Azərbaycanca
Беларускі
Dansk
Deutsch
Española
Français
Indonesia
Italiana
日本語
Қазақ
Lietuvos
Nederlands
Português
Русский
සිංහල
แบบไทย
Türkçe
Українська
中國人
United State
Afrikaans
RL10, itici gazlar olan kriyojenik sıvı hidrojen ve sıvı oksijen yakan, Aerojet Rocketdyne tarafından Amerika Birleşik Devletleri'nde inşa edilen sıvı yakıtlı kriyojenik bir roket motorudur. Modern versiyonlar vakumda motor başına 110 kilonewton (25.000 lbf) kadar itme gücü sağlar. Atlas V'in Centaur üst fazı ve Delta IV'ün DCSS'si için üç RL10 versiyonu üretildi. Uzay Fırlatma Sisteminin Keşif Üst Fazı, OmegA roketinin üst fazı ve Vulcan roketinin Centaur V'i için üç versiyon daha geliştirilmektedir.
 Londra'daki Bilim Müzesi'nde bir RL10A-4 motoru | |
| Üretici | |
|---|---|
| Menşe Ülke | Amerika Birleşik Devletleri |
| İlk Tarih | 1962 (RL10A-1) |
| Kullanım Amacı | motoru |
| Bağlantılı olduğu | Atlas Saturn I (iptal edildi) Space Launch System (gelecekte) (iptal edildi) (gelecekte) |
| Durumu | Üretimde |
| Karışım Oranı | 5.88:1 |
| Güç Döngüsü | Genişletme döngüsü |
| Genel Bilgiler | |
| İtki (Vakumda) | 1.101 kN (248.000 lbf) |
| Özgül itici kuvvet(Vakumda) | 4.655 saniye (45,65 km/s) |
| Ateşleme Süresi | 700 seconds |
| Uzunluk | 415 m (1.362 ft) w/ genişletilmiş ağızlık ile birlikte |
| Çap | 215 m (705 ft) |
| Kuru ağırlık | 301 kg (664 lb) |
| Kaynakça | |
| Kaynaklar | |
| Notlar | Performans değerleri ve boyutlar RL10B-2 içindir. |
Motorun kullandığı genişletme döngüsü, turbo pompayı motor yanma odası, oluk ve nozul tarafından emilen atık ısı ile çalıştırır. Bu, hidrojen yakıtı ile birleştiğinde, bir vakumda 373-470 saniye (3,66-4,61 km/s) aralığında çok yüksek spesifik darbelere (Isp) yol açar. Kütle, motorun versiyonuna bağlı olarak 131-317 kilogram (289-699 lb) arasında değişmektedir.
Tarih
RL10, 1950'lerden itibaren Marshall Uzay Uçuş Merkezi ve tarafından motorun geliştirilmesiyle Amerika Birleşik Devletleri'nde inşa edilen ilk sıvı hidrojen roket motoruydu. RL10, başlangıçta USAF Lunex ay iniş aracı için gaz pedallı bir motor olarak geliştirildi ve sonunda bu özelliği yirmi yıl sonra DC-X VTOL araçta kullanmaya başladı.
RL10 ilk olarak 1959'da, Florida, West Palm Beach'teki Florida Araştırma ve Geliştirme Merkezi'nde test edildi. İlk başarılı uçuş 27 Kasım 1963'te gerçekleşti. Bu lansman için, iki RL10A-3 motoru, bir Atlas fırlatma aracının Centaur üst kademesine güç verdi. Fırlatma, aracın yoğun şekilde enstrümantasyonlu bir performans ve yapısal bütünlük testini yönetmek için kullanıldı.
Motorun birden çok versiyonu uçuruldu. Satürn I'in S-IV'ü altı RL10A-3'ün bir kümesini kullandı ve Titan programı da RL10 tabanlı Centaur üst fazlarını içeriyordu.[]
McDonnell Douglas DC-X'te dört modifiye RL10A-5 motoru kullanıldı.
Bir RL10B-2 yanma odasının lehimlenmesindeki bir kusur, Orion-3 iletişim uydusunu taşıyan 4 Mayıs 1999 Delta III fırlatmasının başarısızlığının nedeni olarak belirlendi.
Ares I ve Ares V'i ortak bir çekirdek aşamasını paylaşan bir roket ailesiyle değiştirmeye yönelik DIRECT sürüm 3.0 önerisi, J-246 ve J-247 fırlatma araçlarının ikinci fazı için RL10'u önerdi. Önerilen Jüpiter Üst Fazı'nda, Uzay Fırlatma Sistemi Keşif Üst Fazı'na eşdeğer bir role hizmet eden en fazla yedi RL10 motoru kullanılmış olacaktı.
Ortak Genişletilebilir Kriyojenik Motor
2000'lerin başında NASA, Ortak Genişletilebilir Kriyojenik Motor (CECE) göstericisini geliştirmek için ile sözleşme yaptı. CECE'nin derin kısma yapabilen RL10 motorlara yol açması amaçlanmıştır. 2007 yılında, çalışabilirliği (bazı "kesikli yanma" ile) 11:1 gaz oranlarında ifade edildi. 2009 yılında NASA, bu tür bir genişletme döngüsü motoru için bir rekor olan yüzde 104 itme itişinden yüzde 8 itme itişine başarıyla kısıldığını bildirdi. Tıkama, itici gazların basıncını, sıcaklığını ve akışını kontrol eden enjektör ve itici besleme sistemi modifikasyonları ile ortadan kaldırıldı. 2010 yılında, kısma aralığı 17,6:1 oranına genişletilerek %104'ten %5,9'a çıkarıldı.
