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RL-10

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XLR-115

RL-10
XLR-115

Description de cette image, également commentée ci-après
RL-10B-2 installé sur une Delta IV
Caractéristiques
Type moteur Cycle à expandeur
Ergols LH2/LOX
Poussée 66,7 kN
Impulsion spécifique 433 s (vide)
Rallumage Oui
Masse 135 kg
Hauteur 4,14 m
Diamètre 2,13 m
Rapport poussée/poids 40:1
Durée de fonctionnement 700 secondes
Modèle décrit RL-10B-2
Utilisation
Utilisation 2e étage Centaur
Lanceur Atlas
Titan
Delta IV
Saturn I
Vulcan
Premier vol 1962
Statut En production
Constructeur
Pays Drapeau des États-Unis États-Unis
Constructeur Pratt & Whitney

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Le RL-10, originellement XLR-115, est un moteur-fusée à ergols liquides cryogéniques américain construit par le motoriste Aerojet Rocketdyne[1]. C'est un moteur particulièrement performant grâce à l'utilisation de la combinaison d'ergols hydrogène/oxygène, qu'il est le premier à avoir utilisé. Sa poussée est optimisée par le choix d'une architecture (cycle à expandeur) de type flux intégré : les gaz en sortie de la turbine qui actionne la turbopompe sont réinjectés dans la chambre de combustion.

Après des essais au sol en 1959, sa carrière a commencé sur les étages « Centaur » des fusées Atlas et Titan, lors de son premier vol en 1963 sur Atlas-Centaur. Il était sur les étages S-IV de la Saturn I, et les moteurs J-2 de la Saturn V ont été développés à partir du RL-10. Aujourd'hui, il a toujours comme fonction la motorisation d'étages supérieurs, il propulse les secondes étages « Delta Cryogenic Second Stage » de la Delta IV, et Centaur de l'Atlas V. Le RL-10 a été envisagé comme moteur du module lunaire Altair du programme Constellation, mais à la suite de l'abandon de ce dernier, l'Altair ne volera jamais. Le second étage du Space Launch System, l'Interim Cryogenic Propulsion Stage, est une version adaptée du Delta Cryogenic Second Stage, qui utilisera également le RL-10. Le moteur a reçu de nouvelles affectations sur des fusées, telles que Vulcan et OmegA, dans le rôle d'étage supérieur.

Historique

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Origine

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L'hydrogène : un grand potentiel et un défi technique

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L'utilisation de l'hydrogène liquide, combiné avec de l'oxygène liquide, constitue le carburant le plus efficace pour une fusée, puisqu'il fournit entre 35 et 40 % de puissance supplémentaire que toute autre combinaison d'ergols[2]. Mais son utilisation représente un grand défi technique : pour le conserver liquéfié, il est nécessaire de le maintenir à une température inférieure à −253 °C (soit 70 °C de moins que l'oxygène liquide). À cette température, le métal des réservoirs devient cassant. De plus, la petite taille de la molécule d'hydrogène lui permet de s'infiltrer dans les micro-fissures des réservoirs et facilite les fuites. L'hydrogène provoque également une fragilisation des métaux. Malgré son potentiel reconnu, aucun constructeur astronautique ne s'était lancé, en 1956, dans la construction d'une fusée utilisant l'hydrogène.

Premières études du Centaur

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Krafft Ehricke, un des ingénieurs venus d'Allemagne avec Wernher von Braun, est le premier à concevoir un étage de fusée utilisant l'hydrogène, en 1956. À l'époque, Ehricke est employé chez Convair, filiale de General Dynamics, constructeur de l'Atlas qui est le missile balistique intercontinental en cours de développement le plus ambitieux côté américain. L'ingénieur imagine d'ajouter à la fusée un deuxième étage de même diamètre, utilisant de l'hydrogène et de l'oxygène liquide, pour en faire un lanceur à usage civil. La structure de ce second étage reprend l'architecture mise au point par l'ingénieur d'origine belge Charlie Bossart pour la fusée Atlas : les réservoirs sont structuraux (c'est-à-dire qu'ils jouent à la fois le rôle de coque externe et de réservoir) et sont dépourvus de longerons : s'ils ne sont pas maintenus sous pression, ils s'effondrent sous leur propre poids. Cette technique de construction, délicate à maîtriser et relativement coûteuse, permet d'alléger au maximum le poids de la fusée. Les études sur le nouvel étage, baptisé Centaur[Note 1], sont initialement financées sur fonds propres par Convair[3].

