El J-2 , comúnmente conocido como Rocketdyne J-2, era un motor de cohete criogénico de combustible líquido utilizado en los vehículos de lanzamiento Saturn IB y Saturn V de la NASA . Construido en los Estados Unidos por Rocketdyne , el J-2 quemaba propulsores criogénicos de hidrógeno líquido (LH 2 ) y oxígeno líquido (LOX), y cada motor producía 1.033,1 kN (232.250 lb f ) de empuje en el vacío. El diseño preliminar del motor se remonta a las recomendaciones del Comité Silverstein de 1959 . Rocketdyne obtuvo la aprobación para desarrollar el J-2 en junio de 1960 y el primer vuelo, AS-201 , se produjo el 26 de febrero de 1966. El J-2 experimentó varias mejoras menores a lo largo de su historial operativo para mejorar el rendimiento del motor, con dos programas de actualización importantes. , el J-2S tipo boquilla de Laval y el J-2T tipo aerospike , que fueron cancelados tras la conclusión del programa Apollo .
El motor producía un impulso específico ( I sp ) de 421 segundos (4,13 km/s) en el vacío (o 200 segundos (2,0 km/s) al nivel del mar) y tenía una masa de aproximadamente 1.788 kilogramos (3.942 lb). Se utilizaron cinco motores J-2 en la segunda etapa S-II del Saturn V , y se utilizó un J-2 en la etapa superior S-IVB utilizada tanto en el Saturn IB como en el Saturn V. También existieron propuestas para utilizar varios números de J. -2 motores en las etapas superiores de un cohete aún más grande, el planeado Nova . El J-2 fue el motor de cohete alimentado con LH2 de mayor producción en Estados Unidos antes del RS-25 . Se consideró una versión modernizada del motor, el J-2X , para su uso en la etapa de salida a la Tierra del reemplazo del transbordador espacial de la NASA , el sistema de lanzamiento espacial .
A diferencia de la mayoría de los motores de cohetes de combustible líquido en servicio en ese momento, el J-2 fue diseñado para reiniciarse una vez después del apagado cuando volaba en la tercera etapa del Saturn V S-IVB . La primera combustión, que duró unos dos minutos, colocó a la nave espacial Apolo en una órbita terrestre baja de estacionamiento . Después de que la tripulación verificara que la nave espacial estaba funcionando nominalmente, el J-2 se volvió a encender para inyección translunar , una combustión de 6,5 minutos que aceleró el vehículo a un rumbo hacia la Luna .
El conjunto de la cámara de empuje del J-2 sirvió como soporte para todos los componentes del motor y estaba compuesto por el cuerpo de la cámara de empuje, el conjunto del inyector y la cúpula, el conjunto del cojinete del cardán y el encendedor de chispa aumentado. [2]
La cámara de empuje se construyó con tubos de acero inoxidable de 0,30 milímetros (0,012 pulgadas) de espesor , apilados longitudinalmente y soldados en horno para formar una sola unidad. La cámara tenía forma de campana con una relación de área de expansión de 27,5:1 para un funcionamiento eficiente en altitud y el combustible la enfriaba de forma regenerativa . El combustible entraba desde un colector , situado a medio camino entre la garganta de la cámara de empuje y la salida, a una presión de más de 6.900 kPa (1.000 psi). Al enfriar la cámara, el combustible hizo un medio paso hacia abajo a través de 180 tubos y regresó en un paso completo hasta el inyector de la cámara de empuje a través de 360 tubos. Una vez que los propulsores pasaban a través del inyector, eran encendidos por el encendedor de chispa aumentado y quemados para impartir una alta velocidad a los gases de combustión expulsados para producir empuje. [2]
El inyector de la cámara de empuje recibía los propulsores bajo presión de las turbobombas y luego los mezclaba de manera que produjera la combustión más eficiente. Se mecanizaron 614 postes oxidantes huecos para formar una parte integral del inyector, con boquillas de combustible (cada una estampada en la cara del inyector) roscadas e instaladas sobre los postes oxidantes en anillos concéntricos. La cara del inyector era porosa y estaba formada por capas de malla de alambre de acero inoxidable y estaba soldada en su periferia al cuerpo del inyector. El inyector recibió LOX a través del colector de domo y lo inyectó a través de los postes del oxidante en el área de combustión de la cámara de empuje, mientras que el combustible se recibió del colector de combustible superior en la cámara de empuje y se inyectó a través de los orificios de combustible que eran concéntricos con los orificios del oxidante. . Los propulsores se inyectaron uniformemente para asegurar una combustión satisfactoria. El conjunto del inyector y la cúpula del oxidador estaba ubicado en la parte superior de la cámara de empuje. La cúpula proporcionó un colector para la distribución del LOX al inyector y sirvió como soporte para el cojinete del cardán y el encendedor de chispa aumentado. [2]