2010'ların başındaki olası halef
2012'de NASA, yeni nesil üst kademe tahrik sistemini incelemek için ABD Hava Kuvvetleri'ne (USAF) katıldı ve Aerojet Rocketdyne RL10'un yerini alacak yeni bir üst kademe motordaki ajansların ortak alanlarını resmileştirdi.
| “ | ""Bir RL10 üzerindeki liste fiyatını biliyoruz. Zaman içinde maliyete bakarsanız, EELV'lerin birim maliyetinin çok büyük bir kısmı tahrik sistemlerine atfedilebilir ve RL10 çok eski bir motordur ve üretimi ile ilgili çok sayıda basamağı vardır. ... Bu çalışmanın anlayacağı şey bu, bir RL10 yedeği oluşturmaya değer mi?" — Dale Thomas, Marshall Uzay Uçuş Merkezi Teknik Direktörü | „ |
Çalışmadan NASA, Uzay Fırlatma Sisteminin (SLS) üst fazı için daha ucuz bir RL10 sınıfı motor bulmayı umdu.
USAF, ABD hükûmeti uydularını uzaya göndermenin başlıca yöntemleri olan Lockheed Martin Atlas V ve Boeing Delta IV Evrilmiş Harcanabilir Fırlatma Araçlarının (EELV) üst kademelerinde kullanılan Rocketdyne RL10 motorlarını değiştirmeyi planlıyordu. Uygun Maliyetli Üst Kademe Motor Programı (AUSEP) kapsamında aynı zamanda ilgili bir gereklilik çalışması yapıldı.
İyileştirmeler
RL10 yıllar içinde gelişti. DCSS'DE kullanılan RL10B-2, daha iyi performans, geri çekilebilir bir nozul, daha az ağırlık ve daha fazla güvenilirlik için elektromekanik dengelemeye (gimbaling) ve 464 saniye (4,55 km/s)'lik spesifik bir darbelemeye sahipti.[]
2016'da, Aerojet Rocketdyne, katkı üretimini RL10 inşaat sürecine dahil etmek için çalışıyordu. Şirket, Mart 2016'da baskılı ana enjektörlü bir motorda, ve Nisan 2017'de itiş odası tertibatına sahip bir motorda tam ölçekli sıcak yanma testleri gerçekleştirdi.
RL10 için mevcut uygulamalar
- Atlas V Centaur (roket fazı): Tek motorlu centaur (SEC) versiyonu RL10C-1'i kullanırken, çift motorlu centaur (DEC) versiyonu daha küçük olan RL10A-4-2'yi kullanmaktadır.
- Delta Kriyojenik İkinci Faz: Mevcut DCSS, genişletilebilir nozullu bir RL10C-2-1'e sahiptir.
Geliştirilmekte olan motorlar
Üç RL10C-X motor versiyonu yeterlilik testinden geçmektedir ve teslim sürelerini ve maliyeti azaltması beklenen 3D baskı kullanan ana motor bileşenlerini içerecektir.
- SLS Keşif Üst Fazı: Nisan 2016'da, Block 1B Uzay Fırlatma Sistemi'nin Keşif Üst Fazı'nda (EUS) uçmak üzere dört RL10 motoru seçildi. Ekim 2016'da NASA, EUS'un RL10C-X motorlarının en büyüğü ve en güçlüsü olan yeni RL10C-3 sürümünü kullanacağını duyurdu.
- OmegA Üst Fazı: Nisan 2018'de Northrop Grumman İnovasyon Sistemleri, OmegA'da üst fazda iki RL10C-5-1 motorunun kullanılacağını duyurdu. Aerojet Rocketdyne'nin motoru seçilmeden önce Blue Origin'in BE-3U ve Airbus Safran'ın Vinci'si de dikkate alındı.
- Vulcan Centaur Üst Fazı: 11 Mayıs 2018'de United Launch Alliance (ULA), rekabetçi bir tedarik sürecinin ardından ULA'nın yeni nesil Vulcan Centaur roketi için RL10C-X üst kademe motorunun seçildiğini duyurdu. Centaur V, RL10C-1-1'i kullanacaktır.
Gelişmiş Kriyojenik Evrimleşmiş Aşama
(2009 itibarıyla), Vulcan fırlatma aracı için mevcut ULA Centaur ve Delta Kriyojenik İkinci Faz (DCSS) teknolojisinin uzun zamanlı, düşük kaynama noktalı bir uzantısı olan Advanced Cryogenic Evolved Stage'e (ACES) güç sağlamak için RL10'un geliştirilmiş bir versiyonu önerildi. Uzun süreli ACES teknolojisi, yer eşzamanlı, cislunar ve gezegenler arası görevleri desteklemeyi amaçlamaktadır. Diğer bir olası uygulama, LEO'daki veya (L2)'deki uzaydaki itici yakıt depoları gibi, diğer roketlerin LEO'nun ötesinde veya gezegenler arası görevlere giderken durması ve yakıt ikmali için yol istasyonları olarak kullanılabilir. Uzay enkazının temizlenmesi de önerilen görevler arasında yer almaktadır.
