RL10, itici gazlar olan kriyojenik sıvı hidrojen ve sıvı oksijen yakan, Aerojet Rocketdyne tarafından Amerika Birleşik Devletleri'nde inşa edilen sıvı yakıtlı kriyojenik bir roket motorudur. Modern versiyonlar vakumda motor başına 110 kilonewton (25.000 lbf) kadar itme gücü sağlar. Atlas V'in Centaur üst fazı ve Delta IV'ün DCSS'si için üç RL10 versiyonu üretildi. Uzay Fırlatma Sisteminin Keşif Üst Fazı, OmegA roketinin üst fazı ve Vulcan roketinin Centaur V'i için üç versiyon daha geliştirilmektedir.[2]

RL10
RL-10 rocket engine (30432256313).jpg
Londra'daki Bilim Müzesi'nde bir RL10A-4 motoru
Üretici Aerojet Rocketdyne
Menşe Ülke Amerika Birleşik Devletleri
İlk Tarih 1962 (RL10A-1)
Kullanım Amacı Üst faz motoru
Bağlantılı olduğu Atlas
Saturn I
Titan IIIE
Titan IV
Delta III
Delta IV
DC-X
Uzay mekiği (iptal edildi)
Space Launch System (gelecekte)
OmegA (iptal edildi)
Vulcan (gelecekte)
Durumu Üretimde
Karışım Oranı 5.88:1
Güç Döngüsü Genişletme döngüsü
Genel Bilgiler
İtki (Vakumda) 1.101 kN (248.000 lbf)
Özgül itici kuvvet(Vakumda) 4.655 saniye (45,65 km/s)
Ateşleme Süresi 700 seconds
Uzunluk 415 m (1.362 ft) w/ genişletilmiş ağızlık ile birlikte
Çap 215 m (705 ft)
Kuru ağırlık 301 kg (664 lb)
Kaynakça
Kaynaklar [1]
Notlar Performans değerleri ve boyutlar RL10B-2 içindir.

Motorun kullandığı genişletme döngüsü, turbo pompayı motor yanma odası, oluk ve nozul tarafından emilen atık ısı ile çalıştırır. Bu, hidrojen yakıtı ile birleştiğinde, bir vakumda 373-470 saniye (3,66-4,61 km/s) aralığında çok yüksek spesifik darbelere (Isp ) yol açar. Kütle, motorun versiyonuna bağlı olarak 131-317 kilogram (289-699 lb) arasında değişmektedir.[3][4]

TarihDüzenle

RL10, 1950'lerden itibaren Marshall Uzay Uçuş Merkezi ve Pratt & Whitney tarafından motorun geliştirilmesiyle Amerika Birleşik Devletleri'nde inşa edilen ilk sıvı hidrojen roket motoruydu. RL10, başlangıçta USAF Lunex ay iniş aracı için gaz pedallı bir motor olarak geliştirildi ve sonunda bu özelliği yirmi yıl sonra DC-X VTOL araçta kullanmaya başladı.[5]

RL10 ilk olarak 1959'da, Florida, West Palm Beach'teki Pratt & Whitney Florida Araştırma ve Geliştirme Merkezi'nde test edildi.[6][7] İlk başarılı uçuş 27 Kasım 1963'te gerçekleşti.[8][9] Bu lansman için, iki RL10A-3 motoru, bir Atlas fırlatma aracının Centaur üst kademesine güç verdi. Fırlatma, aracın yoğun şekilde enstrümantasyonlu bir performans ve yapısal bütünlük testini yönetmek için kullanıldı.[10]

Motorun birden çok versiyonu uçuruldu. Satürn I'in S-IV'ü altı RL10A-3'ün bir kümesini kullandı ve Titan programı da RL10 tabanlı Centaur üst fazlarını içeriyordu.[kaynak belirtilmeli]

McDonnell Douglas DC-X'te dört modifiye RL10A-5 motoru kullanıldı.[11]

Bir RL10B-2 yanma odasının lehimlenmesindeki bir kusur, Orion-3 iletişim uydusunu taşıyan 4 Mayıs 1999 Delta III fırlatmasının başarısızlığının nedeni olarak belirlendi.[12]

Ares I ve Ares V'i ortak bir çekirdek aşamasını paylaşan bir roket ailesiyle değiştirmeye yönelik DIRECT sürüm 3.0 önerisi, J-246 ve J-247 fırlatma araçlarının ikinci fazı için RL10'u önerdi.[13] Önerilen Jüpiter Üst Fazı'nda, Uzay Fırlatma Sistemi Keşif Üst Fazı'na eşdeğer bir role hizmet eden en fazla yedi RL10 motoru kullanılmış olacaktı.

