AJ-10
Motore a razzo AJ10
AJ10-118K di un lanciatore Delta II
| Tipo di motore | Alimentazione gas pressurizzata |
|---|---|
| Ergols | perossido di azoto / Aérozine 50 |
| Spinta | 47 kNewton (sotto vuoto) |
| Pressione della camera di combustione | 7-9 bar |
| Impulso specifico | 319 s. (vuoto) |
| Riaccensione | Secondo la versione |
| Motore orientabile | sì |
| Massa | 90-100 kg (a secco) |
| Diametro | 2,21 m |
| Rapporto spinta / peso | 0,84 m |
| Durata dell'operazione | 444 s |
| Modello descritto | AJ10-118K |
| uso | piano superiore |
|---|---|
| Launcher | Vanguard , Thor-Able (en) , Atlas-Able (en) , Titan e Delta II |
| Primo volo | ~ 1958 |
| Stato | in produzione |
| Nazione | stati Uniti |
|---|---|
| Costruttore | Aerojet |
AJ-10 o AJ10 designa una famiglia di motori a razzo a propellente liquido della società americana Aerojet il cui sviluppo iniziò nel 1955. Le diverse versioni di questo motore dal design semplice hanno giocato un ruolo importante nella storia del volo spaziale negli Stati Uniti stadi del razzo in funzione in quattro decenni: Vanguard , Thor-Able (dentro) , Atlas-Able (dentro) , Titan e Delta II . Una versione di questo motore equipaggiava anche la navicella spaziale Apollo e la navetta spaziale americana . La versione AJ10-104 è stata il primo motore di bordo riaccendibile. Da un punto di vista tecnico si tratta di un motore con una spinta di circa 3 tonnellate (fino a 9 tonnellate per la navicella Apollo) che brucia una miscela ipergolica di UDMH e acido nitrico per i primi. E versioni successive di perossido di azoto e Aerozine 50 . Il motore è alimentato attraverso i serbatoi pressurizzati propellente dal elio .
Storico
Messa a punto del motore: la propulsione del secondo stadio del lanciatore Vanguard
Il progetto per il primo lanciatore americano, il razzo Vanguard , iniziò nel 1955. Il secondo stadio del lanciatore doveva inizialmente derivare dal razzo dal suono Aerobee-Hi sviluppato dalla compagnia Aerobee. Ma il suo motore non soddisfa le specifiche. Aerojet viene caricato in base a un contratto stipulato il14 novembre 1955con la Martin Company, sviluppatore del Vanguard, per costruire un motore specifico, chiamato AJ10-37, per spingere il secondo stadio. Il produttore seleziona la miscela ipergolica UDMH e acido nitrico che si accende spontaneamente ed elimina così la necessità di un sistema di accensione. Nonostante il sovrappeso indotto nei serbatoi per mantenere la pressione, il produttore sceglie un'alimentazione di gas pressurizzato (in questo caso elio) rispetto a una turbopompa i cui movimenti rotazionali avrebbero prodotto coppie di forza. Difficile da escludere dal sistema di controllo dell'assetto del lanciatore . Il raffreddamento è rigenerativo: il carburante circola in tubi di alluminio che formano la parete della camera di combustione. Una versione che utilizza un'unica parete di acciaio inox viene testata con successo per lunghi periodi di tempo ma non viene scelta perché porta ad un sovrappeso di circa 9 kg . il primo volo riuscito ha luogo17 marzo 1958. Durante i voli successivi, il motore ha causato diversi guasti di varia origine.
L'AJ10-40 è una versione leggermente diversa sviluppata per alimentare lo stadio superiore del razzo Able montato su un missile Thor. L'AJ-40 è stato sviluppato nel 1957 per soddisfare le esigenze dei militari americani che volevano testare il rientro atmosferico delle testate dei loro missili nucleari. La spinta è leggermente superiore e la struttura viene modificata per adattarsi alla nuova fase. Una versione per uso civile con caratteristiche equivalenti, chiamata AJ10-41, è in fase di sviluppo per lanciare le sonde spaziali lunari Pioneer . Il lanciatore a tre fasi risultante Thor-Able (en) viene avviato per la prima volta il17 agosto 1958. Una terza variante, l'AJ10-42 viene utilizzata durante il 1 ° metà del 1959 per testare il funzionamento di guidare il futuro Titan missile utilizzando una versione a due stadi del lanciatore Thor-Able (a) . Infine la versione AJ10-101A con una spinta leggermente superiore (34,76 kN) viene utilizzata per lanciare diversi satelliti tra i7 agosto 1959 e il 1 ° mese di aprile 1960.
