RL10

RL10 adalah sebuah mesin roket bahan bakar cair kriogenik yang digunakan pada Centaur, S-IV dan tahap atas DCSS. Dibangun di Amerika Serikat oleh Aerojet Rocketdyne (sebelumnya oleh Pratt & Whitney Rocketdyne), RL10 membakar cryogenic hidrogen cair & propelan oksigen cair, dengan masing-masing mesin memproduksi 64,7-110 kN (14,545-24,729 lbf) daya dorong dalam ruang hampa tergantung pada versi digunakan. RL10 adalah mesin roket yang pertama menggunakan cairan hidrogen yang akan dibangun di Amerika Serikat, dan pengembangan mesin oleh Marshall Space Flight Center dan Pratt & Whitney dimulai pada tahun 1950, dengan penerbangan pertama terjadi pada tahun 1961.

RL10

An RL10 at the U.S. Space & Rocket Center with cutaway showing tubing through the bell.
Negara asal	United States of America
Terbang pertama	1962 (RL10A-1)
Perancang	Pratt & Whitney/MSFC
Pembuat	Pratt & Whitney Space Propulsion Pratt & Whitney Rocketdyne Aerojet Rocketdyne
Penggunaan	Upper stage engine
Kendaraan terkait	Atlas Titan Delta IV Saturn I
Status	In production
Mesin propelan cair
Propelan	Liquid oxygen / Liquid hydrogen
Rasio campuran	5.5 or 5.85:1
Siklus	Expander cycle
Konfigurasi
Rasio pipa	84:1 or 280:1
Kinerja
Daya dorong (hampa)	110 kN (25.000 lbf)
Isp (vac.)	450 hingga 4.655 detik (4,41 hingga 45,65 km/s)
Lama pembakaran	700 seconds
Dimensi
Panjang	414 m (1.358 ft) (nozzle extended)
Diameter	213 m (699 ft)
Berat kering	277 kg (611 pon)
Digunakan pada
Centaur S-IV DCSS
Referensi
Referensi	[1]
Catatan	Performance values and dimensions are for RL-10B-2.

Variants

Version	Status	First flight	Dry mass	Thrust	Isp (vac)	Length	Diameter	T:W	O:F	Expansion ratio	Chamber pressure	Burn time	Associated stage	Notes
RL10A-1	Retired	1962	131 kg (289 pon)	667 kN (150.000 lbf)	425 s (4,17 km/s)	173 m (568 ft)	153 m (502 ft)	52:1		40:1		430 s	Centaur A	Prototype [2][3][4]
RL10A-3	Retired	1963	131 kg (289 pon)	656 kN (147.000 lbf)	444 s (4,35 km/s)	249 m (817 ft)	153 m (502 ft)	51:1	5:1	57:1	3.275 bar (327.500 kPa)	470 s	Centaur B/C/D/E S-IV	[5]
RL10A-4	Retired	1992	168 kg (370 pon)	925 kN (208.000 lbf)	449 s (4,40 km/s)	229 m (751 ft)	117 m (384 ft)	56:1	5.5:1	84:1		392 s	Centaur IIA	[6]
RL10A-4-1	Retired	2000	167 kg (368 pon)	991 kN (223.000 lbf)	451 s (4,42 km/s)		153 m (502 ft)	61:1		84:1		740 s	Centaur IIIA	[7]
RL10A-4-2	In production	2002	167 kg (368 pon)	991 kN (223.000 lbf)	451 s (4,42 km/s)		153 m (502 ft)	61:1		84:1		740 s	Centaur IIIB Centaur V1 Centaur V2	[8]
RL10A-5	Retired	1993	143 kg (315 pon)	647 kN (145.000 lbf)	373 s (3,66 km/s)	107 m (351 ft)	102 m (335 ft)	46:1	6:1	4:1		127 s	DC-X	[9]
RL10B-2	In production	1998	277 kg (611 pon)	110 kN (25.000 lbf)	462 s (4,53 km/s)	414 m (1.358 ft)	213 m (699 ft)	40:1	5.85:1	280:1	4.412 bar (441.200 kPa)	700 s	Delta Cryogenic Second Stage	[1]
RL10B-X	Cancelled		317 kg (699 pon)	934 kN (210.000 lbf)	470 s (4,6 km/s)		153 m (502 ft)	30:1		250:1		408 s	Centaur B-X	[10]
CECE	In development		160 kg (350 pon)	667 kN (150.000 lbf)	>445 s (4,36 km/s)	153 m (502 ft)								Base demonstrator [11][12]
RL10C-1	In testing	12/2014	191 kg (421 pon)	10.631 kN (2.390.000 lbf)	4.485 s (43,98 km/s)	222 m (728 ft)	144 m (472 ft)	57:1	5.88:1	130:1		2000	Centaur	[13][14]

Specifications

Original RL10

• Thrust (altitude): 15,000 lbf (66.7 kN)^[3]
• Burn Time: 470 s^[3]
• Design: Expander cycle^{[butuh rujukan]}
• Specific impulse: 433 detik (4,25 km/s)^{[butuh rujukan]}
• Engine weight - dry: 298 lb (135 kg)
• Height: 68 in (1.73 m)
• Diameter: 39 in (0.99 m)
• Nozzle expansion ratio: 40 to 1
• Propellants: Liquid Oxygen & Liquid Hydrogen
• Propellant flow: 35 lb/s (16 kg/s)
• Contractor: Pratt & Whitney
• Vehicle application: Saturn I / S-IV 2nd stage - 6-engines
• Vehicle application: Centaur upper stage - 2-engines

Current design

Second stage of a Delta IV Medium rocket featuring an RL10B-2 engine.

RL10B-2 Specifications

• Thrust (altitude): 24,750 lbf (110.1 kN)^[15]
• Design: Expander cycle^[16]
• Specific impulse: 464 detik (4,55 km/s)^[15]
• Engine weight - dry: 610 lb (277 kg)^[15]
• Height: 163 in (4.14 m)^[15]
• Diameter: 87 in (2.21 m)^[15]
• Expansion ratio: 250 to 1
• Mixture ratio: 5.85 to 1 ^[15]
• Propellants: Liquid oxygen & liquid hydrogen^[15]
• Propellant flow: Oxidizer 41.42 lb/s (20.6 kg/s), fuel 7.72 lb/s (3.5 kg/s)^[15]
• Contractor: Pratt & Whitney
• Vehicle application: Delta III, Delta IV second stage (1 engine)

RL10A-4-2

The other current model, the RL10A-4-2, is the engine used on Centaur upper stage for Atlas V.^[15]

Lihat pula

• BE-3 – mesin berbahan bakar hidrogen yang saat ini dioperasikan oleh Blue Origin
• SpaceX Raptor – mesin berbahan bakar metana yang dikembangkan oleh SpaceX
• Merlin – mesin operasional berbahan bakar minyak tanah oleh SpaceX
• BE-4 (Blue Engine 4) – mesin berbahan bakar metana yang dikembangkan oleh Blue Origin
• Wahana peluncur antariksa
• Mesin roket
• RD-0124
• YF-40
• YF-73
• YF-75
• YF-79
• AJ-10
• CE-20
• CE-7.5
• LE-5
• M10 (mesin roket)
• RD-0146
• RD-8 (mesin roket)