El encendedor de chispa aumentada (ASI) estaba montado en la cara del inyector y proporcionaba la llama para encender los propulsores en la cámara de combustión. Cuando se inició el arranque del motor, los excitadores de chispa energizaron dos bujías montadas en el costado de la cámara de combustión. Simultáneamente, el sistema de control inició el flujo inicial de oxidante y combustible al encendedor de chispa. Cuando el oxidante y el combustible ingresaron a la cámara de combustión del ASI, se mezclaron y se encendieron, siendo monitoreado el encendido adecuado mediante un monitor de encendido montado en el ASI. El ASI operó continuamente durante todo el encendido del motor, no estaba enfriado y era capaz de realizar múltiples reencendidos en todas las condiciones ambientales. [2]
El empuje se transmitía a través del cardán (montado en el conjunto del inyector y la cúpula oxidante y en la estructura de empuje del vehículo), que consistía en una junta universal compacta y altamente cargada (140.000 kPa) que constaba de un cojinete esférico tipo casquillo. Este estaba cubierto con una capa de teflón/fibra de vidrio que proporcionaba una superficie de apoyo seca y de baja fricción. El cardán incluía un dispositivo de ajuste lateral para alinear la cámara de combustión con el vehículo, de modo que, además de transmitir el empuje desde el conjunto del inyector a la estructura de empuje del vehículo, el cardán también proporcionaba un cojinete de pivote para desviar el vector de empuje, de esta manera proporcionar control de actitud de vuelo del vehículo. [2]
El sistema de alimentación de propulsor consta de turbobombas separadas de combustible y oxidante (cuyos cojinetes fueron lubricados por el fluido que se bombeaba porque la temperatura de funcionamiento extremadamente baja del motor impedía el uso de lubricantes u otros fluidos), varias válvulas (incluida la válvula principal de combustible, válvula principal del oxidante, válvula de utilización del propulsor y válvulas de purga de combustible y oxidante), medidores de flujo de combustible y oxidante, y líneas de interconexión. [2]
La turbobomba de combustible, montada en la cámara de empuje, era una unidad de bombeo de flujo axial impulsada por turbina que constaba de un inductor, un rotor de siete etapas y un conjunto de estator. Era una bomba de alta velocidad que funcionaba a 27.000 rpm y estaba diseñada para aumentar la presión del hidrógeno de 210 a 8.450 kPa (30 a 1.225 psi) (absoluta) a través de conductos de alta presión a un caudal que desarrolla 5.800 kW (7.800 bhp). La energía para operar la turbobomba la proporcionaba una turbina de dos etapas de alta velocidad. El gas caliente del generador de gas se dirigía al colector de entrada de la turbina, que distribuía el gas a las boquillas de entrada donde se expandía y se dirigía a alta velocidad hacia la rueda de la turbina de la primera etapa. Después de pasar por la rueda de la turbina de la primera etapa, el gas se redirige a través de un anillo de palas del estator y entra en la rueda de la turbina de la segunda etapa. El gas salió de la turbina a través del conducto de escape. Tres sellos dinámicos en serie impidieron que el fluido de la bomba y el gas de la turbina se mezclaran. La potencia de la turbina se transmitía a la bomba mediante un eje de una pieza. [2]
La turbobomba oxidante estaba montada en la cámara de empuje diametralmente opuesta a la turbobomba de combustible. Se trataba de una bomba centrífuga de una etapa con accionamiento directo por turbina . La turbobomba oxidante aumenta la presión del LOX y lo bombea a través de conductos de alta presión hacia la cámara de empuje. La bomba funcionó a 8.600 rpm a una presión de descarga de 7.400 kPa (1.080 psi) (absoluta) y desarrolló 1.600 kW (2.200 bhp). La bomba y sus dos ruedas de turbina están montadas sobre un eje común. La energía para operar la turbobomba del oxidante era proporcionada por una turbina de dos etapas de alta velocidad que era impulsada por los gases de escape del generador de gas. Las turbinas de las turbobombas del oxidante y de combustible estaban conectadas en serie mediante conductos de escape que dirigían los gases de escape descargados desde la turbina de la turbobomba de combustible a la entrada del colector de la turbina de la turbobomba del oxidante. Un sello estático y dos dinámicos en serie impidieron que el fluido oxidante de la turbobomba y el gas de la turbina se mezclaran. [2]