Sürüm tablosu
| Versiyon | Durum | İlk uçuş | Kuru ağırlık | İtiş | Isp (ve), vac. | Uzunluk | Çap | T:W | O:F | Genişleme oranı | Oda basıncı | Yanış süresi | İlişkili aşama | Notlar |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| RL10A-1 | Emekli | 1962 | 131 kg (289 lb) | 15.000 lbf (67 kN) | 425 s (4,17 km/s) | 173 m (568 ft) | 153 m (502 ft) | 52:1 | 40:1 | 430 s | Centaur A | Prototip | ||
| RL10A-3 | Emekli | 1963 | 131 kg (289 lb) | 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 | |
| RL10A-4 | Emekli | 1992 | 168 kg (370 lb) | 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 | ||
| RL10A-5 | Emekli | 1993 | 143 kg (315 lb) | 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 | ||
| RL10B-2 | Aktif | 1998 | 277 kg (611 lb) | 1.101 kN (248.000 lbf) | 4.655 s (45,65 km/s) | 415 m (1.362 ft) | 215 m (705 ft) | 40:1 | 5.88:1 | 280:1 | 4.412 bar (441.200 kPa) | 5-m: 1,125 s 4-m: 700 s | Delta Kriyojenik İkinci Faz, Ara Kriyojenik Tahrik Fazı | |
| RL10A-4-1 | Emekli | 2000 | 167 kg (368 lb) | 991 kN (223.000 lbf) | 451 s (4,42 km/s) | 153 m (502 ft) | 61:1 | 84:1 | 740 s | Centaur IIIA | ||||
| RL10A-4-2 | Aktif | 2002 | 168 kg (370 lb) | 991 kN (223.000 lbf) | 451 s (4,42 km/s) | 117 m (384 ft) | 61:1 | 84:1 | 740 s | Centaur IIIB Centaur SEC Centaur DEC | ||||
| RL10B-X | İptal edildi | 317 kg (699 lb) | 934 kN (210.000 lbf) | 470 s (4,6 km/s) | 153 m (502 ft) | 30:1 | 250:1 | 408 s | Centaur B-X | |||||
| CECE | Asistan proje | 160 kg (350 lb) | 15.000 lbf (67 kN), throttle to 5–10% | >445 s (4,36 km/s) | 153 m (502 ft) | |||||||||
| RL10C-1 | Aktif | 2014 | 420 lb (190 kg) | 22.890 lbf (101,8 kN) | 4.497 s (44,10 km/s) | 212 m (696 ft) | 145 m (476 ft) | 57:1 | 5.88:1 | 130:1 | Centaur SEC | |||
| RL10C-1-1 | Geliştirme aşamasında | 188 kg (415 lb) | 106 kN (23,825 lbf) | 453.8 s | 2.46 m (8 ft 0.7 in) | 1.57 m (4 ft 9 in) | 5.5:1 | Centaur V | ||||||
| RL10C-2-1 | Aktif | 301 kg (664 lbs) | 109.9 kN (24,750 lbf) | 465.5 s | 4.15 m (13 ft 8 in) | 2.15 m (7 ft 1 in) | 37:1 | 5.88:1 | 280:1 | Delta Kriyojenik İkinci Faz | ||||
| RL10C-3 | Geliştirme aşamasında | 230 kg (508 lb) | 108 kN (24,340 lbf) | 460.1 s | 3.15 m (10 ft 4.3 in) | 1.85 m (6 ft 1 in) | 5.7:1 | Keşif Üst Fazı | ||||||
| RL10C-5-1 | Geliştirme aşamasında | 188 kg (415 lb) | 106 kN (23,825 lbf) | 453.8 s | 2.46 m (8 ft 0.7 in) | 1.57 m (4 ft 9 in) | 5.5:1 | OmegA |
Kısmi özellikler
Tüm versiyonlar
- Yüklenici: Pratt & Whitney
- İtici gazlar: sıvı oksijen, sıvı hidrojen
- Tasarım: genişletme döngüsü
RL10A
- İtme (rakım): 15.000 lbf (66.7 kN)
- Özgül itici kuvvet: 433 saniye (4,25 km/s)
- Motor ağırlığı, kuru: 298 lb (135 kilogram)
- Yükseklik: 68 inç (1.73 m)
- Çapı: 39 inç (0.99 m)
- Nozul genişleme oranı: 40'a 1
- Yakıt akışı: 35 lb/s (16 kg/s)
- Araç uygulaması: Saturn I, S-IV 2. faz, 6 motor
- Araç uygulaması: Centaur üst faz, 2 motor
RL10B-2
- İtme (rakım): 24.750 lbf (110.1 kN)
- Tasarım: Genişletme döngüsü
- Özgül itici kuvvet: 4.655 saniye (45,65 km/s)
- Motor ağırlığı, kuru: 664 lb (301,2 kg)
- Yükseklik: 163.5 inç (4.14 m)
- Çapı: 84.5 inç (2.21 m)
- Genişletme oranı: 280'e 1
- Karışım oranı: 5.88'e 1 oksijen/hidrojen kütle oranı
- İtici gazlar: sıvı oksijen, sıvı hidrojen
- Yakıtakışı: Yakıt, 7,72 lb/s (3,5 kg/s); Oksitleyici 45.42 lb/sn (20,6 kg/sn)
- Araç uygulaması: Delta III, Delta IV ikinci faz (1 motor)
Sergilenen motorlar
- New England Hava Müzesi, Windsor Locks, Connecticut'ta bir RL10A-1 sergilenmektedir.
- Bir RL10 Chicago, Illinois'deki Bilim ve Endüstri Müzesi'nde sergilenmektedir.
- ABD Uzay ve Roket Merkezi, Huntsville, Alabama'da bir RL10 sergilenmektedir.
- Bir RL10, Southern University, Baton Rouge, Louisiana'da sergilenmektedir.
- İki RL10 motoru, ABD Uzay Şöhret Kaldırımı, Titusville, Florida'da sergilenmektedir.
- Bir RL10, Auburn Üniversitesi, Havacılık ve Uzay Mühendisliği Bölümü, Davis Hall'da sergilenmektedir.[]
- Bir RL10A-4, Londra, İngiltere'deki Bilim Müzesi'nde sergilenmektedir.
- Bir RL10, Durham, Kuzey Karolina'daki Yaşam ve Bilim Müzesi'nde sergilenmektedir.
- Bir RL10, San Diego, Kaliforniya'daki San Diego Hava ve Uzay Müzesi’nde sergilenmektedir.
Ayrıca bakınız
Kaynakça
- ^ a b . Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 4 Şubat 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012.
- ^ a b c d e (PDF). Aerojet Rocketdyne. Mart 2019. 29 Haziran 2019 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi.
- ^ . www.astronautix.com. 28 Aralık 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 6 Nisan 2020.
- ^ . www.astronautix.com. 28 Aralık 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 6 Nisan 2020.
- ^ . Encyclopedia Astronautica. 31 Ağustos 2006 tarihinde kaynağından arşivlendi.
