RL10

El RL10 es un motor de cohete criogénico de combustible líquido usado en las etapas superiores Centauro, S-IV y Delta Criogénico Segunda Etapa (DCSS). Construido en los Estados Unidos por Aerojet Rocketdyne (anteriormente por Pratt & Whitney Rocketdyne), el RL10 quema hidrógeno líquido criogénico y propulsores de oxígeno líquido, con cada motor produciendo 64.7 a 110 kN (14.545-24.729 lbf) de empuje en vacío dependiendo de la versión En uso. El RL10 fue el primer motor de cohete de hidrógeno líquido que se construyó en los Estados Unidos, y el desarrollo del motor por Centro Marshall de vuelos espaciales y Pratt & Whitney comenzó en la década de 1950, con el primer vuelo que ocurre en 1961. Varias versiones del motor han sido voladas, con dos, el RL10A-4-2 y el RL10B-2, que aún se producen y vuelan en el Atlas V y Delta IV.

RL10
Un RL10 en el Centro de Espacios y Cohetes de Estados Unidos con un corte que muestra el tubo a través de la campana
País de origen	Estados Unidos
Primer vuelo	1962 (RL10A-1)
Fabricante	Pratt & Whitney Space Propulsion Pratt & Whitney Rocketdyne Aerojet Rocketdyne
Aplicación	Plataforma superior
Usado en	Centauro, S-IV, Atlas V y Delta IV
Estado	En producción
Características de la combustión
Propergol	hidrógeno líquido / oxígeno líquido
Proporción	84:1 o 280:1
Ciclo	Ciclo de expansión
Rendimiento
Empuje (vacío)	450 a 465,5 segundos (4,413 a 4,565 km/s)
Tiempo de quemado	700 segundos
Dimensiones
Longitud	4.14 m (boquilla extendida)
Diámetro	2,13 m (7 pies 0 pulg)
Peso en seco	277 kg (611 lb)
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Un motor RL10, como el que se muestra arriba, se utilizará como motor de segunda etapa en las etapas superiores de la Etapa de Propulsión Criogénica Interina y Etapa Superior de Exploración (EUS).

Segunda etapa de un cohete Delta IV Medium con motor RL10B-2

El motor produce un impulso específico (Isp) de 373 a 470 s (3,66-4,61 km/s) en vacío y tiene una masa de 131 a 317 kg (dependiendo de la versión). Se utilizaron seis motores RL10A-3 en la segunda etapa S-IV del cohete Saturn I, uno o dos motores RL10B-2 se usan en las etapas superiores de los cohetes Atlas y Titan y se utiliza un RL10B-2 en la etapa superior de Cohetes Delta IV.

Actualmente está en desarrollo una nueva versión, RL10C-X, que emplea fabricación aditiva para algunos componentes, como los inyectores y la cámara de combustión.^[1]

Especificaciones

Original RL10

• Empuje (altitud): 15.000 lbf (66.7 kN)^[2]
• Tiempo de quemado: 470 s^[2]
• Diseño: Ciclo de expansión
• Impulso específico: 433 segundos (4.25 km/s)
• Peso del motor seco: 298 lb (135 kg)
• Altura: 68 pulgadas (1,73 m)
• Diámetro: 39 pulg (0,99 m)
• Relación de expansión de la boquilla: 40 a 1
• Propulsores: Oxígeno Líquido y Hidrógeno Líquido
• Flujo del propulsor: 35 lb/s (16 kg/s)
• Contratista: Pratt & Whitney
• Aplicación del vehículo: Saturno I / S-IV 2ª etapa-6 motores

• Aplicación del vehículo: Centauro etapa superior-2 motores

Diseño actual

RL10B-2 Especificaciones

• Empuje (altitud): 24.750 lbf (110.1 kN)^[3]
• Diseño: Ciclo de expansión^[4]
• Impulso específico: 464 segundos (4.55 km/s)^[3]
• Peso del motor - seco: 610 lb (277 kg)^[3]
• Altura: 163 pulgadas (4.14 m)^[3]
• Diámetro: 87 pulg (2,21 m)^[3]
• Relación de expansión: 280 a 1
• Relación de mezcla: 5,88 a 1^[3]
• Propulsores: Oxígeno líquido y hidrógeno líquido^[3]
• Flujo del propulsor: Oxidante 41,42 lb / s (20,6 kg/s), combustible 7,72 lb / s (3,5 kg/s)^[3]
• Contratista: Pratt & Whitney
• Aplicación del vehículo: Delta III, Delta IV segunda etapa (1 motor)

RL10A-4-2

• El otro modelo actual, el RL10A-4-2, es el motor usado en la etapa superior de Centaur para Atlas V.^[3]

Variantes

Versión	Estado	Primer vuelo	Masa en seco	Empuje	I sp (vac)	Longitud	Diámetro	T: W	DE	Relación de expansión	Presión de la cámara	Tiempo de quemado	Etapa asociada	Notas
RL10A-1	Retirado	1962	131kg	67 kN 15000 lbf	425s	1.73m	1.53m	52:1		40:1		430 s	Centaur A	Prototipo [5][2][6]
RL10A-3	Retirado	1963	131kg	65.6kN	444s	2.49m	1.53m	51:1	5:1	57:1	32.75 bar	470 s	Centaur B/C/D/E S-IV	[7]
RL10A-4	Retirado	1992	168kg	92.5kN	449s	2.29m	1.17m	56:1	5.5:1	84:1		392 s	Centaur IIA	[8]
RL10A-4-1	Retirado	2000	167kg	99.1kN	451s		1.53m	61:1		84:1		740 s	Centaur IIIA	[9]
RL10A-4-2	En producción	2002	167kg	99.1kN	451s		1.17m	61:1		84:1		740 s	Centaur IIIB Centaur V1 Centaur V2	[10][11]
RL10A-5	Retirado	1993	143kg	64.7kN	373s	1.07m	1.02m	46:1	6:1	4:1		127 s	DC-X	[12]
RL10B-2	En producción	1998	277kg	110kN	462s	4.14m	2.13m	40:1	5.88:1	280:1	44.12 bar	700 s	Delta Cryogenic Second Stage	[13]
RL10B-X	Cancelado		317kg	93.4kN	470s		1.53m	30:1		250:1		408 s	Centaur B-X	[14]
CECE	Proyecto Demonstrador		160kg	67 kN 15000 lbf, Acelerar a 5–10%	>445s	1.53m								[15][16]
RL10C-1	En producción	2014	190kg	101.8 kN 22890 lbf	449.7s	2.22m	1.44m	57:1	5.5:1	130:1		2000 s	Centaur SEC	[17][18][19][11]