Al iniciarse el funcionamiento de la turbobomba, el gas caliente ingresaba a las toberas y, a su vez, a la rueda de la turbina de primera etapa. Después de pasar por la rueda de la turbina de la primera etapa, el gas fue redirigido por las palas del estator y entró en la rueda de la turbina de la segunda etapa. Luego, el gas salió de la turbina a través de los conductos de escape, pasó a través del intercambiador de calor y se escapó a la cámara de empuje a través de un colector directamente encima del colector de entrada de combustible. La potencia de la turbina se transmitía mediante un eje de una pieza a la bomba. La velocidad del LOX se incrementó a través del inductor y el impulsor. Cuando el LOX entró en la voluta de salida, la velocidad se convirtió en presión y el LOX se descargó en el conducto de salida a alta presión. [2]
Los caudalímetros de combustible y oxidante eran caudalímetros de tipo rotor con paletas helicoidales. Estaban ubicados en los conductos de alta presión de combustible y oxidante. Los caudalímetros midieron los caudales de propulsor en los conductos de propulsor de alta presión. El rotor de cuatro paletas del sistema de hidrógeno producía cuatro impulsos eléctricos por revolución y giraba aproximadamente a 3700 rpm a flujo nominal. El rotor de seis paletas del sistema LOX produjo seis impulsos eléctricos por revolución y giró a aproximadamente 2600 rpm a flujo nominal. [2]
El sistema de alimentación de propulsor requería varias válvulas para controlar el funcionamiento del motor cambiando el flujo de propulsor a través de los componentes del motor: [2]
El sistema generador de gas constaba del generador de gas, la válvula de control del generador de gas, el sistema de escape de la turbina y el colector de escape, el intercambiador de calor y la válvula de derivación de la turbina del oxidante. [2]
El generador de gas en sí estaba soldado al colector de turbina de la bomba de combustible, convirtiéndolo en una parte integral del conjunto de la turbobomba de combustible. Producía gases calientes para impulsar las turbinas de combustible y oxidante y consistía en una cámara de combustión que contenía dos bujías, una válvula de control que contenía puertos de combustible y oxidante y un conjunto de inyector. Cuando se inició el arranque del motor, los excitadores de chispa en el paquete de control eléctrico se energizaron, proporcionando energía a las bujías en la cámara de combustión del generador de gas. Los propulsores fluían a través de la válvula de control hasta el conjunto del inyector y hacia la salida de la cámara de combustión, antes de ser dirigidos a la turbina de combustible y luego a la turbina del oxidante. [2]
Los conductos de escape de las turbinas y las campanas de escape de las turbinas eran de chapa soldada. Se utilizaron bridas que utilizaban sellos dobles en las conexiones de los componentes. Los conductos de escape conducían los gases de escape de la turbina al colector de escape de la cámara de empuje que rodeaba la cámara de combustión aproximadamente a medio camino entre la garganta y la salida de la boquilla. Los gases de escape pasan a través del intercambiador de calor y salen a la cámara de combustión principal a través de 180 aberturas triangulares entre los tubos de la cámara de combustión. [2]
El intercambiador de calor era un conjunto de carcasa que constaba de un conducto, fuelles, bridas y serpentines. Estaba montado en el conducto de escape de la turbina entre el colector de descarga de la turbina oxidante y la cámara de empuje. Calentó y expandió gas helio para su uso en la tercera etapa o convirtió LOX en oxígeno gaseoso para la segunda etapa para mantener la presurización del tanque oxidante del vehículo. Durante el funcionamiento del motor, se extraía LOX del conducto de alta presión del oxidante o se suministraba helio desde la etapa del vehículo y se enviaba a los serpentines del intercambiador de calor. [2]