- ^ Connors, p 319
- ^ . Gunter's Space Pages. 19 Ekim 2004 tarihinde kaynağından arşivlendi.
- ^ History of liquid propellant rocket engines. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2005. ISBN .
- ^ . Pratt & Whitney. 24 Kasım 2003. 14 Haziran 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi.
- ^ . . NASA. 23 Şubat 2020 tarihinde kaynağından arşivlendi.
- ^ . Encyclopedia Astronautica. 28 Aralık 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 4 Ocak 2013.
- ^ (PDF). Boeing. 16 Ağustos 2000. MDC 99H0047A. 16 Haziran 2001 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi.
- ^ "Jupiter Launch Vehicle – Technical Performance Summaries". 29 Ocak 2009 tarihinde kaynağından . Erişim tarihi: 18 Temmuz 2009.
- ^ . United Technologies Corporation. 4 Mart 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi.
- ^ . NASA. 16 Temmuz 2007. 2 Nisan 2010 tarihinde kaynağından arşivlendi.
- ^ . NASA. 14 Ocak 2009. 20 Ocak 2009 tarihinde kaynağından arşivlendi.
- ^ (PDF). NASA Technical Reports Server. 25 Temmuz 2010. 16 Şubat 2015 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi.
- ^ a b c . Flight Global. 12 Nisan 2012. 24 Nisan 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 1 Haziran 2012.
- ^ a b . NASA. 12 Nisan 2012. 24 Haziran 2017 tarihinde kaynağından arşivlendi.
- ^ "Aerojet Rocketdyne Successfully Tests Complex 3-D Printed Injector in World's Most Reliable Upper Stage Rocket Engine" (Basın açıklaması). Aerojet Rocketdyne. 7 Mart 2016. Erişim tarihi: 20 Nisan 2017.
- ^ "Aerojet Rocketdyne Achieves 3-D Printing Milestone with Successful Testing of Full-Scale RL10 Copper Thrust Chamber Assembly" (Basın açıklaması). Aerojet Rocketdyne. 3 Nisan 2017. Erişim tarihi: 11 Nisan 2017.
- ^ a b . Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 15 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012.
- ^ . forum.nasaspaceflight.com. 6 Haziran 2020 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 6 Haziran 2020.
- ^ . www.spacelaunchreport.com. 21 Ağustos 2010 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 6 Haziran 2020.
- ^ . . 7 Nisan 2016. 15 Nisan 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 8 Nisan 2016.
- ^ . NASA. 21 Ekim 2016. 24 Ekim 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 22 Kasım 2017.
- ^ . Aerojet Rocketdyne. 16 Nisan 2018. 30 Nisan 2018 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 14 Mayıs 2018.
- ^ . ULA. 11 Mayıs 2018. 12 Mayıs 2018 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 13 Mayıs 2018.
- ^ Kutter (2009). "Robust Lunar Exploration Using an Efficient Lunar Lander Derived from Existing Upper Stages" (PDF). AIAA. 24 Temmuz 2011 tarihinde kaynağından (PDF). Erişim tarihi: 12 Kasım 2020.
- ^ (PDF). AIAA SPACE 2010 Conference & Exposition. AIAA. 2 Eylül 2010. 20 Ekim 2011 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 25 Ocak 2011.
ACES design conceptualization has been underway at ULA for many years. It leverages design features of both the Centaur and Delta Cryogenic Second Stage (DCSS) upper stages and intends to supplement and perhaps replace these stages in the future. ...
- ^ a b "Unconventional Cryogenics: RL-10 and J-2". Stages to Saturn; A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles. Washington, D.C.: NASA History Office. 1996. 24 Ekim 2011 tarihinde kaynağından . Erişim tarihi: 2 Aralık 2011.
- ^ . Gunter's Space Page. 15 Ocak 2005 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 29 Şubat 2012.
- ^ . Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 6 Aralık 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012.
- ^ . Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 15 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012.
- ^ . Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 15 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012.
- ^ (PDF). ULA Launch. 21 Eylül 2018 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 15 Mart 2018.
- ^ . Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 17 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012.
- ^ . Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 30 Ocak 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012.
- ^ . Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 15 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012.
- ^ . Pratt & Whitney Rocketdyne. 4 Mart 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 28 Şubat 2012.
- ^ . www.rocket.com. 12 Kasım 2014 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 8 Nisan 2018.
- ^ (PDF). NASA. 18 Ekim 2014 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 11 Ekim 2014.
- ^ . forum.nasaspaceflight.com. 18 Ekim 2014 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 8 Nisan 2018.
- ^ . 3 Mart 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 20 Şubat 2016.
- ^ . Aerojet Rocketdyne. 12 Kasım 2014 tarihinde kaynağından arşivlendi.
- ^ . www.rocket.com. 13 Nisan 2019 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 19 Haziran 2020.
- ^ (PDF). . 2009. 26 Mart 2012 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 29 Ocak 2012.
- ^ Sutton (Ocak 1998). "50K expander cycle engine demonstration". AIP Conference Proceedings. 420: 1062-1065. doi:10.1063/1.54719. 13 Nisan 2013 tarihinde kaynağından . Erişim tarihi: 12 Kasım 2020.
- ^ "Pratt & Whitney RL10A-1 Rocket Engine". New England Air Museum. 27 Nisan 2014 tarihinde kaynağından . Erişim tarihi: 26 Nisan 2014.
- ^ . Historic Spacecraft. 18 Kasım 2008 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 26 Nisan 2014.
- ^ Colaguori, Nancy; Kidder, Bryan (3 Kasım 2006). "Pratt & Whitney Rocketdyne Donates Model of Legendary Rl10 Rocket Engine to Southern University" (Basın açıklaması). Pratt & Whitney Rocketdyne. PR Newswire. 15 Nisan 2017 tarihinde kaynağından . Erişim tarihi: 26 Nisan 2014.
