RL-10A-3
| País de orixe | Estados Unidos[1] |
|---|---|
| Primeiro voo | 1967[1] |
| Fabricante | Pratt and Whitney[1] |
| Aplicación | Usado en etapas Centaur, última etapa de varios foguetes.[1] |
| Lanzador asociado | RL-10 |
| Estado | Fóra de produción.[1] |
| Motor de combustible líquido | |
| Propelente | Osíxeno líquido[1] / Hidróxeno líquido[1] |
| Taxa de mestura | 5[1] |
| Configuración | |
| Taxa da tobeira | 57[1] |
| Rendemento | |
| Pulo | 65,60 kN[1] |
| Taxa de pulo a peso | 51,07[1] |
| Presión na cámara | 28,00 bares[1] |
| Impulso específico | 444 s[1] |
| Tempo de acendido | 470 s[1] |
| Dimensións | |
| Lonxitude | 2,49 m[1] |
| Diámetro | 1,53 m[1] |
| Peso seco | 131 kg[1] |
| Usado en | |
| Varias etapas Centaur[1] | |
RL-10A-3 é a designación dun tipo de motor foguete utilizado en varias etapas Centaur como última etapa de varios foguetes.[1]
Características[editar | editar a fonte]
Os motores RL-10A-3 eran fabricados pola empresa Pratt and Whitney e funcionaban alimentados por osíxeno líquido e hidróxeno líquido. Tiñan un pulo de 65,60 kN e usábanse en varias etapas Centaur nos foguetes Atlas Centaur LV-3C, Titan III, Atlas Centaur D, Saturno IB-A e Saturno IB-CE.[1]
Notas[editar | editar a fonte]
Véxase tamén[editar | editar a fonte]
 |
Wikimedia Commons ten máis contidos multimedia na categoría: RL-10A-3 |