Este sistema estaba formado por un tanque de arranque integral de helio e hidrógeno, que contenía los gases de hidrógeno y helio para arrancar y operar el motor. El hidrógeno gaseoso impartió el giro inicial a las turbinas y bombas antes de la combustión del generador de gas, y el helio se utilizó en el sistema de control para secuenciar las válvulas del motor. El tanque esférico de helio se colocó dentro del tanque de hidrógeno para minimizar la complejidad del motor. Contenía 16.000 cm 3 (1.000 pulgadas cúbicas) de helio. El tanque esférico de gas hidrógeno más grande tenía una capacidad de 118.931 cm 3 (7.257,6 pulgadas cúbicas). Ambos tanques se llenaron desde una fuente terrestre antes del lanzamiento y el tanque de hidrógeno gaseoso se rellenó durante el funcionamiento del motor desde el colector de entrada de combustible de la cámara de empuje para su posterior reinicio en la aplicación de la tercera etapa. [2]
El sistema de control incluía un sistema neumático y un controlador de secuencia eléctrica de estado sólido equipado con excitadores de chispa para el generador de gas y las bujías de la cámara de empuje, además de interconexión de cableado eléctrico y líneas neumáticas, además del sistema de instrumentación de vuelo. El sistema neumático constaba de un tanque de almacenamiento de gas helio a alta presión, un regulador para reducir la presión a un nivel utilizable y válvulas de control de solenoide eléctricas para dirigir el gas central a las distintas válvulas controladas neumáticamente. El controlador de secuencia eléctrica era un sistema de estado sólido completamente autónomo que solo requería alimentación de CC y señales de comando de arranque y parada. Se supervisó el estado previo al arranque de todas las funciones críticas de control del motor para proporcionar una señal de "motor listo". Al obtener las señales de "motor listo" y "arranque", las válvulas de control de solenoide se energizaron en una secuencia sincronizada con precisión para hacer que el motor pasara por el encendido, la transición y la operación de la etapa principal. Después del apagado, el sistema se reinicia automáticamente para un reinicio posterior. [2]
El sistema de instrumentación de vuelo estaba compuesto por un paquete de instrumentación primario y un paquete auxiliar. La instrumentación del paquete primario mide los parámetros críticos para todos los encendidos estáticos del motor y los lanzamientos posteriores del vehículo. Estos incluyen unos 70 parámetros como presiones, temperaturas, flujos, velocidades y posiciones de válvulas para los componentes del motor, con capacidad de transmitir señales a un sistema de registro en tierra o a un sistema de telemetría, o ambos. El sistema de instrumentación fue diseñado para su uso durante toda la vida útil del motor, desde el primer encendido estático de aceptación hasta el vuelo final del vehículo. El paquete auxiliar fue diseñado para su uso durante los primeros vuelos de vehículos. Podrá eliminarse del sistema básico de instrumentación del motor una vez que el sistema de propulsión haya establecido su fiabilidad durante los vuelos de vehículos de investigación y desarrollo. Contiene suficiente flexibilidad para prever la eliminación, sustitución o adición de parámetros que se consideren necesarios como resultado de pruebas adicionales. La eventual eliminación del paquete auxiliar no interferirá con la capacidad de medición del paquete primario. [2]
La secuencia de arranque se inició suministrando energía a dos bujías en el generador de gas y dos en el encendedor de chispa aumentado para el encendido de los propulsores. A continuación se accionaron dos válvulas solenoides; uno para el control de helio y otro para el control de la fase de ignición. Se envió helio para mantener cerradas las válvulas de purga del propulsor y para purgar la cúpula LOX de la cámara de empuje, el sello intermedio de la bomba LOX y el pasaje del oxidante del generador de gas. Además, se abrieron las válvulas principales de combustible y de oxidante ASI, creando una llama de ignición en la cámara ASI que pasó por el centro del inyector de la cámara de empuje. [2]
Después de un retraso de 1, 3 u 8 segundos, durante el cual el combustible circuló a través de la cámara de empuje para acondicionar el motor para el arranque, se abrió la válvula de descarga del tanque de arranque para iniciar el giro de la turbina. La longitud del cable de combustible dependía de la duración de la fase de impulso de la primera etapa del Saturn V. Cuando el motor se utilizaba en la etapa S-II, era necesario un adelanto de combustible de 1 segundo. El S-IVB, por otro lado, utilizó un adelanto de combustible de 1 segundo para su arranque inicial y un adelanto de combustible de 8 segundos para su reinicio. [2]