- ^ "American Space Museum & Space Walk of Fame". www.facebook.com. Erişim tarihi: 8 Nisan 2018.
Bibliyografya
- The Engines of Pratt & Whitney: A Technical History. Reston. Virginia: . 2010. ISBN .
Dış bağlantılar
- Şimdi Uzay Uçuşu makalesi 20 Kasım 2020 tarihinde Wayback Machine sitesinde .
- Şimdi Uzay Uçuşu makalesi 18 Kasım 2020 tarihinde Wayback Machine sitesinde .
wikipedia, wiki, viki, vikipedia, oku, kitap, kütüphane, kütübhane, ara, ara bul, bul, herşey, ne arasanız burada,hikayeler, makale, kitaplar, öğren, wiki, bilgi, tarih, yukle, izle, telefon için, turk, türk, türkçe, turkce, nasıl yapılır, ne demek, nasıl, yapmak, yapılır, indir, ücretsiz, ücretsiz indir, bedava, bedava indir, mp3, video, mp4, 3gp, jpg, jpeg, gif, png, resim, müzik, şarkı, film, film, oyun, oyunlar, mobil, cep telefonu, telefon, android, ios, apple, samsung, iphone, xiomi, xiaomi, redmi, honor, oppo, nokia, sonya, mi, pc, web, computer, bilgisayar
RL10 itici gazlar olan kriyojenik sivi hidrojen ve sivi oksijen yakan Aerojet Rocketdyne tarafindan Amerika Birlesik Devletleri nde insa edilen sivi yakitli kriyojenik bir roket motorudur Modern versiyonlar vakumda motor basina 110 kilonewton 25 000 lbf kadar itme gucu saglar Atlas V in Centaur ust fazi ve Delta IV un DCSS si icin uc RL10 versiyonu uretildi Uzay Firlatma Sisteminin Kesif Ust Fazi OmegA roketinin ust fazi ve Vulcan roketinin Centaur V i icin uc versiyon daha gelistirilmektedir RL10 Londra daki Bilim Muzesi nde bir RL10A 4 motoruUreticiMense Ulke Amerika Birlesik DevletleriIlk Tarih 1962 RL10A 1 Kullanim Amaci motoruBaglantili oldugu Atlas Saturn I iptal edildi Space Launch System gelecekte iptal edildi gelecekte Durumu UretimdeKarisim Orani 5 88 1Guc Dongusu Genisletme dongusuGenel BilgilerItki Vakumda 1 101 kN 248 000 lbf Ozgul itici kuvvet Vakumda 4 655 saniye 45 65 km s Atesleme Suresi 700 secondsUzunluk 415 m 1 362 ft w genisletilmis agizlik ile birlikteCap 215 m 705 ft Kuru agirlik 301 kg 664 lb KaynakcaKaynaklarNotlar Performans degerleri ve boyutlar RL10B 2 icindir Motorun kullandigi genisletme dongusu turbo pompayi motor yanma odasi oluk ve nozul tarafindan emilen atik isi ile calistirir Bu hidrojen yakiti ile birlestiginde bir vakumda 373 470 saniye 3 66 4 61 km s araliginda cok yuksek spesifik darbelere Isp yol acar Kutle motorun versiyonuna bagli olarak 131 317 kilogram 289 699 lb arasinda degismektedir TarihRL10 1950 lerden itibaren Marshall Uzay Ucus Merkezi ve Pratt amp Whitney tarafindan motorun gelistirilmesiyle Amerika Birlesik Devletleri nde insa edilen ilk sivi hidrojen roket motoruydu RL10 baslangicta USAF Lunex ay inis araci icin gaz pedalli bir motor olarak gelistirildi ve sonunda bu ozelligi yirmi yil sonra DC X VTOL aracta kullanmaya basladi RL10 ilk olarak 1959 da Florida West Palm Beach teki Pratt amp Whitney Florida Arastirma ve Gelistirme Merkezi nde test edildi Ilk basarili ucus 27 Kasim 1963 te gerceklesti Bu lansman icin iki RL10A 3 motoru bir Atlas firlatma aracinin Centaur ust kademesine guc verdi Firlatma aracin yogun sekilde enstrumantasyonlu bir performans ve yapisal butunluk testini yonetmek icin kullanildi Motorun birden cok versiyonu ucuruldu Saturn I in S IV u alti RL10A 3 un bir kumesini kullandi ve Titan programi da RL10 tabanli Centaur ust fazlarini iceriyordu kaynak belirtilmeli McDonnell Douglas DC X te dort modifiye RL10A 5 motoru kullanildi Bir RL10B 2 yanma odasinin lehimlenmesindeki bir kusur Orion 3 iletisim uydusunu tasiyan 4 Mayis 1999 Delta III firlatmasinin basarisizliginin nedeni olarak belirlendi Ares I ve Ares V i ortak bir cekirdek asamasini paylasan bir roket ailesiyle degistirmeye yonelik DIRECT surum 3 0 onerisi J 246 ve J 247 firlatma araclarinin ikinci fazi icin RL10 u onerdi Onerilen Jupiter Ust Fazi nda Uzay Firlatma Sistemi Kesif Ust Fazi na esdeger bir role hizmet eden en fazla yedi RL10 motoru kullanilmis olacakti Ortak Genisletilebilir Kriyojenik Motor Kismi gazda CECE 2000 lerin basinda NASA Ortak Genisletilebilir Kriyojenik Motor CECE gostericisini gelistirmek icin Pratt amp Whitney Rocketdyne ile sozlesme yapti CECE nin derin kisma yapabilen RL10 motorlara yol acmasi amaclanmistir 2007 yilinda calisabilirligi bazi kesikli yanma ile 11 1 gaz oranlarinda ifade edildi 2009 yilinda NASA bu tur bir genisletme dongusu motoru icin bir rekor olan yuzde 104 itme itisinden yuzde 8 itme itisine basariyla kisildigini bildirdi Tikama itici gazlarin basincini sicakligini ve akisini kontrol eden enjektor ve itici besleme sistemi