RS-2200
| Kraj pochodzenia | Stany Zjednoczone |
|---|---|
| Data | Lata 90-te |
| Projektant | Rakieta |
| Aplikacja | X-33 |
| Powiązane LV | XRS-2200 |
| Status | Rozwój anulowany |
| Silnik na paliwo ciekłe | |
| Gaz pędny | LOX/LH2 |
| Konfiguracja | |
| Stosunek dysz | 173:1 |
| Wydajność | |
| Pchnięcie, próżnia | 2201 kN (495 000 funtów siły) |
| Ciąg, na poziomie morza | 1917 kN (431 000 funtów siły) |
| Stosunek ciągu do masy | 83:1 |
| Ciśnienie w komorze | 155 barów (2250 psi) |
| Specyficzny impuls , próżnia | 455 sekund |
| Specyficzny impuls , poziom morza | 347 sekund |
| Wymiary | |
| Pomiar | Przedni koniec: 6,4 m (250 cali) szerokości i 2,4 m (94 cale) długości Tylny koniec: 2,4 m (94 cale) szerokości i 2,4 m (94 cale) długości Do przodu do tyłu: 4,3 m (170 cali) |
Rocketdyne RS-2200 był eksperymentalnym liniowym silnikiem rakietowym typu aerospike opracowanym przez Rocketdyne dla programu VentureStar firmy Lockheed Martin . Program został ostatecznie odwołany w 2001 roku, zanim zmontowano jakiekolwiek silniki RS-2200.
XRS-2200
XRS-2200 był podskalowym silnikiem testowym, który miał zostać przekształcony w pełnowymiarowy RS-2200. Silnik ten, w przeciwieństwie do swojego pełnowymiarowego odpowiednika, dotarł na stanowisko testowe i przeszedł około 1600 sekund testów w trybie gorącego ognia.
Ten artykuł zawiera materiały należące do domeny publicznej, pochodzące ze stron internetowych lub dokumentów Narodowej Agencji Aeronautyki i Przestrzeni Kosmicznej .