Después de un intervalo de 0,450 segundos, se cerró la válvula de descarga del tanque de arranque y se activó un solenoide de control de la etapa principal para: [2]
Se cortó la energía en las bujías y el motor funcionó a su potencia nominal. Durante la fase inicial de funcionamiento del motor, el tanque de arranque de hidrógeno gaseoso se recargaría en aquellos motores que tuvieran un requisito de reinicio. El tanque de hidrógeno se represurizó extrayendo una mezcla controlada de LH 2 del colector de entrada de combustible de la cámara de empuje e hidrógeno más caliente del colector de inyección de combustible de la cámara de empuje justo antes de entrar al inyector. [2]
Durante la operación de la etapa principal, el empuje del motor podría variarse entre 780 y 1000 kilonewtons (175 000 y 225 000 lbf) accionando la válvula de utilización del propulsor para aumentar o disminuir el flujo de oxidante. Esto fue beneficioso para las trayectorias de vuelo y para el desempeño general de la misión al hacer posible mayores cargas útiles. [2]
Cuando el paquete de control eléctrico recibió la señal de corte del motor, desenergizó las válvulas solenoides de la etapa principal y de la fase de encendido y encendió el temporizador de desenergización del solenoide de control de helio. Esto, a su vez, permitió cerrar la presión al combustible principal, al oxidante principal, al control del generador de gas y a las válvulas aumentadas del encendedor de chispa. La válvula de derivación de la turbina del oxidante y las válvulas de purga del propulsor se abrieron y se iniciaron las purgas del generador de gas y del domo LOX. [2]
Para proporcionar capacidad de reinicio de tercera etapa para el Saturn V, el tanque de arranque de hidrógeno gaseoso J-2 se rellenó en 60 segundos durante el encendido anterior después de que el motor había alcanzado el funcionamiento en estado estable (no fue necesario rellenar el tanque de helio gaseoso porque el original el suministro de relleno terrestre fue suficiente para tres salidas). Antes de reiniciar el motor, se dispararon los cohetes de vacío de la etapa para asentar los propulsores en los tanques de propulsor de la etapa, asegurando una carga líquida en las entradas de la turbobomba. Además, se abrieron las válvulas de purga del propulsor del motor, se abrió la válvula de recirculación de etapa, se cerró la válvula previa de etapa y se efectuó una circulación de LOX y LH 2 a través del sistema de purga del motor durante cinco minutos para acondicionar el motor a la temperatura adecuada para asegurar el correcto funcionamiento del motor. El reinicio del motor se inició después de que se recibió la señal de "motor listo" desde el escenario. Esto era similar al "motor listo" inicial. El tiempo de espera entre el corte y el reinicio fue de un mínimo de 1,5 horas a un máximo de 6 horas, dependiendo del número de órbitas terrestres necesarias para alcanzar la ventana lunar para la trayectoria translunar. [2]
La inspiración para el J-2 se remonta a varios estudios de la NASA realizados a finales de la década de 1950, de motores alimentados con LH2 que producían un empuje de hasta 665 kN (149 000 lb f ) tras el éxito del RL-10 de 67 kN (15 000 lb f ). utilizado en el escenario superior Centaur del Atlas-Centaur . A medida que se consideraron vehículos de lanzamiento cada vez más pesados, la NASA comenzó a estudiar motores que produjeran empujes de hasta 890 kN (200 000 lb f ), y su desarrollo se autorizó oficialmente tras el informe de 1959 del Comité de Evaluación de Vehículos de Saturno . Se formó una junta de evaluación de fuentes para nominar a un contratista entre cinco empresas licitadoras, y el 1 de junio de 1960 se dio aprobación para que Rocketdyne comenzara el desarrollo de un "motor de cohete de alta energía, impulsado por LOX e hidrógeno, que se conocería como J- 2". El contrato final, adjudicado en septiembre de 1960, fue el primero en exigir explícitamente que el diseño "garantice la máxima seguridad para los vuelos tripulados ". [4]
