RL10

RL10 — это семейство американских жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах топлива: жидком водороде (горючее) и жидком кислороде (окислитель). Разработан и производится компанией Aerojet Rocketdyne (в настоящее время — подразделение L3Harris Technologies). Двигатели RL10 используются преимущественно в качестве маршевых двигателей верхних ступеней ракет-носителей и отличаются высокой эффективностью (удельным импульсом) благодаря применению цикла сгорания с дожиганием генераторного газа и водородному топливу.

История

Разработка двигателя RL10 началась в конце 1950-х годов по заказу НАСА для программы «Сатурн». Первый вариант, RL10A-1, был испытан в 1958 году. В 1961 году двигатель был сертифицирован для полётов, а в 1963 году впервые применён на ракете «Атлас-Центавр». С тех пор RL10 стал одним из самых долгоживущих и проверенных ракетных двигателей в мире, пройдя множество модернизаций.

Ключевым этапом стало создание модификации RL10B-2 для верхней ступени ракеты Delta IV (первый полёт — 2002 год) и RL10C-1 для ракеты Vulcan Centaur (первый полёт — 2024 год). В 1980-х годах двигатель также использовался в составе разгонного блока «Центавр» для запусков межпланетных станций, включая миссии к Юпитеру и Сатурну. После распада СССР и перехода к рыночной экономике RL10 оставался основным водородным двигателем для непилотируемых пусков США до появления двигателя RS-25 (Space Shuttle) и современных разработок.

В 2010-х годах в связи с ужесточением требований к многоразовости и снижению стоимости пусков началась программа модернизации RL10C-X, направленная на внедрение технологий 3D-печати и снижение себестоимости производства.

Конструкция и принцип работы

Основные элементы

RL10 представляет собой однокамерный двигатель с закрытой схемой газогенераторного цикла. Отличительная особенность — использование регенеративного охлаждения камеры сгорания и сопла жидким водородом, который проходит через систему каналов в стенках, охлаждая их, а затем подаётся в камеру сгорания.

Основные компоненты:

• Камера сгорания — выполнена из медного сплава с каналами для охлаждения.
• Сопло — коническое или колоколообразное (в зависимости от модификации), также с системой охлаждения. В модификации RL10B-2 сопло выполнено из углерод-углеродного композита и является частью системы «ниппель» (англ. nozzle extension) для увеличения степени расширения.
• Турбонасосный агрегат (ТНА) — приводится в действие газом, вырабатываемым в газогенераторе (работающем на компонентах, взятых от основного потока). Газ после турбины дожигается в камере сгорания, что повышает эффективность.
• Система запуска — включает пиротехнические устройства для первого зажигания, а также клапаны подачи компонентов.

Цикл

Двигатель использует так называемый «смол-стэйдж» (англ. small-stage cycle) или газогенераторный открытый цикл, но с дожиганием газа в камере сгорания (расширительный цикл). Жидкий водород под высоким давлением подаётся в систему охлаждения, где нагревается до газообразного состояния, а затем используется для привода турбины. Отработанный газ после турбины сбрасывается в камеру сгорания, что позволяет увеличить тягу и удельный импульс. Окислитель подаётся отдельно. Отсутствие сложных газогенераторов с программированной подачей упрощает конструкцию, но накладывает ограничения на максимальное давление в камере — в RL10 оно составляет около 400–500 атмосфер (в зависимости от модификации).

Топливо

В качестве компонентов топлива используются:

• Горючее: жидкий водород (LH2) — температура кипения около 20 K (−253 °C).
• Окислитель: жидкий кислород (LOX) — температура кипения около 90 K (−183 °C).

Оба компонента являются криогенными, что требует теплоизоляции и поддержания низких температур в баках и магистралях до самого момента запуска. Из-за этого RL10 может быть перезапущен в полёте (многократное включение) только при условии наличия системы наддува баков и поддержания криогенной среды.

Характеристики (основные модификации)

Примечание: Тяга указана в вакууме, так как двигатель используется только в условиях безвоздушного пространства или при низком давлении (разгонная ступень работает на больших высотах).

