РН Сатурн V не поступят, была закончена программа испытаний. НАСА планировало использовать эту модификацию двигателя в различных программах и даже в течение некоторого времени предполагалось, что связка из пяти J-2S должна быть установлена на Спейс Шаттле, но эти первоначальные проекты не были реализованы и выбор был остановлен на новом ЖРД RS-24, который использует схему закрытого цикла.
Во время работы над ЖРД J-2S, НАСА также финансировало разработки с использованием турбомашины и прочих систем двигателя для создания нового клиновоздушного сопла. Это должно было увеличить эффективность двигателя, особенно в случае использования этой модификации на второй ступени РН Сатурн V «S-II», которая некоторую часть работы выполняла в атмосфере, а не в вакууме. Основное отличие этого двигателя от базовой модели J-2S, состояло в использовании тороидальной или кольцевой камеры сгорания, которая обеспечивала возможность использование центрального клина. Были созданы две модификации этого двигателя: первая, J-2T-200k с тягой 90.8 тс (890 кН), которая позволяла его использование на «S-II» и «S-IVB»; вторая, J-2T-250k с тягой 113.4 тс (1 112 кН). При этом в названии каждого из двигателей в правой части указывается их тяга в размерности «фунт-сила».
Так же как и в случае с J-2S, работы над J-2T проходили вместе с продолжительной серией огневых испытаний пробных двигателей на стендах, но последующее развитие остановилось после завершения программы «Аполлон» НАСА.
Огневые испытания плоского клиновоздушного двигателя XRS-2200 по программе X-33 Тридцатью годами позже, модифицированный ЖРД J-2S был снова использован и на этот раз в проекте космоплана НАСА «X-33». В данном случае немного модифицированный J-2S без сопла использовался в ряду других таких же J-2S для создания плоского клиновоздушного двигателя. Экспериментальные модели имели название XRS-2200. В ходе проекта «X-33» были построены три двигателя XRS-2200, которые прошли программу испытаний в Космическом центре им.Стенниса НАСА. Испытания одного двигателя были успешными, но программа была остановлена до завершения строительства испытательного стенда для второго двигателя. ЖРД XRS-2200 на уровне моря производит тягу 92.7 тс (909.3 кН) и обладает удельным импульсом 339 с, в вакууме тяга составляет 120.8 тс (1.2 мН), удельный импульс - 436.5 с. После дальнейшего развития и программы испытаний, проект был отклонен по причине нерешенности проблем с композитными топливными баками «X-33».
Масштабируемость двигателя с плоским клиновоздушным соплом была использована при создании более крупного варианта ЖРД RS-2200, который был предназначен для одноступенчатого космоплана «Венчур Стар» (англ. Venture Star) (Локхид Мартин). В своем последнем варианте, семь RS-2200, каждый с тягой 245.8 тс (2.4 мН), должны бли доставлять «Венчур Стар» на НОО. Развитие этого проекта было формально прекращено в начале 2001 года, когда программа X-33 не получила финансирования в рамках программы «Инициатива Космического Запуска». В Локхид Мартин было принято решение не продолжать развитие «Венчур Стар» без финансовой поддержки НАСА.
Иллюстрация ЖРД J-2X. Двигатель J-2 в музее. Новая версия двигателя, называемая J-2X, сейчас находится в разработке в рамках развития программы «Созвездие» НАСА и пилотируемого капсульного КА «Орион», который должен заменить космический челнок после 2010 г. Первоначально предполагалось использовать два J-2X на разгонной ступени лунного модуля (англ. Earth Departure Stage, EDS), каждый с тягой 133.4 тс (1.3 мН).[1]
Отказ от использования более совершенного двигателя ЖРД RS-24, используемого на челноке, был обоснован дороговизной модернизации этого двигателя из стартующего на Земле на запускаемый в воздухе двигатель. Также принимались в расчет необходимость испытаний RS-24 перед полетами и дороговизна их производства. По этим причинам, 18 февраля 2006 года НАСА остановило свой выбор на J-2X и для второй ступени пилотируемой РН «Арес I» с КА «Орион». Такая схема должна позволить произвести испытания РН «Арес I» в 2010 году, произвести первый запуск КА «Орион» в 2014 году, а использование одного двигателя на двух ракетах должно удешевить поддержку инфраструктуры в рамках программы «Созвездие».
Производить работы по модернизации поручено Рокетдайн в рамках контракта общей стоимостью 1.2 млрд.USD. Первые строительные работы на испытательных стендах для J-2X были начаты НАСА в Космическом центре им.Стенниса 23 августа 2007 года.[2] В период 2007-2008 гг было произведено девять испытаний двигателей J-2X.[3]
Основной целью модификации J-2X в рамках «Созвездия» являются упрощение и удешевление производства по сравнению с базовой моделью и по сравнению с ЖРД RS-24. Он сохранит текущую схему открытого генераторного цикла.[4] По сравнению с базовой моделью, двигатель должен будет обладать увеличенным удельным импульсом 448 - 465 сек, тягой 133.4 тс (1.3 мН) и массой 2 477 кг.
dal.academic.ru