modifikasyonlari ile ortadan kaldirildi 2010 yilinda kisma araligi 17 6 1 oranina genisletilerek 104 ten 5 9 a cikarildi 2010 larin basindaki olasi halef 2012 de NASA yeni nesil ust kademe tahrik sistemini incelemek icin ABD Hava Kuvvetleri ne USAF katildi ve Aerojet Rocketdyne RL10 un yerini alacak yeni bir ust kademe motordaki ajanslarin ortak alanlarini resmilestirdi Bir RL10 uzerindeki liste fiyatini biliyoruz Zaman icinde maliyete bakarsaniz EELV lerin birim maliyetinin cok buyuk bir kismi tahrik sistemlerine atfedilebilir ve RL10 cok eski bir motordur ve uretimi ile ilgili cok sayida basamagi vardir Bu calismanin anlayacagi sey bu bir RL10 yedegi olusturmaya deger mi Dale Thomas Marshall Uzay Ucus Merkezi Teknik Direktoru Calismadan NASA Uzay Firlatma Sisteminin SLS ust fazi icin daha ucuz bir RL10 sinifi motor bulmayi umdu USAF ABD hukumeti uydularini uzaya gondermenin baslica yontemleri olan Lockheed Martin Atlas V ve Boeing Delta IV Evrilmis Harcanabilir Firlatma Araclarinin EELV ust kademelerinde kullanilan Rocketdyne RL10 motorlarini degistirmeyi planliyordu Uygun Maliyetli Ust Kademe Motor Programi AUSEP kapsaminda ayni zamanda ilgili bir gereklilik calismasi yapildi Iyilestirmeler RL10 yillar icinde gelisti DCSS DE kullanilan RL10B 2 daha iyi performans geri cekilebilir bir nozul daha az agirlik ve daha fazla guvenilirlik icin elektromekanik dengelemeye gimbaling ve 464 saniye 4 55 km s lik spesifik bir darbelemeye sahipti kaynak belirtilmeli 2016 da Aerojet Rocketdyne katki uretimini RL10 insaat surecine dahil etmek icin calisiyordu Sirket Mart 2016 da baskili ana enjektorlu bir motorda ve Nisan 2017 de itis odasi tertibatina sahip bir motorda tam olcekli sicak yanma testleri gerceklestirdi RL10 icin mevcut uygulamalarAtlas V Centaur roket fazi Tek motorlu centaur SEC versiyonu RL10C 1 i kullanirken cift motorlu centaur DEC versiyonu daha kucuk olan RL10A 4 2 yi kullanmaktadir Delta Kriyojenik Ikinci Faz Mevcut DCSS genisletilebilir nozullu bir RL10C 2 1 e sahiptir Gelistirilmekte olan motorlarUc RL10C X motor versiyonu yeterlilik testinden gecmektedir ve teslim surelerini ve maliyeti azaltmasi beklenen 3D baski kullanan ana motor bilesenlerini icerecektir SLS Kesif Ust Fazi Nisan 2016 da Block 1B Uzay Firlatma Sistemi nin Kesif Ust Fazi nda EUS ucmak uzere dort RL10 motoru secildi Ekim 2016 da NASA EUS un RL10C X motorlarinin en buyugu ve en guclusu olan yeni RL10C 3 surumunu kullanacagini duyurdu OmegA Ust Fazi Nisan 2018 de Northrop Grumman Inovasyon Sistemleri OmegA da ust fazda iki RL10C 5 1 motorunun kullanilacagini duyurdu Aerojet Rocketdyne nin motoru secilmeden once Blue Origin in BE 3U ve Airbus Safran in Vinci si de dikkate alindi Vulcan Centaur Ust Fazi 11 Mayis 2018 de United Launch Alliance ULA rekabetci bir tedarik surecinin ardindan ULA nin yeni nesil Vulcan Centaur roketi icin RL10C X ust kademe motorunun secildigini duyurdu Centaur V RL10C 1 1 i kullanacaktir Gelismis Kriyojenik Evrimlesmis Asama 2009 2009 itibariyla Vulcan firlatma araci icin mevcut ULA Centaur ve Delta Kriyojenik Ikinci Faz DCSS teknolojisinin uzun zamanli dusuk kaynama noktali bir uzantisi olan Advanced Cryogenic Evolved Stage e ACES guc saglamak icin RL10 un gelistirilmis bir versiyonu onerildi Uzun sureli ACES teknolojisi yer eszamanli cislunar ve gezegenler arasi gorevleri desteklemeyi amaclamaktadir Diger bir olasi uygulama LEO daki veya L2 deki uzaydaki itici yakit depolari gibi diger roketlerin LEO nun otesinde veya gezegenler arasi gorevlere giderken durmasi ve yakit ikmali icin yol istasyonlari olarak kullanilabilir Uzay enkazinin temizlenmesi de onerilen gorevler arasinda yer almaktadir Surum tablosuVersiyon Durum Ilk ucus Kuru agirlik Itis Isp ve vac Uzunluk Cap T W O F Genisleme orani Oda basinci Yanis suresi Iliskili asama NotlarRL10A 1 Emekli 1962 131 kg 289 lb 15 000 lbf 67 kN 425 s 4 17 km s 173 m 568 ft 153 m 502 ft 52 1 40 1 430 s Centaur A PrototipRL10A 3 Emekli 1963 131 kg 289 lb 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 IVRL10A 4 Emekli 1992 168 kg 370 lb 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 IIARL10A 5 Emekli 1993 143 kg 315 lb 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 XRL10B 2 Aktif 1998 277 kg 611 lb 1 101 kN 248 000 lbf 4 655 s 45 65 km s 415 m 1 362 ft 215 m 705 ft 40 1 5 88 1 280 1 4 412 bar 441 200 kPa 5 m 1 125 s 4 m 700 s Delta Kriyojenik Ikinci Faz Ara Kriyojenik Tahrik FaziRL10A 4 1 Emekli 2000 167 kg 368 lb 991 kN 223 000 lbf 451 s 4 42 km s 153 m 502 ft 61 1 84 1 740 s