Модификации

RL10A-4 и RL10A-4-2

Наиболее массовая версия, устанавливаемая на верхнюю ступень ракет Atlas V и Delta IV (начиная с 2002 года). Отличается наличием длинного керамического сопла для увеличения степени расширения и, соответственно, удельного импульса. Двигатель может быть многократно перезапущен (до 5 раз) за счёт системы холодного пуска.

RL10B-2

Узкоспециализированная модификация для ракеты Delta IV Heavy (верхняя ступень RS-68 в паре с RL10B-2). Имеет наибольший среди всей серии удельный импульс (465 с) благодаря очень длинному композитному соплу. Используется только в варианте с двухдвигательной схемой. Масса двигателя увеличена из-за более массивного сопла.

RL10C-1

Современная модификация, разработанная для ракеты Vulcan Centaur (совместное предприятие ULA). Представляет собой гибрид из камеры сгорания от RL10A-4 и сопла от RL10B-2. Оснащена более современной системой управления и может работать в цикле с многократным запуском. Первый полёт — 8 января 2024 года (миссия Peregrine).

RL10C-X

Экспериментальная версия с широким внедрением аддитивных технологий (3D-печать металлических деталей, в частности, форсунок и компонентов камеры сгорания). Цель — снижение стоимости и времени производства. Испытания начаты в 2023 году.

Применение

Двигатели RL10 традиционно используются на разгонных блоках (upper stages) американских ракет-носителей:

• Centaur (разгонный блок) — Atlas V (с 2002 г.) и Vulcan Centaur (с 2024 г.). На Centaur устанавливался один или два двигателя RL10A-4 или RL10C-1. Блок Centaur также использовался для беспилотных пусков в рамках лунных и марсианских программ.
• Delta IV — верхняя ступень Delta Cryogenic Second Stage (DCSS) оснащалась двумя двигателями RL10B-2. После завершения эксплуатации Delta IV в 2024 году эта модификация снята с производства.
• Titan IV — в модификации Titan IV-B с разгонным блоком Centaur использовались RL10A-4.
• Space Launch System (SLS) (начало эксплуатации — 2022 г.) — верхняя ступень (Interim Cryogenic Propulsion Stage, ICPS) оснащается одним двигателем RL10A-4-2 для разгона пилотируемого корабля Orion к Луне. Планируется, что после 2025 года ICPS будет заменён на Exploration Upper Stage (EUS) с четырьмя RL10C-1.

Кроме того, RL10 использовались в качестве маршевых двигателей на некоторых лунных и межпланетных аппаратах (например, на станциях серии «Маринер» и «Пионер»).

Интересные факты

• RL10 — один из немногих ракетных двигателей, которые работают на жидком водороде и при этом являются одними из самых эффективных (удельный импульс в вакууме превышает 450 с, что близко к теоретическому пределу для химических ракет).
• Первый полёт RL10 состоялся в 1963 году на ракете «Атлас-Центавр AC-2». Этот же двигатель в модификации RL10A-3 участвовал в первой американской межпланетной миссии — «Сервейер-1» (1966 год).
• Все двигатели RL10, выпущенные с 1960-х годов, суммарно совершили более 800 запусков (по состоянию на 2024 год) — это один из самых высоких показателей среди криогенных двигателей.
• В рамках программы модернизации RL10C-X компания Aerojet Rocketdyne заявила, что стоимость производства двигателя может быть снижена на 30–50% за счёт 3D-печати.

Критика

Основные недостатки RL10 связаны с его высокой стоимостью (от 5 до 10 млн долларов за двигатель в зависимости от модификации) и сложностью эксплуатации криогенных компонентов (необходимость заправки непосредственно перед пуском, ограниченное время хранения в заправленном состоянии). Также двигатель достаточно «капризен» в отношении запуска в условиях невесомости — для повторного запуска требуется вентиляция и наддув баков, что усложняет схему разгонного блока.

Источники

• Sutton, G. P., Rocket Propulsion Elements, 8th ed., John Wiley & Sons, 2010 (глава 6).
• Aerojet Rocketdyne. «RL10 Engine Fact Sheet», 2023.
• NASA Glenn Research Center. «Centaur Upper Stage History», 2005.
• ULA. «Vulcan Centaur User’s Guide», 2022.
• Space Launch System (SLS) — Interim Cryogenic Propulsion Stage (ICPS) Technical Data, NASA Marshall Space Flight Center, 2020.