Le développement du RL-10

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Le XLR-115, alias RL-10.

La course à l'espace entre les Américains et les Soviétiques, déclenchée par la mise en orbite de Spoutnik 1, souligne la faiblesse des lanceurs américains, incapables de placer des charges lourdes en orbite. Elle attire l'attention de l'Armée de l'Air américaine sur l'étude d'Ehricke qui, en exploitant le potentiel de l'hydrogène, pourrait permettre de combler cet écart. Dans un tout autre domaine, l'US Air Force tente déjà d'exploiter le surcroît de puissance fourni par l'hydrogène pour la propulsion d'un avion espion prototype (projet Suntan (en)), utilisant un turboréacteur consommant ce gaz. Les ingénieurs du constructeur américain de moteurs d'avions Pratt & Whitney, chargés de la propulsion, ont mis au point, en exploitant les caractéristiques de l'hydrogène liquide, une solution élégante, simple et efficace permettant de faire tourner la turbine amenant l'hydrogène dans la chambre de combustion tout en refroidissant les parois de celle-ci. Ehricke se rend compte que ce concept, appliqué à un moteur-fusée, simplifie énormément sa conception, tout en permettant de le rallumer en toute fiabilité dans le vide, même après un arrêt total prolongé. L'US Air Force passe un contrat de développement en avec Ehricke et Convair, dont le montant est fixé initialement à 36 millions de dollars (42 millions avec le système de guidage et les installations de lancement). Le contrat stipule que six prototypes de fusées Atlas-Centaur doivent être développés en utilisant des moteurs développés par Pratt and Whitney. Le premier vol est fixé à [4]. Ce moteur est le RL-10, originellement appelé XLR-115[5], qui est le premier engin produit en série à utiliser l'hydrogène liquide comme carburant ; son développement par Pratt & Whitney joue un rôle essentiel dans la réussite du programme Apollo en permettant la mise au point de ce nouveau type de propulsion qui sera utilisé par le moteur J-2 du lanceur lunaire Saturn V.

Le premier test au sol du RL-10 a eu lieu en 1959 et le premier vol en 1963 sur une Atlas-Centaur[6]. En 2003, 350 moteurs avaient été produits pour propulser différents types de lanceurs[7]. Le RL-10 a équipé par le passé le deuxième étage S-IV de la fusée Saturn I (6 × RL-10) et l'étage Centaur (2 × RL-10) des fusées Atlas et Titan. Il avait été retenu pour les futurs module lunaire Altair du programme Constellation abandonné en 2010. Il propulse aujourd'hui le second étage des lanceurs lourds américains EELV Delta IV (1 × RL-10B-2) et Atlas V (2 × RL-10A-4-2). À l'origine, le moteur pèse 135 kg et développe une poussée de 6,7 tonnes dans le vide avec une impulsion spécifique de 433 secondes. La version moderne la plus puissante, le RL-10B-2, pèse 277 kg et développe une poussée dans le vide de 11 tonnes avec une impulsion spécifique de 464 secondes.

Carrière

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Les débuts difficiles

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L’Atlas-Centaur 1, qui se terminera par un échec

Le premier vol d’un Centaur A avec le RL-10 (ici version A-1[8]) a lieu sur le premier Atlas-Centaur. La fusée décolle depuis le pad LC-36A, le 8 mai 1962. Le vol se passe bien, mais atteint 54 secondes après le décollage, la fusée se désintègre. La NASA a rapidement déterminé que le Centaur en était la cause. La pression aérodynamique sur le couvercle protégeant l'isolation l'avait fait éclater, arrachant l'isolation et exposant les parois du réservoir de carburant à la chaleur atmosphérique. L'augmentation de la pression dans le réservoir due à l'ébullition du LH2 a provoqué la rupture du réservoir, déversant de l'hydrogène liquide volatile sur les côtés de la fusée, où il a été enflammé par une étincelle du moteur. La perte du Centaur a été un sérieux revers pour la NASA[9].

