Rocketdyne XRS-2200
 Test ogniowy Rocketdyne XRS-2200
| |
| Kraj pochodzenia | Stany Zjednoczone |
|---|---|
| Data | 1999 |
| Projektant | Rocketdyne |
| Producent | Rocketdyne |
| Aplikacja | X-33 |
| Poprzednik | J-2S |
| Status | Eksperymentalny |
| Silnik na paliwo ciekłe | |
| Gaz pędny | LOX / LH2 |
| Cykl | Generator gazu |
| Konfiguracja | |
| Stosunek dysz | 58:1 |
| Wydajność | |
| Pchnięcie, próżnia | 1184 kN (266 000 funtów -stopę ) |
| Napór, poziom morza | 909 kN (204 000 funtów -stopę ) |
| Ciśnienie w komorze | 58 barów (840 psi) |
| Specyficzny impuls , próżnia | 439 sekund (4,31 km / s) |
| Specyficzny impuls , poziom morza | 339 sekund (3,32 km / s) |
| Wymiary | |
| Długość | 2,01 m (6 stóp 7 cali) |
Rocketdyne XRS-2200 był eksperymentalnym liniowym silnikiem aerospike opracowanym w połowie lat 90. dla programu Lockheed Martin X-33 . Projekt został oparty na J-2S , ulepszonej wersji silnika J-2 z ery Apollo, opracowanego w latach 60. XRS-2200 wykorzystywał cykl spalania J-2 i wybór paliwa.
Firma Rocketdyne zamierzała przekształcić podskalę XRS-2200 w RS-2200 do użytku w VentureStar . Podczas gdy program X-33 został odwołany, wyprodukowano i przetestowano dwa silniki XRS-2200.
Kategorie: