J-2 (rakettimoottori)
J-2 oli Rocketdynen valmistama nestemäistä vetyä polttoaineena käyttänyt rakettimoottori, jota käytettiin Saturn V -raketin toisessa ja kolmannessa vaiheessa. Sitä ollaan ottamassa käyttöön osaksi uutta Project Constellationia.
Saturn V:n toisessa vaiheessa S-II:ssa oli viisi J-2-moottoria. Kolmannessa vaiheessa S-IVB:ssa oli yksi J-2. S-IVB:ä käytettiin myös Saturn IB-raketissa. Niitä oli tarkoitus käyttää myös ehdotteiden asteelle jääneiden Nova-rakettien ylemmissä vaiheissa.
Aikanaan J-2-moottoreiden uniikki piirre oli niiden kyky syttyä uudestaan sammuttamisen jälkeen. S-IVB:ssä sitä poltettiin kahdesti. Ensimmäisellä 2 minuutin poltolla viimeisteltiin Apollo-aluksen siirtymä kiertoradalle, minkä jälkeen moottori sammutettiin. Kun miehistö oli tarkastanut aluksen toiminnan kiertoradalla, moottori sytytettiin uudestaan translunar injectionia varten. Tällä toisella 6,5 minuutin poltolla Apolla kiihdytti pakonopeuteen ja kohti Kuuta.
J-2S[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]
1964 aloitettiin kokeellinen ohjelma J-2:n toimintakyvyn parantamiseksi nimellä J-2X, jota ei tule sekoittaa uudempaan saman nimiseen varianttiin. Merkittävin muutos oli alkuperäisen gas generator cycle muuttaminen tap-off cycleksi, missä kuuma kaasu johdettiin palokammioon hanasta erillisen polttimen sijaan. Osien vähentämisen lisäksi tämä vähensi moottorin käynnistysvaikeuksia ja ajoitusongelmia. Muita muutoksia olivat laajemman toiminta-alueen kuristamisjärjestelmä, mikä vaati myös lukuisia sekoitusjärjestelmiä polttoaineen ja hapettimen kelvolliseen sekoittamiseen vaihtelevissa paineolosuhteissa. Moottoriin tehtiin myös "joutokäynti", jonka aikana moottori tuotti vain vähän työntövoimaa. Tätä voitaisiin käyttää kiertoradalla tapahtuvaan manööveriin tai sekoittamaan polttoaine säiliöissä ennen polttoa.
Testiohjelman aikana Rocketdyne tuotti myös pienen kuuden moottorin koesarjan esituontantomalleja nimellä J-2S. Näitä koepoltettiin useita kertoja vuosina 1965–1972, kaikkiaan 30 858 sekuntia (n. 8½ tuntia). 1972 tuli selväksi, että Saturnille ei kehitetä seuraajaa ja ohjelma lopetettiin. NASA harkitsi J-2S:n käyttämistä lukuisissa tehtävissä ja jonkin aikaa oli suunnitelmissa käyttää niitä viisi avaruussukkulassa.
J-2T[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]
Samaan aikaan kun J-2S kehitettiin, NASA rahoitti myös projektia, jossa J-2S:n turbokoneistoja ja putkitusta käytettäisiin uuden aerospike-suuttimen kanssa. Tämä parantaisi toimintakykyä edelleen, erityisesti ilmakehässä lentävissä vaiheissa kuten S-II. Kaksi versiota rakettettiin J-2T-200k, joka synnytti 890 kN työntövoimaa ja J-2T-250k, joka synnytti 1112 kN työntövoimaa.
Kuten J-2S:n kanssa, työ J-2T:n parissa eteni pitkiin maakokeisiin, mutta kehitys lopetettiin, kun Apollon jälkeen kehitys väheni.
J-2X[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]
J-2:n kehitystä jatkettiin hetken nimellä J-2X uuden Project Constellationin puitteissa. Ohjelman kapselimaisen Orion-avaruusaluksen oli tarkoitus korvata avaruussukkulat, jotka poistuivat käytöstä 2011.
Tekniset tiedot[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]
J-2[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]
- Työntövoima: 890 kN
- Paloaika: 500 s
- Ominaisimpulssi: 418 s (4 099 m/s)
- Kuivamassa: 1 579 kg
- Märkämassa: 1 637 kg
- Poistoaukon ja syöttöaukon suhde: 27,5 : 1
- Ajoaine: LOX & LH2
- Seossuhde: 5,50
- Valmistaja: NAA/Rocketdyne
- Käyttökohde: S-IVB: Saturn IB:n toinen vaihe & Saturn V:n kolmas vaihe 1 raketti
- Käyttökohde: S-II: Saturn V:n toinen vaihe 5 rakettia
J-2S[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]
- Työntövoima tyhjiössä: 1 179 kN
- Vacuum specific impulse: 436 s (4 276 m/s)
- Perusmassa - dry: 1 467 kg
- Kuivamassa varusteiden kanssa: 1724 kg
- Ajoaine: LOX & LH2
- Seossuhde: 5,50
Valmistaja: Rockwell International/Rocketdyne
Lähteet[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]
- Bilstein, Robert E.: Stages to Saturn: a technological history of the Apollo/Saturn launch vehicles. Gainesville: University of Florida Press, 2003. ISBN 0-8130-2691-1. (englanniksi)