Centaur IIIARL10A 4 2 Aktif 2002 168 kg 370 lb 991 kN 223 000 lbf 451 s 4 42 km s 117 m 384 ft 61 1 84 1 740 s Centaur IIIB Centaur SEC Centaur DECRL10B X Iptal edildi 317 kg 699 lb 934 kN 210 000 lbf 470 s 4 6 km s 153 m 502 ft 30 1 250 1 408 s Centaur B XCECE Asistan proje 160 kg 350 lb 15 000 lbf 67 kN throttle to 5 10 gt 445 s 4 36 km s 153 m 502 ft RL10C 1 Aktif 2014 420 lb 190 kg 22 890 lbf 101 8 kN 4 497 s 44 10 km s 212 m 696 ft 145 m 476 ft 57 1 5 88 1 130 1 Centaur SECRL10C 1 1 Gelistirme asamasinda 188 kg 415 lb 106 kN 23 825 lbf 453 8 s 2 46 m 8 ft 0 7 in 1 57 m 4 ft 9 in 5 5 1 Centaur VRL10C 2 1 Aktif 301 kg 664 lbs 109 9 kN 24 750 lbf 465 5 s 4 15 m 13 ft 8 in 2 15 m 7 ft 1 in 37 1 5 88 1 280 1 Delta Kriyojenik Ikinci FazRL10C 3 Gelistirme asamasinda 230 kg 508 lb 108 kN 24 340 lbf 460 1 s 3 15 m 10 ft 4 3 in 1 85 m 6 ft 1 in 5 7 1 Kesif Ust FaziRL10C 5 1 Gelistirme asamasinda 188 kg 415 lb 106 kN 23 825 lbf 453 8 s 2 46 m 8 ft 0 7 in 1 57 m 4 ft 9 in 5 5 1 OmegAKismi ozelliklerRL10A bilgileri ve genel bakisTum versiyonlar Yuklenici Pratt amp Whitney Itici gazlar sivi oksijen sivi hidrojen Tasarim genisletme dongusuRL10A Itme rakim 15 000 lbf 66 7 kN Ozgul itici kuvvet 433 saniye 4 25 km s Motor agirligi kuru 298 lb 135 kilogram Yukseklik 68 inc 1 73 m Capi 39 inc 0 99 m Nozul genisleme orani 40 a 1 Yakit akisi 35 lb s 16 kg s Arac uygulamasi Saturn I S IV 2 faz 6 motor Arac uygulamasi Centaur ust faz 2 motorRL10B 2 RL10B 2 motorlu bir Delta IV Medium roketinin ikinci faziItme rakim 24 750 lbf 110 1 kN Tasarim Genisletme dongusu Ozgul itici kuvvet 4 655 saniye 45 65 km s Motor agirligi kuru 664 lb 301 2 kg Yukseklik 163 5 inc 4 14 m Capi 84 5 inc 2 21 m Genisletme orani 280 e 1 Karisim orani 5 88 e 1 oksijen hidrojen kutle orani Itici gazlar sivi oksijen sivi hidrojen Yakitakisi Yakit 7 72 lb s 3 5 kg s Oksitleyici 45 42 lb sn 20 6 kg sn Arac uygulamasi Delta III Delta IV ikinci faz 1 motor Sergilenen motorlarNew England Hava Muzesi Windsor Locks Connecticut ta bir RL10A 1 sergilenmektedir Bir RL10 Chicago Illinois deki Bilim ve Endustri Muzesi nde sergilenmektedir ABD Uzay ve Roket Merkezi Huntsville Alabama da bir RL10 sergilenmektedir Bir RL10 Southern University Baton Rouge Louisiana da sergilenmektedir Iki RL10 motoru ABD Uzay Sohret Kaldirimi Titusville Florida da sergilenmektedir Bir RL10 Auburn Universitesi Havacilik ve Uzay Muhendisligi Bolumu Davis Hall da sergilenmektedir kaynak belirtilmeli Bir RL10A 4 Londra Ingiltere deki Bilim Muzesi nde sergilenmektedir Bir RL10 Durham Kuzey Karolina daki Yasam ve Bilim Muzesi nde sergilenmektedir Bir RL10 San Diego Kaliforniya daki San Diego Hava ve Uzay Muzesi nde sergilenmektedir Ayrica bakinizUzay araci itme gucuKaynakca a b Encyclopedia Astronautica 17 Kasim 2011 4 Subat 2012 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 27 Subat 2012 a b c d e PDF Aerojet Rocketdyne Mart 2019 29 Haziran 2019 tarihinde kaynagindan PDF arsivlendi www astronautix com 28 Aralik 2016 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 6 Nisan 2020 www astronautix com 28 Aralik 2016 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 6 Nisan 2020 Encyclopedia Astronautica 31 Agustos 2006 tarihinde kaynagindan arsivlendi Connors p 319 Gunter s Space Pages 19 Ekim 2004 tarihinde kaynagindan arsivlendi History of liquid propellant rocket engines American Institute of Aeronautics and Astronautics 2005 ISBN 1 56347 649 5 Pratt amp Whitney 24 Kasim 2003 14 Haziran 2011 tarihinde kaynagindan arsivlendi NASA 23 Subat 2020 tarihinde kaynagindan arsivlendi Encyclopedia Astronautica 28 Aralik 2012 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 4 Ocak 2013 PDF Boeing 16 Agustos 2000 MDC 99H0047A 16 Haziran 2001 tarihinde kaynagindan PDF arsivlendi Jupiter Launch Vehicle Technical Performance Summaries 29 Ocak 2009 tarihinde kaynagindan Erisim tarihi 18 Temmuz 2009 United Technologies Corporation 4 Mart 2012 tarihinde kaynagindan arsivlendi NASA 16 Temmuz 2007 2 Nisan 2010 tarihinde kaynagindan arsivlendi NASA 14 Ocak 2009 20 Ocak 2009 tarihinde kaynagindan arsivlendi PDF NASA Technical Reports Server 25 Temmuz 2010 16 Subat 2015 tarihinde kaynagindan PDF arsivlendi a b c Flight Global 12 Nisan 2012 24 Nisan 2012 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 1 Haziran 2012 a b NASA 12 Nisan 2012 24 Haziran 2017 tarihinde kaynagindan arsivlendi Aerojet Rocketdyne Successfully Tests Complex 3 D Printed Injector in World s Most Reliable Upper Stage Rocket Engine Basin aciklamasi