Rocketdyne inició el desarrollo del J-2 con un modelo informático analítico que simulaba las operaciones del motor y ayudaba a establecer configuraciones de diseño. El modelo estaba respaldado por una maqueta de tamaño real que se utilizó durante todo el desarrollo para juzgar la posición de los componentes del motor. El primer componente experimental, el inyector del motor , se produjo dos meses después de la adjudicación del contrato, y las pruebas de los componentes del motor comenzaron en el laboratorio de campo de Santa Susana de Rocketdyne en noviembre de 1960. Otras instalaciones de prueba, incluida una cámara de vacío y un motor de tamaño completo banco de pruebas, se utilizaron durante el desarrollo; las turbobombas del motor comenzaron a probarse en noviembre de 1961, el sistema de encendido a principios de 1962 y el primer prototipo de motor realizó una prueba completa de 250 segundos en octubre de 1962. Además del hardware de vuelo, cinco También se utilizaron simuladores de motor durante el proceso de desarrollo, que ayudaron en el diseño de los sistemas eléctricos y mecánicos del motor. Se firmaron contratos entre la NASA y Rocketdyne en el verano de 1962, que requerían la producción de 55 motores J-2 para respaldar los diseños finales de los cohetes Saturn , que requerían cinco motores para cada segunda etapa S-II del Saturn V y un motor. para cada tercera etapa S-IVB Saturn IB y Saturn V. [4]
El J-2 entró en producción en mayo de 1963, y se continuaron ejecutando programas de prueba simultáneos en Rocketdyne y en MSFC durante el período de fabricación. El primer motor de producción, entregado en abril de 1964, se sometió a pruebas estáticas en la etapa de prueba S-IVB en las instalaciones de pruebas de Douglas cerca de Sacramento, California, y se sometió a su primera prueba estática de duración completa (410 segundos) en diciembre de 1964. Las pruebas continuaron hasta enero de 1966, con un motor en particular encendiéndose con éxito en 30 encendidos sucesivos, incluidas cinco pruebas con una duración total de 470 segundos cada una. El tiempo total de disparo de 3774 segundos representó un nivel de tiempo operativo acumulado casi ocho veces mayor que los requisitos de vuelo. A medida que las pruebas exitosas de un solo motor avanzaban hacia su finalización, las pruebas de integración del sistema de propulsión con el S-IVB se aceleraron con la disponibilidad de más motores de producción. El primer vuelo operativo, AS-201 , fue programado a principios de 1966 para el Saturn IB utilizando la primera etapa S-IB y el S-IVB como segunda etapa. [4]
La primera prueba completa de un S-IVB completo, incluido su único J-2, en julio de 1965 no fue concluyente cuando un mal funcionamiento de un componente en una de las consolas neumáticas puso fin prematuramente a la prueba después de una carga de propulsor exitosa y una cuenta regresiva automática. Sin embargo, la confianza en el diseño se recuperó en agosto, cuando la misma etapa, S-IVB-201, funcionó sin problemas en un disparo de duración completa de 452 segundos, que fue la primera secuencia de prueba de motor controlada completamente por computadoras. El J-2 recibió autorización para volar y, el 26 de febrero de 1966, el AS-201 realizó un lanzamiento impecable. En julio de 1966, la NASA confirmó los contratos de producción del J-2 hasta 1968, momento en el que Rocketdyne acordó finalizar las entregas de 155 motores J-2, y cada motor se sometería a un disparo de calificación de vuelo en el Laboratorio de Campo de Santa Susana antes de su entrega a la NASA. Las pruebas de confiabilidad y desarrollo continuaron en el motor, y la NASA utilizó dos versiones mejoradas en los vuelos posteriores del programa Apollo. [4]
Un programa experimental para mejorar el rendimiento del J-2 comenzó en 1964 como J-2X (no debe confundirse con una variante posterior con el mismo nombre). El principal cambio en el diseño original del J-2 fue un cambio del ciclo del generador de gas a un ciclo de derivación que suministraba gas caliente desde un grifo en la cámara de combustión en lugar de un quemador separado. Además de retirar piezas del motor, también redujo la dificultad de arrancar el motor y sincronizar correctamente varias cámaras de combustión. [5]
Los cambios adicionales incluyeron un sistema de aceleración para una mayor flexibilidad de la misión, que también requirió un sistema de mezcla variable para mezclar adecuadamente el combustible y el oxígeno para una variedad de presiones operativas diferentes. También incluía un nuevo "Modo inactivo" que producía poco empuje para maniobrar en órbita o para asentar los tanques de combustible en órbita antes de quemarlos.