La versione riavviabile: il palco Able-Star
Nel Luglio 1959L'ARPA decide di avviare lo sviluppo di una versione del motore che possa funzionare due volte e mezzo più a lungo e che possa essere riavviato in orbita per consentire l'iniezione di satelliti in orbite più precise. Aerojet viene incaricato di sviluppare un motore rustico utilizzando, se possibile, componenti già testati nelle versioni precedenti del motore. Tuttavia, l'Air Force richiede che l'acido nitrico venga sostituito da acido nitrico fumante rosso probabilmente perché è stato utilizzato dallo stadio Agena. Altre modifiche includono una spinta leggermente aumentata, un'estensione dell'ugello opzionale che aumenta il rapporto di sezione da 20 a 40 e un sistema di propulsione indipendente che utilizza azoto che consente di premere i propellenti sul fondo dei serbatoi prima di riavviare il motore. L'AJ10-104 è rapidamente sviluppato ed equipaggia un palco Able-Star rinominato allungato rispetto al palco Able. Il lanciatore Thor-Ablestar è stato lanciato per la prima volta il13 aprile 1960. L'ultimo razzo di questo tipo verrà lanciato13 agosto 1965.
La versione con rivestimento ablativo: il palco Transtage
La versione AJ10-138 che equipaggia lo stadio Transtage del razzo Titan 3 è stata sviluppata da Aérojet all'incirca nello stesso periodo dell'AJ10-137 che aziona il modulo di comando e servizio Apollo . Condivide la stessa architettura ma è la metà della potenza. In questo modo ha una camera di combustione mantenuta al di sotto della temperatura critica da un rivestimento interno ablativo (che evapora per effetto del calore), il cui sviluppo richiederà molto tempo. L' ugello montato su un giunto cardanico ha un rapporto di sezione di 1/40. È in parte realizzato in columbium ricoperto da uno strato di alluminio e dissipa il calore per irraggiamento . Ogni motore ha una massa di 100 kg . Il primo volo ha luogo1 ° settembre 1964.
Versioni e caratteristiche tecniche
L'AJ10 è un motore a razzo a propellente liquido progettato per azionare gli stadi superiori di un lanciatore. Brucia una miscela ipergolica di UDMH e acido nitrico per le prime versioni e successivamente perossido di azoto e Aerozine 50 . Il motore è alimentato a gas pressurizzato ( elio ), che ha il vantaggio di essere semplice ed affidabile. La maggior parte delle versioni ha una massa compresa tra 90 e 100 kg .
Le principali versioni dell'AJ10 sviluppate sono le seguenti:
AJ10-37 (Vanguard)
AJ10-40 / 41/42/101 (livello in grado di lanciatori Thor / Delta)
La spinta va da 34,7 a 37 kN e la durata della propulsione si moltiplica per 2,5 passando a 300 secondi. Il motore può anche essere riavviato, il primo nella storia della propulsione spaziale.
AJ10-4104 (piano Able-Star)
AJ10-137 (astronave Apollo)
L'AJ10-137 è una versione derivata dell'AJ10 sviluppata per azionare la navicella spaziale Apollo e denominata SPS ( Service Propulsion System ). Questo gioca un ruolo centrale nella missione perché viene utilizzato per l'inserimento in orbita attorno alla Luna, quindi per lasciare questa orbita una volta che l'equipaggio è tornato dalla superficie della Luna oltre che per effettuare correzioni di rotta durante i transiti di andata e di ritorno. tra la Terra e la Luna. Nel caso in cui una missione debba essere interrotta all'inizio del transito tra la Terra e la Luna ha anche la capacità di riportare la nave sulla Terra. È stato scelto per essere abbastanza potente da cambiare la velocità del veicolo spaziale da 45 tonnellate (prima della separazione del modulo lunare) a 2,8 km / s . L' AJ10-137 di Aerojet è una versione modificata di un motore a razzo che originariamente spingeva il razzo Vanguard . Il motore proposto, l'AJ10-137, deriva direttamente da una versione di stadio superiore del missile balistico intercontinentale Titan . Questo motore a razzo a propellente liquido brucia una miscela di perossido azoteet di aerozine 50 con una spinta di 9,1 tonnellate (91 kN) con un impulso specifico nel vuoto di 314,5 secondi. L'affidabilità era un criterio di selezione essenziale perché l'equipaggio non avrebbe avuto ricorso in caso di guasto di questo motore una volta lontano dalla Terra. Si ottiene dalla scelta di propellenti ipergolici (che si accendono spontaneamente quando i due propellenti si uniscono), l'alimentazione da gas pressurizzato ( elio ) che evita la complessità insita nelle turbopompe (a discapito delle prestazioni), una spinta non modulabile e quindi più semplice e l'esistenza di un doppio circuito di alimentazione, pressurizzazione e controllo del serbatoio. Per adempiere alla sua missione, il motore può essere riacceso 50 volte e il tempo di combustione totale è di 750 secondi. Per ridurre la massa del motore, gli iniettori sono in alluminio e vengono raffreddati utilizzando i due propellenti. La camera di combustione è mantenuta al di sotto della temperatura critica da un rivestimento interno ablativo (che evapora per effetto del calore). I propellenti vengono iniettati con una pressione di 11 bar. Questo scende a 7 bar nella camera di combustione. L' ugello , che ha la forma di un portauovo, è molto allungato - sporge di 2,84 metri dalla parte inferiore del modulo di servizio mentre la parte del motore inserita nel modulo è alta 1,22 metri per 1,12 metri di diametro - perché la sua sezione il rapporto di 1: 62,5 è ottimizzato per il funzionamento a vuoto. È realizzato nella sua parte superiore in titanio ed essenzialmente in niobio ricoperto da uno strato di alluminio . Il calore viene dissipato per irraggiamento . Il motore è orientabile grazie a martinetti fissati alla sommità dell'ugello che possono spostare il proprio asse di 5,5 ° da quello della navicella.