18 mois de travaux intensifs ont été nécessaires pour l’aboutissement du Atlas-Centaur 2 (AC-2), possédant comme second étage un Centaur B, équipé d’une paire de RL-10A-3[8]. Pour souligner l'importance du lien entre Centaur et Saturn, le président John F. Kennedy s'est rendu sur le site de lancement à l'approche de la date de lancement en novembre 1963. Quelques jours plus tard, les ingénieurs et les techniciens d'Atlas-Centaur ont été dévastés en apprenant que le président avait été assassiné à Dallas. La NASA a retardé le lancement d'AC-2 d'un jour pour permettre à l'équipe de lancement d'Atlas-Centaur de faire le deuil de Kennedy et de se concentrer sur la tâche ardue de la préparation du lancement. Le panneau isolant du AC-2, qu’on soupçonnait être la cause de l’échec sur AC-1, a été boulonné au réservoir. Le 27 novembre 1963, l'Atlas-Centaur décolla de Cap Canaveral à 14h03. La fusée est intacte tous le long du vol, et lors du largage du premier étage, Centaur mit feu ses deux moteurs RL-10 sans difficultés. Ce premier vol a démontré la compatibilité d'Atlas avec l'étage supérieur Centaur et a également prouvé que les moteurs à hydrogène liquide pouvaient être utilisés dans l'espace. Le même jour, Pratt & Whitney Aircraft a publié un rapport classifié intitulé "RL10 Engine for Advanced Space Missions". Le RL10, annonçait-il, « est un moteur mature dont la durabilité et la fiabilité ont été prouvées ». La description de la société soulignait la simplicité et la contrôlabilité du cycle de fonctionnement[10].

Les trois vols suivants AC-3, 4 et 5 ne furent pas très concluants. Ils utilisent un Centaur-C équipé d’une paire de RL-10A-3[8]. L’Atlas Centaur 3 (AC-3) est une répétition du vol AC-2 avec cette fois le largage des panneaux de protection et de la coiffe. Quatre secondes après l'allumage des deux RL-10, la pompe hydraulique tombe en panne, la tuyère ne peut plus être pilotée. L'étage commence à pivoter ce qui a pour conséquence de créer un vide dans l'alimentation de l’oxygène liquide de la pompe qui arrête prématurément le moteur à la 253ème secondes (au lieu des 377 prévues). Le Centaur ne peut se mettre en orbite et retombe dans l'Atlantique à 4 356 km du pad de lancement. Contrairement aux autres vols, le AC-4 présente comme particularité de transporter une chargé morte de 952 kg, simulant la masse de la sonde lunaire Surveyor (les Atlas-Centaur sont chargés de l’envoi de ces sondes). La phase de décollage se déroule bien. Mais après 25 minutes sur une orbite Parking, le rallumage du Centaur échoue, laissant la charge utile sur son orbite. Grâce à des tests et des analyses, les scientifiques ont découvert qu'en apesanteur, l'hydrogène liquide adhère aux parois du réservoir et que la zone de remplissage (espace où les gaz s'accumulent) se trouve en son centre. Après le succès du vol AC-2, les ingénieurs installèrent des moteurs d'accélération sur l'étage de 0,5 kg de poussée moins puissants que ceux de l'AC-2, et qui ne suffisaient pas à contrer l'adhérence de l'hydrogène liquide[11],[12].