Durante el programa experimental, Rocketdyne también produjo una pequeña serie de seis modelos de preproducción para pruebas, el J-2S . Estos fueron probados muchas veces entre 1965 y 1972, para un total de 30.858 segundos de combustión. En 1972 quedó claro que no llegarían más pedidos de propulsores para Saturno y el programa se cerró. La NASA consideró utilizar el J-2S en varias misiones diferentes, incluida la de alimentar el transbordador espacial en varios de sus primeros diseños, así como en el cometa HLLV . [6] [7]
Mientras continuaba el trabajo en el J-2S, la NASA también financió un esfuerzo de diseño para utilizar la turbomaquinaria del J-2S y la conexión a una cámara de combustión toroidal con una nueva boquilla aerospike . Esto mejoraría aún más el rendimiento. Se construyeron dos versiones, el J-2T-200k que proporcionaba un empuje de 890 kN (200 000 lbf), [8] lo que permitía "colocarlo" en las etapas S-II y S-IVB existentes, y el J-2T- 250k de 1100 kN (250.000 lbf). [9]
Al igual que el J-2S, el trabajo en el J-2T había progresado hasta una larga serie de pruebas en tierra, pero el desarrollo posterior terminó con la reducción posterior al Apolo.
Lo que se convirtió en un motor diferente con un nombre similar, llamado J-2X , [10] [11] fue elegido en 2007 para el programa de aterrizaje lunar tripulado del Proyecto Constellation . Se iba a utilizar un solo motor J-2X, que generaba 1.310 kN (294.000 lbf) de empuje, para impulsar la etapa de salida de la Tierra (EDS). [12]
La NASA comenzó la construcción de un nuevo banco de pruebas para pruebas de altitud de los motores J-2X en el Centro Espacial Stennis (SSC) el 23 de agosto de 2007. [13] Entre diciembre de 2007 y mayo de 2008, se llevaron a cabo nueve pruebas de componentes del motor J-2 tradicional en SSC en preparación para el diseño del motor J-2X. [14]
El nuevo J-2X está diseñado para ser más eficiente y sencillo de construir que su predecesor Apollo J-2, y cuesta menos que el motor principal del transbordador espacial (SSME). [15] Las diferencias de diseño incluyen la eliminación de berilio , electrónica moderna, una turbobomba centrífuga versus la turbobomba axial del J-2, diferentes relaciones de expansión de la cámara y la boquilla, una cámara de combustión con paredes de canales versus la cámara de tubos soldados del el J-2, un rediseño de toda la electrónica, inyección supersónica y el uso de técnicas de unión del siglo XXI. [10] [11]
El 16 de julio de 2007, la NASA anunció oficialmente la adjudicación a Pratt & Whitney Rocketdyne , Inc. de un contrato de 1.200 millones de dólares "para el diseño, desarrollo, prueba y evaluación del motor J-2X" destinado a impulsar las etapas superiores del Ares I y Vehículos de lanzamiento Ares V. [16] El 8 de septiembre de 2008, Pratt & Whitney Rocketdyne anunció pruebas exitosas del diseño inicial del generador de gas J-2X. [17] La finalización de una segunda ronda de pruebas exitosas de generadores de gas se anunció el 21 de septiembre de 2010. [18]
El Proyecto Constellation fue cancelado por el presidente Barack Obama el 11 de octubre de 2010, [19] pero el desarrollo del J-2X ha continuado por su potencial como motor de segunda etapa para el nuevo sistema de lanzamiento espacial de carga pesada . La primera prueba de fuego caliente del J-2X estaba programada para finales de junio de 2011. [20]
El 9 de noviembre de 2011, la NASA realizó un encendido exitoso del motor J-2X de 499,97 segundos de duración. [21]
El 27 de febrero de 2013, la NASA continuó las pruebas del motor J-2X de 550 segundos de duración en el Centro Espacial Stennis de la NASA. [22]
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