Aerojet Rocketdyne 7 Mart 2016 Erisim tarihi 20 Nisan 2017 Aerojet Rocketdyne Achieves 3 D Printing Milestone with Successful Testing of Full Scale RL10 Copper Thrust Chamber Assembly Basin aciklamasi Aerojet Rocketdyne 3 Nisan 2017 Erisim tarihi 11 Nisan 2017 a b Encyclopedia Astronautica 17 Kasim 2011 15 Kasim 2011 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 27 Subat 2012 forum nasaspaceflight com 6 Haziran 2020 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 6 Haziran 2020 www spacelaunchreport com 21 Agustos 2010 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 6 Haziran 2020 7 Nisan 2016 15 Nisan 2016 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 8 Nisan 2016 NASA 21 Ekim 2016 24 Ekim 2016 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 22 Kasim 2017 Aerojet Rocketdyne 16 Nisan 2018 30 Nisan 2018 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 14 Mayis 2018 ULA 11 Mayis 2018 12 Mayis 2018 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 13 Mayis 2018 Kutter 2009 Robust Lunar Exploration Using an Efficient Lunar Lander Derived from Existing Upper Stages PDF AIAA 24 Temmuz 2011 tarihinde kaynagindan PDF Erisim tarihi 12 Kasim 2020 PDF AIAA SPACE 2010 Conference amp Exposition AIAA 2 Eylul 2010 20 Ekim 2011 tarihinde kaynagindan PDF arsivlendi Erisim tarihi 25 Ocak 2011 ACES design conceptualization has been underway at ULA for many years It leverages design features of both the Centaur and Delta Cryogenic Second Stage DCSS upper stages and intends to supplement and perhaps replace these stages in the future a b Unconventional Cryogenics RL 10 and J 2 Stages to Saturn A Technological History of the Apollo Saturn Launch Vehicles Washington D C NASA History Office 1996 24 Ekim 2011 tarihinde kaynagindan Erisim tarihi 2 Aralik 2011 Gunter s Space Page 15 Ocak 2005 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 29 Subat 2012 Encyclopedia Astronautica 17 Kasim 2011 6 Aralik 2011 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 27 Subat 2012 Encyclopedia Astronautica 17 Kasim 2011 15 Kasim 2011 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 27 Subat 2012 Encyclopedia Astronautica 17 Kasim 2011 15 Kasim 2011 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 27 Subat 2012 PDF ULA Launch 21 Eylul 2018 tarihinde kaynagindan PDF arsivlendi Erisim tarihi 15 Mart 2018 Encyclopedia Astronautica 17 Kasim 2011 17 Kasim 2011 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 27 Subat 2012 Encyclopedia Astronautica 17 Kasim 2011 30 Ocak 2012 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 27 Subat 2012 Encyclopedia Astronautica 17 Kasim 2011 15 Kasim 2011 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 27 Subat 2012 Pratt amp Whitney Rocketdyne 4 Mart 2012 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 28 Subat 2012 www rocket com 12 Kasim 2014 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 8 Nisan 2018 PDF NASA 18 Ekim 2014 tarihinde kaynagindan PDF arsivlendi Erisim tarihi 11 Ekim 2014 forum nasaspaceflight com 18 Ekim 2014 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 8 Nisan 2018 3 Mart 2016 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 20 Subat 2016 Aerojet Rocketdyne 12 Kasim 2014 tarihinde kaynagindan arsivlendi www rocket com 13 Nisan 2019 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 19 Haziran 2020 PDF Pratt amp Whitney Rocketdyne 2009 26 Mart 2012 tarihinde kaynagindan PDF arsivlendi Erisim tarihi 29 Ocak 2012 Sutton Ocak 1998 50K expander cycle engine demonstration AIP Conference Proceedings 420 1062 1065 doi 10 1063 1 54719 13 Nisan 2013 tarihinde kaynagindan Erisim tarihi 12 Kasim 2020 Pratt amp Whitney RL10A 1 Rocket Engine New England Air Museum 27 Nisan 2014 tarihinde kaynagindan Erisim tarihi 26 Nisan 2014 Historic Spacecraft 18 Kasim 2008 tarihinde kaynagindan arsivlendi Erisim tarihi 26 Nisan 2014 Colaguori Nancy Kidder Bryan 3 Kasim 2006 Pratt amp Whitney Rocketdyne Donates Model of Legendary Rl10 Rocket Engine to Southern University Basin aciklamasi Pratt amp Whitney Rocketdyne PR Newswire 15 Nisan 2017 tarihinde kaynagindan Erisim tarihi 26 Nisan 2014 American Space Museum amp Space Walk of Fame www facebook com Erisim tarihi 8 Nisan 2018 BibliyografyaThe Engines of Pratt amp Whitney A Technical History Reston Virginia 2010 ISBN 978 1 60086 711 8 Dis baglantilarSimdi Uzay Ucusu makalesi 20 Kasim 2020 tarihinde Wayback Machine sitesinde Simdi Uzay Ucusu makalesi 18 Kasim 2020 tarihinde Wayback Machine sitesinde