Le Atlas-Centaur 5 explosant sur le pas de tir, juste avant que l’étage Centaur explose à son tour et provoque la plus grosse des explosions

Atlas-Centaur 5 (AC-5) embarque avec lui une évolution du prototype de la sonde Surveyor de AC-4, qui a comme objectif de simuler le dynamisme de la sonde en plus de sa masse. Les inspections et le compte à rebours se passent sans encombre, et la fusée décolle le 2 mars 1965. Les ingénieurs étaient confiants dans la réussite du lancement de l'AC-5 car la phase d’ascension directe était devenu presque une routine. À 1,5 m du sol, les moteurs d'Atlas s'arrêtent soudainement et le véhicule retombe sur Terre, provoquant une explosion qui endommage lourdement l'aire de lancement LC-36A. Aucun blessé ou mort n'est signalé. L’échec du lancement n’est cette fois-ci pas causé par Centaur, mais par le premier étage Atlas. L'analyse des défaillances a révélé qu'après le décollage, un transducteur de pression d'instrumentation mal installé sur Atlas ordonna la fermeture d'une valve, coupant la circulation du carburant vers les moteurs. Bien que l’accident n'ait rien à voir avec Centaur, cette explosion a assuré une fois pour toutes la réputation de Centaur comme « Oiseau de malheur »[13]. Étant sévèrement endommagé, le LC-36A doit être reconstruit. À proximité de ce dernier, un autre pas, le LC-36B, était en construction, mais a été arrêté pour faire des économies. La NASA ordonna la reconstruction du LC-36A et d’achever la construction du LC-36B[12].

Common Extensible Cryogenic Engine

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Test du Common Extensible Cryogenic Engine

Au début des années 2000, la NASA a passé un contrat avec Pratt & Whitney Rocketdyne pour développer le démonstrateur Common Extensible Cryogenic Engine (CECE). Le Common Extensible Cryogenic Engine devait déboucher sur des moteurs RL10 capables d'effectuer des accélérations importantes[14]. En 2007, son fonctionnement (avec une certaine « perte de puissance ») a été démontré à des rapports d'accélérateur de 11:1[15]. En 2009, la NASA a annoncé avoir réussi à moduler la poussée de 104 % à 8 %, un record pour un moteur à cycle à expandeur de ce type. La perte de puissance a été éliminée grâce à des modifications du système d'alimentation de l'injecteur et du propulseur qui contrôlent la pression, la température et le débit des propulseurs[16]. En 2010, la plage de modulation de poussée a été étendue à un rapport de 17.6:1, passant de 104% à 5,9% de puissance[17].

Successeur possible du début des années 2010

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En 2012, la NASA s'est associée à l'US Air Force pour étudier la propulsion de l'étage supérieur de nouvelle génération, officialisant les intérêts communs des agences dans un nouveau moteur d'étage supérieur pour remplacer l'Aerojet Rocketdyne RL10.

« "We know the list price on an RL10. If you look at cost over time, a very large portion of the unit cost of the EELVs is attributable to the propulsion systems, and the RL10 is a very old engine, and there's a lot of craftwork associated with its manufacture. ... That's what this study will figure out, is it worthwhile to build an RL10 replacement?" »

— Dale Thomas, Associated Director Technical, Marshall Space Flight Center[18]

« Nous connaissons le prix catalogue d'un RL10. Si vous regardez le coût dans le temps, une très grande partie du coût unitaire des EELV est attribuable aux systèmes de propulsion, et le RL10 est un moteur très ancien, et il y a beaucoup de travail artisanal associé à sa fabrication. ... C'est ce que cette étude permettra de déterminer : vaut-il la peine de construire un remplacement du RL10 ? »

— Dale Thomas, directeur technique associé, Marshall Space Flight Center[18]

À partir de l'étude, la NASA espérait trouver un moteur de classe RL10 moins cher pour l'étage supérieur du Space Launch System[18],[19].

L'US Air Force espérait remplacer les moteurs Rocketdyne RL10 utilisés sur les étages supérieurs du Lockheed Martin Atlas V et des Boeing Delta IV Evolved Expendable Launch Vehicle qui étaient les principaux lanceurs des satellites du gouvernement américain[18]. Une étude connexe des besoins a été menée en même temps dans le cadre du programme AUSEP (Affordable Upper Stage Engine Program)[19].