Ortak Genişletilebilir Kriyojenik MotorDüzenle

 
Kısmi gazda CECE

2000'lerin başında NASA, Ortak Genişletilebilir Kriyojenik Motor (CECE) göstericisini geliştirmek için Pratt & Whitney Rocketdyne ile sözleşme yaptı. CECE'nin derin kısma yapabilen RL10 motorlara yol açması amaçlanmıştır.[14] 2007 yılında, çalışabilirliği (bazı "kesikli yanma" ile) 11:1 gaz oranlarında ifade edildi.[15] 2009 yılında NASA, bu tür bir genişletme döngüsü motoru için bir rekor olan yüzde 104 itme itişinden yüzde 8 itme itişine başarıyla kısıldığını bildirdi. Tıkama, itici gazların basıncını, sıcaklığını ve akışını kontrol eden enjektör ve itici besleme sistemi modifikasyonları ile ortadan kaldırıldı.[16] 2010 yılında, kısma aralığı 17,6:1 oranına genişletilerek %104'ten %5,9'a çıkarıldı.[17]

2010'ların başındaki olası halefDüzenle

2012'de NASA, yeni nesil üst kademe tahrik sistemini incelemek için ABD Hava Kuvvetleri'ne (USAF) katıldı ve Aerojet Rocketdyne RL10'un yerini alacak yeni bir üst kademe motordaki ajansların ortak alanlarını resmileştirdi.

""Bir RL10 üzerindeki liste fiyatını biliyoruz. Zaman içinde maliyete bakarsanız, EELV'lerin birim maliyetinin çok büyük bir kısmı tahrik sistemlerine atfedilebilir ve RL10 çok eski bir motordur ve üretimi ile ilgili çok sayıda basamağı vardır. ... Bu çalışmanın anlayacağı şey bu, bir RL10 yedeği oluşturmaya değer mi?"

— Dale Thomas, Marshall Uzay Uçuş Merkezi Teknik Direktörü[18]

Çalışmadan NASA, Uzay Fırlatma Sisteminin (SLS) üst fazı için daha ucuz bir RL10 sınıfı motor bulmayı umdu.[18][19]

USAF, ABD hükümeti uydularını uzaya göndermenin başlıca yöntemleri olan Lockheed Martin Atlas V ve Boeing Delta IV Evrilmiş Harcanabilir Fırlatma Araçlarının (EELV) üst kademelerinde kullanılan Rocketdyne RL10 motorlarını değiştirmeyi planlıyordu.[18] Uygun Maliyetli Üst Kademe Motor Programı (AUSEP) kapsamında aynı zamanda ilgili bir gereklilik çalışması yapıldı.[19]

İyileştirmelerDüzenle

RL10 yıllar içinde gelişti. DCSS'DE kullanılan RL10B-2, daha iyi performans, geri çekilebilir bir nozul, daha az ağırlık ve daha fazla güvenilirlik için elektromekanik dengelemeye (gimbaling) ve 464 saniye (4,55 km/s)'lik spesifik bir darbelemeye sahipti.[kaynak belirtilmeli]

2016'da, Aerojet Rocketdyne, katkı üretimini RL10 inşaat sürecine dahil etmek için çalışıyordu. Şirket, Mart 2016'da baskılı ana enjektörlü bir motorda,[20] ve Nisan 2017'de itiş odası tertibatına sahip bir motorda tam ölçekli sıcak yanma testleri gerçekleştirdi.[21]

RL10 için mevcut uygulamalarDüzenle

  • Atlas V Centaur (roket fazı): Tek motorlu centaur (SEC) versiyonu RL10C-1'i[2] kullanırken, çift motorlu centaur (DEC) versiyonu daha küçük olan RL10A-4-2'yi kullanmaktadır.[22]
  • Delta Kriyojenik İkinci Faz: Mevcut DCSS, genişletilebilir nozullu bir RL10C-2-1'e sahiptir.[23][24]

Geliştirilmekte olan motorlarDüzenle

Üç RL10C-X motor versiyonu yeterlilik testinden geçmektedir ve teslim sürelerini ve maliyeti azaltması beklenen 3D baskı kullanan ana motor bileşenlerini içerecektir.[2]

