HG-3 (silnik rakietowy)
| Kraj pochodzenia | Stany Zjednoczone |
|---|---|
| Projektant | MSFC / Rocketdyne |
| Producent | Rocketdyne |
| Aplikacja | Silnik górnego stopnia |
| Powiązany LV |
Saturn MLV Saturn IB-B Saturn V/4-260 Saturn INT-17 |
| Poprzednik | J-2 |
| Następca | RS-25 |
| Status | Odwołany |
| Silnik na paliwo ciekłe | |
| Gaz pędny | Ciekły tlen / Ciekły wodór |
| Wydajność | |
| Pchnięcie, próżnia | 1400,7 kN (314900 funtów -stopę ) |
| Napór, poziom morza | 869,6 kN (195500 funtów -stopę ) |
| Specyficzny impuls , próżnia | 451 sekund (4,42 km / s) |
| Specyficzny impuls , poziom morza | 280 sekund (2,7 km / s) |
| Referencje | |
| Referencje | |
HG -3 był kriogenicznym silnikiem rakietowym na paliwo ciekłe , który został zaprojektowany do użytku w górnych stopniach rakiet Saturn w erze post- Apollo . Zaprojektowany w Stanach Zjednoczonych przez Rocketdyne , HG-3 miał spalać kriogeniczny ciekły wodór i ciekły tlen jako propelent, przy czym każdy silnik wytwarzał 1400,7 kN (315 000 funtów siły ) ciągu podczas lotu. Silnik został zaprojektowany do produkcji impuls właściwy ( Isp ) 451 sekund (4,42 km/s) w próżni lub 280 sekund (2,7 km/s) na poziomie morza . Opracowany na podstawie silnika J-2 firmy Rocketdyne używanego na stopniach S-II i S-IVB , silnik miał zastąpić J-2 w zmodernizowanych stopniach S-II-2 i S-IVB-2 przeznaczonych do użytku na Saturnie Rakiety MLV , Saturn IB-B i Saturn V / 4-260, z wersją zoptymalizowaną pod kątem poziomu morza, HG-3-SL, przeznaczoną do użytku na Saturnie INT-17 . Silnik został jednak anulowany podczas wycofania po Apollo, kiedy zaprzestano opracowywania bardziej zaawansowanych rakiet Saturn i nigdy nie latano, chociaż silnik został później wykorzystany jako podstawa do zaprojektowania silnika RS- 25 .
Zobacz też