RL-10A-3A
| País de orixe | Estados Unidos[1] |
|---|---|
| Primeiro voo | 1984[1] |
| Fabricante | Pratt and Whitney[1] |
| Aplicación | Usado en etapas Centaur, última etapa de varios foguetes.[1] |
| 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 | 61[1] |
| Rendemento | |
| Pulo | 73,40 kN[1] |
| Taxa de pulo a peso | 53,2[1] |
| Presión na cámara | 32,31 bares[1] |
| Impulso específico | 444 s[1] |
| Tempo de acendido | 550 s[1] |
| Dimensións | |
| Lonxitude | 1,78 m[1] |
| Diámetro | 1,01 m[1] |
| Peso seco | 141 kg[1] |
| Usado en | |
| Varias etapas Centaur[1] | |
RL-10A-3A 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-3A eran fabricados pola empresa Pratt and Whitney e funcionaban alimentados por osíxeno líquido e hidróxeno líquido. Tiñan un pulo de 73,4 kN e usábanse en varias etapas Centaur (Centaur G, Centaur I, Centaur II, Centaur G STS, Centaur G Prime) como últimas etapas de diversos foguetes.[1]
Notas
[editar | editar a fonte]Véxase tamén
[editar | editar a fonte] |
Wikimedia Commons ten máis contidos multimedia na categoría: RL-10A-3A |