  • SLS Keşif Üst Fazı: Nisan 2016'da, Block 1B Uzay Fırlatma Sistemi'nin Keşif Üst Fazı'nda (EUS) uçmak üzere dört RL10 motoru seçildi.[25] Ekim 2016'da NASA, EUS'un RL10C-X motorlarının en büyüğü ve en güçlüsü olan[26] yeni RL10C-3 sürümünü kullanacağını duyurdu.[2]
  • OmegA Üst Fazı: Nisan 2018'de Northrop Grumman İnovasyon Sistemleri, OmegA'da üst fazda iki RL10C-5-1 motorunun kullanılacağını duyurdu.[27] Aerojet Rocketdyne'nin motoru seçilmeden önce Blue Origin'in BE-3U ve Airbus Safran'ın Vinci'si de dikkate alındı.
  • Vulcan Centaur Üst Fazı: 11 Mayıs 2018'de United Launch Alliance (ULA), rekabetçi bir tedarik sürecinin ardından ULA'nın yeni nesil Vulcan Centaur roketi için RL10C-X üst kademe motorunun seçildiğini duyurdu.[28] Centaur V, RL10C-1-1'i kullanacaktır.

Gelişmiş Kriyojenik Evrimleşmiş AşamaDüzenle

(2009 (2009) itibarıyla), Vulcan fırlatma aracı için mevcut ULA Centaur ve Delta Kriyojenik İkinci Faz (DCSS) teknolojisinin uzun zamanlı, düşük kaynama noktalı bir uzantısı olan Advanced Cryogenic Evolved Stage'e (ACES) güç sağlamak için RL10'un geliştirilmiş bir versiyonu önerildi.[29] Uzun süreli ACES teknolojisi, yer eşzamanlı, cislunar ve gezegenler arası görevleri desteklemeyi amaçlamaktadır. Diğer bir olası uygulama, LEO'daki veya L2'deki uzaydaki itici yakıt depoları gibi, diğer roketlerin LEO'nun ötesinde veya gezegenler arası görevlere giderken durması ve yakıt ikmali için yol istasyonları olarak kullanılabilir. Uzay enkazının temizlenmesi de önerilen görevler arasında yer almaktadır.[30]

Sürüm tablosuDüzenle

Versiyon Durum İlk uçuş Kuru ağırlık İtiş Isp (ve), vac. Uzunluk Çap T:W O:F Genişleme oranı Oda basıncı Yanış süresi İlişkili aşama Notlar
RL10A-1 Emekli 1962 131 kg (289 lb) 15.000 lbf (67 kN) 425 s (4,17 km/s) 173 m (568 ft) 153 m (502 ft) 52:1 40:1 430 s Centaur A Prototip

[22][31][32]
RL10A-3 Emekli 1963 131 kg (289 lb) 656 kN (147.000 lbf) 444 s (4,35 km/s) 249 m (817 ft) 153 m (502 ft) 51:1 5:1 57:1 3.275 bar (327.500 kPa) 470 s Centaur B/C/D/E

S-IV
[33]
RL10A-4 Emekli 1992 168 kg (370 lb) 925 kN (208.000 lbf) 449 s (4,40 km/s) 229 m (751 ft) 117 m (384 ft) 56:1 5.5:1 84:1 392 s Centaur IIA [34]
RL10A-5 Emekli 1993 143 kg (315 lb) 647 kN (145.000 lbf) 373 s (3,66 km/s) 107 m (351 ft) 102 m (335 ft) 46:1 6:1 4:1 127 s DC-X [35]
RL10B-2 Aktif 1998 277 kg (611 lb) 1.101 kN (248.000 lbf) 4.655 s (45,65 km/s) 415 m (1.362 ft) 215 m (705 ft) 40:1 5.88:1 280:1 4.412 bar (441.200 kPa) 5-m: 1,125 s

4-m: 700 s
Delta Kriyojenik İkinci Faz,

Ara Kriyojenik Tahrik Fazı
[1][36]
RL10A-4-1 Emekli 2000 167 kg (368 lb) 991 kN (223.000 lbf) 451 s (4,42 km/s) 153 m (502 ft) 61:1 84:1 740 s Centaur IIIA [37]
RL10A-4-2 Aktif 2002 168 kg (370 lb) 991 kN (223.000 lbf) 451 s (4,42 km/s) 117 m (384 ft) 61:1 84:1 740 s Centaur IIIB