Améliorations

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Le RL10 a évolué au fil des années. Le RL10B-2 utilisé sur le Delta Cryogenic Second Stage avait des performances améliorées, une tuyère extensible, un cardan électromécanique pour un poids réduit et une fiabilité accrue, et une impulsion spécifique de 464 s (4,55 km/s).[réf. nécessaire]

À partir de 2016, Aerojet Rocketdyne travaillait à l'intégration de la fabrication additive dans le processus de construction du RL10. La société a effectué des essais à chaud à grande échelle sur un moteur avec un injecteur principal imprimé en [20], et sur un moteur avec une chambre de poussée imprimée en [21].

Applications du RL10

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Applications passées

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  • Atlas V Centaur (étage de fusée) : L'étage Centaur version monomoteur (SEC) utilise le RL10C-1[1], tandis que la version bimoteur (DEC) conserve le plus petit RL10A-4-2[22]. Une mission Atlas V (SBIRS-5) a marqué la première utilisation de la version RL10C-1-1. La mission a été couronnée de succès mais a observé des vibrations inattendues, et l'utilisation ultérieure du modèle RL10C-1-1 est suspendue jusqu'à ce que le problème soit mieux compris[23].
  • Delta Cryogenic Second Stage : Le Delta Cryogenic Second Stage actuel est équipé d'un RL10C-2-1 avec une tuyère extensible[1],[24],[25].

Applications actuelles

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  • Space Launch System : L'étage de propulsion cryogénique provisoire Interim Cryogenic Propulsion Stage ou ICPS est utilisé pour le SLS et est similaire au DCSS, sauf que le moteur est un RL10B-2 et qu'il est adapté pour s'adapter au-dessus de l'étage central de 8,4 m de diamètre avec quatre RS-25.
  • Centaur V, second étage de Vulcan : cet étage Centaur est propulsé par deux moteurs RL10C.

Moteurs en développement

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Vue d’artiste du Exploration Upper Stage.
  • Exploration Upper Stage : L'Exploration Upper Stage utilisera initialement quatre moteurs RL10C-3. Lorsque RL10C-X sera disponible, les moteurs C-3 seront remplacés par CX[26].
  • OmegA Upper Stage : En , Northrop Grumman Innovation Systems a annoncé que deux moteurs RL10C-5-1 seraient utilisés sur OmegA dans l'étage supérieur[27]. Le BE-3U de Blue Origin et le Vinci d'Airbus Safran ont également été envisagés avant le choix du moteur d'Aerojet Rocketdyne. Le développement d'OmegA a été interrompu après qu'il n'a pas réussi à remporter un contrat de lancement pour les satellites militaires (National Security Space Launch contract)[28].
  • Centaur V : Le , United Launch Alliance (ULA) a annoncé que le moteur d'étage supérieur RL10 avait été sélectionné pour la fusée Vulcan Centaur de nouvelle génération d'ULA à la suite d'un processus concurrentiel[29]. Centaur V utilisera normalement le RL10C-1-1[1], mais sur Vulcan Centaur Heavy, le RL10C-X sera utilisé[30].

Advanced Cryogenic Evolved Stage

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En 2009, une version améliorée du RL10 a été proposée pour alimenter l'Advanced Cryogenic Evolved Stage (en) (ACES), une extension de longue durée à faible taux d'ébullition de la technologie existante du Centaur et du Delta Cryogenic Second Stage (DCSS) d'ULA pour le lanceur Vulcan[31]. La technologie ACES de longue durée est destinée à soutenir les missions géosynchrones, cislunaires et interplanétaires. Une autre application possible est le dépôt de propergols dans l'espace, en orbite terrestre basse ou en L2, qui pourrait servir de station intermédiaire pour d'autres fusées qui s'arrêteraient pour se ravitailler en carburant en route vers des missions au-delà de l'orbite terrestre basse ou interplanétaires. Le nettoyage des débris spatiaux a également été proposé[32]. Le développement de ce nouvel étage supérieur est suspendu depuis 2020.

