Технические характеристики Джак J2. J2 двигатель характеристики


J-2 (ракетный двигатель) - это... Что такое J-2 (ракетный двигатель)?

J-2 (Джей-2) Тип: Топливо: Окислитель: Камер сгорания: Страна: Использование: Время эксплуатации: Применение: Производство: Конструктор: Варианты: Массогабаритныехарактеристики Рабочие характеристики Тяга: Удельный импульс: Время работы: Степень расширения: Отношение окислитель/топливо: Тяговооружённость:
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.

Модификации

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.

J-2S

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.

J-2T

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.

XRS-2200 и RS-2200

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.

J-2X

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.

См. также

Примечания

Ссылки

dic.academic.ru

definition of j-2 (ракетный двигатель) and synonyms of j-2 (ракетный двигатель) (Russian)

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

J-2 (Джей-2)Тип:Топливо:Окислитель:Камер сгорания:Страна:Использование:Время эксплуатации:Применение:Производство:Конструктор:Варианты:МассогабаритныехарактеристикиРабочие характеристикиТяга:Удельный импульс:Время работы:Степень расширения:Отношение окислитель/топливо:Тяговооружённость:
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.

Модификации

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.

J-2S

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.

J-2T

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.

XRS-2200 и RS-2200

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.

J-2X

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.

См. также

Примечания

Ссылки

dictionary.sensagent.com

j-2 (ракетный двигатель) Википедия

У этого термина существуют и другие значения, см. J (значения). Тип Топливо Окислитель Камер сгорания Страна Использование Время эксплуатации Применение Производство Конструктор Варианты Массогабаритныехарактеристики Рабочие характеристики Тяга Удельный импульс Время работы Степень расширения Отношение окислитель/топливо Тяговооружённость
J-2 (Джей-2)
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
 J-2 (Джей-2) на Викискладе

«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.

Модификации

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.

J-2S

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.

J-2T

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».

XRS-2200 и RS-2200

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.

J-2X

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.

Примечания

Литература

  • Robert E. Bilstein. Stages to Saturn: a technological history of the Apollo/Saturn launch vehicles. — Gainesville: University of Florida Press, 2003. — ISBN 0-8130-2691-1.

Ссылки

  • J-2 Encyclopedia Astronautica
  • J-2S Encyclopedia Astronautica

wikiredia.ru

габариты, размеры кузова, доступные двигатели и комплектации

Кузов
Объем багажника максимальный 210 л
Объем багажника минимальный 210 л
Полная масса 1290 кг
Снаряженная масса 915 кг
Дорожный просвет 150 мм
Колея задняя 1402 мм
Грузоподъёмность 375 кг
Колея передняя 1413 мм
Высота 1475 мм
Длина 3535 мм
Количество мест 5
Ширина 1640 мм
Колёсная база 2390 мм
Двигатель
Расположение цилиндров Рядный
Количество клапанов на цилиндр 4
Обороты максимального крутящего момента 3500 об/мин
Количество цилиндров 3
Тип впуска Распределенный впрыск
Обороты максимальной мощности до 6 000 об/мин
Тип двигателя Бензиновый
Максимальный крутящий момент 90 Н*м
Объем двигателя 999 см3
Мощность двигателя 68 л.с.
Трансмиссия и управление
Количество передач 5
Тип КПП Механика
Диаметр разворота 10 м
Привод Передний
Эксплуатационные показатели
Экологический стандарт EURO IV
Расход топлива в смешанном цикле на 100 км 4.1 л
Объём топливного бака 35 л
Марка топлива АИ-95
Максимальная скорость 140 км/ч
Подвеска и тормоза
Задние тормоза Барабанные
Передние тормоза Дисковые вентилируемые
Задняя подвеска Полузависимая, Торсионная балка
Передняя подвеска Независимая, Стойки МакФерсон

wikidrive.ru

габариты, размеры кузова, доступные двигатели и комплектации

Кузов
Количество мест 5
Колея задняя 1450 мм
Грузоподъёмность 545 кг
Полная масса 1685 кг
Снаряженная масса 1140 кг
Ширина 1702 мм
Объем багажника максимальный 393 л
Объем багажника минимальный 393 л
Высота 1393 мм
Колея передняя 1465 мм
Длина 4448 мм
Колёсная база 2550 мм
Двигатель
Обороты максимальной мощности от 6 100 об/мин
Максимальный крутящий момент 143 Н*м
Тип впуска Распределенный впрыск
Расположение цилиндров Рядный
Количество цилиндров 4
Количество клапанов на цилиндр 4
Мощность двигателя 116 л.с.
Ход поршня 85 мм
Объем двигателя 1599 см3
Диаметр цилиндра 77.4 мм
Наличие интеркулера Есть
Тип двигателя Бензиновый
Обороты максимального крутящего момента 3000 об/мин
Трансмиссия и управление
Диаметр разворота 11.2 м
Количество передач 4
Привод Передний
Тип КПП Автомат
Эксплуатационные показатели
Объём топливного бака 55 л
Расход топлива в городе на 100 км 12.9 л
Расход топлива на шоссе на 100 км 6.7 л
Расход топлива в смешанном цикле на 100 км 9 л
Запас хода от 430 до 820 км
Экологический стандарт EURO II
Разгон до 100 км/ч 12.9 сек
Марка топлива АИ-92
Максимальная скорость 177 км/ч
Подвеска и тормоза
Задние тормоза Барабанные
Передние тормоза Дисковые вентилируемые
Задняя подвеска Винтовые пружины
Передняя подвеска Независимая, Стойки МакФерсон, Стабилизатор поперечной устойчивости

wikidrive.ru