AJ10-138 (Titan 3)
AJ10-118k (lanciatore Delta II)
Il secondo stadio del lanciatore Delta II è alimentato da un motore a razzo Aerojet AJ10-118K con una spinta di 4 tonnellate con impulso specifico di 319 secondi che consuma combustibili ipergolici ( perossido di azoto e idrazina ) e può essere riacceso più volte. Il carburante molto corrosivo richiede che il varo avvenga meno di 37 giorni dopo il rifornimento pena un ricondizionamento dello stadio in fabbrica. Il tempo di funzionamento totale del motore è di 431 secondi.
Riepilogo delle caratteristiche tecniche delle principali versioni
| AJ10-37 | AJ10-40 / 41/42/101 | AJ10-104 | AJ10-138 | AJ10-137 | AJ10-190 | AJ10-118K | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Piano | Secondo piano | Capace | Ablestar | Transtage | Astronave Apollo | Motori di manovra orbitale OMS |
Delta K |
| Launcher | Avanguardia | Thor-Able (en) | Thor Ablestar (en) | Titan II / III | - | Navetta spaziale americana | Delta II |
| uso | 1957-1959 | 1958-1960 | 1960- | 1964-1980 | 1964-1975 | 1972- | |
| N. di motori utilizzati | 14 | 21 (40?) | 31 | 80 | ? | 127 | |
| Spinta | 33,8 kN. | 34,69 kN | 35,10 kN | 35,6 kN | 97,5 kN | 26,7 kN | 43,40 kN |
| Impulso specifico | 271 s. | 270 s. | 278 s. | 311 s. | 312 s. | 313 s. | 321 s |
| Ergols |
UDMH / acido nitrico |
UDMH / Acido nitrico fumante rosso |
perossido di azoto / Aérozine 50 |
||||
| Camera di combustione pressione | 7 bar | 6,9 bar | 8,61 bar | 8,96 bar | |||
| Massa | 90 kg | 90 kg | 110 kg | 295 kg | 138 kg | 95 kg | |
| Dimensione | diam: 0,84 m | diam: 1,4 m | diam: 1,53 m | diam. 2,5 m . lungo: 4,06 m . | diam: 1,7 m | ||
| Raffreddamento camera di combustione | rigenerativo | rivestimento ablativo | rivestimento ablativo | rivestimento ablativo | |||
| Materiale della camera di combustione | alluminio | ||||||
| ugello di raffreddamento | radiativo | radiativo | radiativo | ||||
| Alimentazione | Gas sotto pressione (elio) | ||||||
| Rapporto di miscelazione | 2 | 1.6 | 1.65 | 1.9 | |||
| Rapporto spinta / massa | 38.3 | 40 | 33 | 44 | |||
| Rapporto di sezione dell'ugello | 40 | 40 | 40 | 62.5 | 55 | 65 | |
| Orientamento avanzato | sì | Sistema elettromeccanico 7 ° e 8 ° |
|||||
| Spinta modulare | |||||||
| Riavviabile | No | sì | sì | 36 si riavvia | 1000 riavvii | 10 riavvii | |
| Durata dell'operazione | 115 s. | 300 s. | 440 s. | 750 s. | 15 ore cumulative | 444 s. | |
| Un'altra caratteristica | |||||||
Note e riferimenti
- (in) JD Hunley, The Development of Propulsion Technology for US Space-Launch Vehicles from 1926-1991 , Texas A & M University Press,settembre 2007, 388 p. ( ISBN 978-1-60344-987-8 , OCLC 822532998 , leggi online ) , p. 153-157
- JD Hunley 2008 , p. 41-48
- J.D. Hunley 2008 , p. 232-234
- (a) Clay Boyce, Remembering the Giants Apollo Rocket Engine Development: Aerojet - AJ10-137 Apollo Service Module Engine , 2009, 209 p. ( leggi online [PDF] ) , p. 61-74 e 145-152
- (a) Dr. Marc D. Rayman, " DAWN Journal " , NASA JPL,15 luglio 2007(visitato il 6 settembre 2008 )
- (in) JD Hunley, tecnologia del veicolo di lancio spaziale statunitense: dal vichingo allo space shuttle , University Press of Florida,2008, 453 p. ( ISBN 978-0-8130-3178-1 ) , p. 40-48
- JD Hunley 2008 , p. 231-234