Caractéristiques technique

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Ces caractéristiques ne concerne uniquement le RL-10A-3, RL-10A-3-1 et RL-10A-3-3

Pompe à hydrogène liquide

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La pompe à carburant est composé de deux étages, utilisant le principe de centrifuge avec des impulseurs, des collecteurs à volute et des diffuseurs tangentiels. La roue du premier étage est constituée d'aubes balayées à 50 degrés pour les versions RL10A-3 et RL10A-3-1 et d'aubes balayées à 22,5 degrés pour la version RL10A-3-3. La roue du deuxième étage est de type radial. Les deux étages sont montés dos à dos pour minimiser le déséquilibre de poussée. Le premier étage de la pompe est précédé d'un inducteur de débit axial à trois pales fonctionnant à la même vitesse que les roues principales. Les pompes à carburant RL10A-3 et RL10A-3-1 sont conçues pour fonctionner à environ 30 000 tr/min avec une pression d'aspiration positive nette minimale de psi[33]

Versions

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Version Status Premier vol Masse Poussée Isp (vide) Hauteur Diamètre Rapport poussée sur poids Rapport comburant / combustible Rapport d'extension Pression de la chambre de combustion Temps d'utilisation Étage associé Notes / Sources
RL10A-1 Retiré 1962 131 kg 66,7 kN 425 s 1,73 m 1,53 m 52:1 40:1 430 s Centaur A Prototype
[22],[34],[8]
RL10A-3 Retiré 1963 131 kg 65,6 kN 444 s 2,49 m 1,53 m 51:1 5:1 57:1 32,75 bar 470 s Centaur B/C/D/E
S-IV 		[35]
RL10A-4 Retiré 1992 168 kg 92,5 kN 449 s 2,29 m 1,17 m 56:1 5.5:1 84:1 392 s Centaur IIA [36]
RL10A-4-1 Retiré 2000 167 kg 99,1 kN 451 s 1,53 m 61:1 84:1 740 s Centaur IIIA [37]
RL10A-4-2 En production 2002 167 kg 99,1 kN 451 s 1,17 m 61:1 84:1 740 s Centaur IIIB
Centaur V1
Centaur V2 		[38],[39]
RL10A-5 Retiré 1993 143 kg 64,7 kN 373 s 1,07 m 1,02 m 46:1 6:1 4:1 127 s DC-X [40]
RL10B-2 En production 1998 277 kg 110 kN 462 s 4,14 m 2,13 m 40:1 5.88:1 280:1 44,12 bar 5 m : 1 125 s
4 m : 700 s 		DCSS [41],[42]
RL10B-X Annulé 317 kg 93,4 kN 470 s 1,53 m 30:1 250:1 408 s Centaur B-X [43]
CECE Projet de démonstration 160 kg 66,7 kN, throttle to 5–10% 445 s 1,53 m [44],[45]
RL10C-1 En production 2014 190 kg 101,8 kN 449,7 s 2,22 m 1,44 m 57:1 5.5:1 130:1 2 000 s Centaur SEC
[39],[46],[47],[48]
RL10C-1-1 En production 2021 188 kg 106 kN 453,8 s 2,46 m 1,57 m 57:1 5.5:1 Centaur V [1],[49]
RL10C-2-1 En production 301 kg 109,9 kN 465,5 s 4,15 m 2,15 m 37:1 5.88:1 280:1 Delta Cryogenic Second Stage [50]
RL10C-3 En développement 2026 230 kg 108 kN 460,1 s 3,15 m 1,85 m 48:1 5.7:1 Exploration Upper Stage [1]
RL10C-5-1 Annulé (2020) N/A 188 kg 106 kN 453,8 s 2,46 m 1,57 m 57:1 5.5:1 OmegA [1],[28]
RL10C-X En développement 106 kN 461 s Vulcan Centaur Imprimé en 3D
[51]

Voir aussi

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Articles connexes

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Liens externes

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Notes et références

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Notes

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  1. ↑ Du nom de l'étoile la plus proche de la Terre (Alpha du Centaure), qu'Ehricke souhaitait pouvoir approcher grâce aux résultats de ses travaux.

Références

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  1. ↑ a b c d e f et g (en) Aerojet Rocketdyne RL10 Propulsion System (PDF), Aerojet Rocketdyne, (lire en ligne)
  2. ↑ (en) Virginia P. Dawson et Mark D. Bowles, Taming liquid hydrogen : The Centaur upper stage rocket (1958 - 2002), NASA, , 289 p. (lire en ligne [PDF]), p. 4.
  3. ↑ (en) Virginia P. Dawson et Mark D. Bowles, Taming liquid hydrogen : The Centaur upper stage rocket (1958 - 2002), NASA, , 289 p. (lire en ligne [PDF]), p. 1 à 13.
  4. ↑ (en) Virginia P. Dawson et Mark D. Bowles, Taming liquid hydrogen : The Centaur upper stage rocket (1958 - 2002), NASA, , 289 p. (lire en ligne [PDF]), p. 17 à 21.
  5. ↑ (en) « Evolution of Pratt & Whitney's cryogenic rocket engine RL-10 » Accès libre, sur www.b14643.de (consulté le )
  6. ↑ (en) George Sutton, History of liquid propellant rocket engines, American Institute of Aeronautics and Astronautics,
  7. ↑ « Renowned Rocket Engine Celebrates 40 Years of Flight » [archive du ], Pratt & Whitney,
  8. ↑ a b c et d « Atlas Centaur », Gunter's Space Page (consulté le )
  9. ↑ (en) Virginia P. Dawson et Mark D. Bowles, Taming liquid hydrogen : The Centaur upper stage rocket (1958 - 2002), NASA, , 289 p. (lire en ligne [PDF]), p. 46 à 47.
  10. ↑ (en) Virginia P. Dawson et Mark D. Bowles, Taming liquid hydrogen : The Centaur upper stage rocket (1958 - 2002), NASA, , 289 p. (lire en ligne [PDF]), p. 82.
  11. ↑ (en) Virginia P. Dawson et Mark D. Bowles, Taming liquid hydrogen : The Centaur upper stage rocket (1958 - 2002), NASA, , 289 p. (lire en ligne [PDF]), p. 84.
  12. ↑ a et b (en) Didier Capdevila, « Les lanceurs Atlas » Accès libre, sur capcomespace.net (consulté le )
  13. ↑ (en) Virginia P. Dawson et Mark D. Bowles, Taming liquid hydrogen : The Centaur upper stage rocket (1958 - 2002), NASA, , 289 p. (lire en ligne [PDF]), p. 85.
  14. ↑ « Common Extensible Cryogenic Engine (CECE) » [archive du ], United Technologies Corporation
  15. ↑ « Throttling Back to the Moon » [archive du ], NASA,
  16. ↑ « NASA Tests Engine Technology for Landing Astronauts on the Moon », NASA,
  17. ↑ Giuliano, « CECE: Expanding the Envelope of Deep Throttling Technology in Liquid Oxygen/Liquid Hydrogen Rocket Engines for NASA Exploration Missions », NASA Technical Reports Server,
  18. ↑ a b c et d Roseberg, « NASA, US Air Force to study joint rocket engine », Flight Global, (consulté le )
  19. ↑ a et b Newton, « NASA Partners With U.S. Air Force to Study Common Rocket Propulsion Challenges », NASA,
  20. ↑ « Aerojet Rocketdyne Successfully Tests Complex 3-D Printed Injector in World's Most Reliable Upper Stage Rocket Engine », Aerojet Rocketdyne, (consulté le )
  21. ↑ « Aerojet Rocketdyne Achieves 3-D Printing Milestone with Successful Testing of Full-Scale RL10 Copper Thrust Chamber Assembly », Aerojet Rocketdyne, (consulté le )
  22. ↑ a et b (en) Mark Wade, « RL-10A-1 », Encyclopedia Astronautica, (consulté le )
  23. ↑ (en) Sandra Erwin, « ULA delays further use of enhanced upper-stage engine pending studies », sur SpaceNews,
  24. ↑ « ULA Vulcan Launch Vehicle (as announced/built) - General Discussion Thread 3 », forum.nasaspaceflight.com (consulté le )
  25. ↑ « Delta IV Data Sheet », www.spacelaunchreport.com (consulté le )
  26. ↑ Sloss, « NASA, Boeing looking to begin SLS Exploration Upper Stage manufacturing in 2021 », NASASpaceflight,‎ (lire en ligne, consulté le )
  27. ↑ « RL-10 Selected for OmegA Rocket », Aerojet Rocketdyne, (consulté le )
  28. ↑ a et b (en-US) « Northrop Grumman to terminate OmegA rocket program », sur SpaceNews, (consulté le )
  29. ↑ « United Launch Alliance Selects Aerojet Rocketdyne's RL10 Engine », ULA, (consulté le )
  30. ↑ « Vulcan Cutaway Poster », United Launch Alliance (consulté le )
  31. ↑ Kutter, Zegler, Barr et Bulk, « Robust Lunar Exploration Using an Efficient Lunar Lander Derived from Existing Upper Stages », AIAA,‎ (lire en ligne)
  32. ↑ Zegler et Bernard Kutter, « Evolving to a Depot-Based Space Transportation Architecture » [archive du ], AIAA SPACE 2010 Conference & Exposition, AIAA, (consulté le ) : « 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. ... »
  33. ↑ Pratt & Whitney Aircraft 1965, p. 5.2.
  34. ↑ (en) Roger E. Bilstein, Stages to Saturn; A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles, Washington, D.C., NASA History Office, (lire en ligne), chap. 5 (« Unconventional Cryogenics: RL-10 and J-2 »)
  35. ↑ (en) Mark Wade, « RL-10A-3 », Encyclopedia Astronautica, (consulté le )
  36. ↑ (en) Mark Wade, « RL-10A-4 », Encyclopedia Astronautica, (consulté le )
  37. ↑ (en) Mark Wade, « RL-10A-4-1 », Encyclopedia Astronautica, (consulté le )
  38. ↑ (en) Mark Wade, « RL-10A-4-2 », Encyclopedia Astronautica, (consulté le )
  39. ↑ a et b « RL10 Engine », Aerojet Rocketdyne
  40. ↑ (en) Mark Wade, « RL-10A-5 », Encyclopedia Astronautica, (consulté le )
  41. ↑ (en) Mark Wade, « RL-10B-2 », Encyclopedia Astronautica, (consulté le )
  42. ↑ « Delta IV Launch Services User's Guide, June 2013 », sur ULA Launch (consulté le )
  43. ↑ (en) Mark Wade, « RL-10B-X », Encyclopedia Astronautica, (consulté le )
  44. ↑ « Commons Extensible Cryogenic Engine », Pratt & Whitney Rocketdyne (version du sur Internet Archive)
  45. ↑ « Common Extensible Cryogenic Engine - Aerojet Rocketdyne », sur www.rocket.com (consulté le )
  46. ↑ « Cryogenic Propulsion Stage », NASA (consulté le )
  47. ↑ (en) « Atlas-V with RL10C powered Centaur », sur forum.nasaspaceflight.com (consulté le )
  48. ↑ « Evolution of Pratt & Whitney's cryogenic rocket engine RL-10 » (version du sur Internet Archive)
  49. ↑ (en-US) Stephen Clark, « United Launch Alliance nears first fueling test on Vulcan rocket – Spaceflight Now » (consulté le )
  50. ↑ « RL10 Engine | Aerojet Rocketdyne », sur www.rocket.com (consulté le )
  51. ↑ (en) « Aerojet Rocketdyne Secures its Largest RL10 Engine Contract from United Launch Alliance | Aerojet Rocketdyne Holdings, Inc. », sur ir.aerojetrocketdyne.com (consulté le )

Documents

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Document utilisé pour la rédaction de l’article : document utilisé comme source pour la rédaction de cet article.

  • (en) Pratt & Whitney Aircraft, RL-10 Liquid Rocket Engine Installation Handbook, , 120 p. (lire en ligne)
  • (en) NASA, Pratt & Whitney Aircraft, Design study of RL-10 Derivatives, , 450 p. (lire en ligne)
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