Centaur SEC

Centaur DEC
[38]
RL10B-X İptal edildi 317 kg (699 lb) 934 kN (210.000 lbf) 470 s (4,6 km/s) 153 m (502 ft) 30:1 250:1 408 s Centaur B-X [39]
CECE Asistan proje 160 kg (350 lb) 15.000 lbf (67 kN), throttle to 5–10% >445 s (4,36 km/s) 153 m (502 ft) [40][41]
RL10C-1 Aktif 2014 420 lb (190 kg) 22.890 lbf (101,8 kN) 4.497 s (44,10 km/s) 212 m (696 ft) 145 m (476 ft) 57:1 5.88:1 130:1 Centaur SEC

[42][43][44][45]
RL10C-1-1 Geliştirme aşamasında 188 kg

(415 lb)

106 kN

(23,825 lbf)

453.8 s 2.46 m

(8 ft 0.7 in)

1.57 m

(4 ft 9 in)

5.5:1 Centaur V [2]
RL10C-2-1 Aktif 301 kg

(664 lbs)

109.9 kN

(24,750 lbf)

465.5 s 4.15 m

(13 ft 8 in)

2.15 m

(7 ft 1 in)

37:1 5.88:1 280:1 Delta Kriyojenik İkinci Faz [46]
RL10C-3 Geliştirme aşamasında 230 kg

(508 lb)

108 kN

(24,340 lbf)

460.1 s 3.15 m

(10 ft 4.3 in)

1.85 m

(6 ft 1 in)

5.7:1 Keşif Üst Fazı
RL10C-5-1 Geliştirme aşamasında 188 kg

(415 lb)

106 kN

(23,825 lbf)

453.8 s 2.46 m

(8 ft 0.7 in)

1.57 m

(4 ft 9 in)

5.5:1 OmegA

Kısmi özelliklerDüzenle

 
RL10A bilgileri ve genel bakış

Tüm versiyonlarDüzenle

RL10ADüzenle

  • İtme (rakım): 15.000 lbf (66.7 kN)[31]
  • Özgül itici kuvvet: 433 saniye (4,25 km/s)
  • Motor ağırlığı, kuru: 298 lb (135 kilogram)
  • Yükseklik: 68 inç (1.73 m)
  • Çapı: 39 inç (0.99 m)
  • Nozul genişleme oranı: 40'a 1
  • Yakıt akışı: 35 lb/s (16 kg/s)
  • Araç uygulaması: Saturn I, S-IV 2. faz, 6 motor
  • Araç uygulaması: Centaur üst faz, 2 motor

RL10B-2Düzenle

 
RL10B-2 motorlu bir Delta IV Medium roketinin ikinci fazı
  • İtme (rakım): 24.750 lbf (110.1 kN)[47]
  • Tasarım: Genişletme döngüsü[48]
  • Özgül itici kuvvet: 4.655 saniye (45,65 km/s)
  • Motor ağırlığı, kuru: 664 lb (301,2 kg)
  • Yükseklik: 163.5 inç (4.14 m)
  • Çapı: 84.5 inç (2.21 m)
  • Genişletme oranı: 280'e 1
  • Karışım oranı: 5.88'e 1 oksijen/hidrojen kütle oranı
  • İtici gazlar: sıvı oksijen, sıvı hidrojen
  • Yakıtakışı: Yakıt, 7,72 lb/s (3,5 kg/s); Oksitleyici 45.42 lb/sn (20,6 kg/sn)
  • Araç uygulaması: Delta III, Delta IV ikinci faz (1 motor)

Sergilenen motorlarDüzenle

  • New England Hava Müzesi, Windsor Locks, Connecticut'ta bir RL10A-1 sergilenmektedir.[49]
  • Bir RL10 Chicago, Illinois'deki Bilim ve Endüstri Müzesi'nde sergilenmektedir.[50]
  • ABD Uzay ve Roket Merkezi, Huntsville, Alabama'da bir RL10 sergilenmektedir.
  • Bir RL10, Southern University, Baton Rouge, Louisiana'da sergilenmektedir.[51]
  • İki RL10 motoru, ABD Uzay Şöhret Kaldırımı, Titusville, Florida'da sergilenmektedir.[52]
  • Bir RL10, Auburn Üniversitesi, Havacılık ve Uzay Mühendisliği Bölümü, Davis Hall'da sergilenmektedir.[kaynak belirtilmeli]
  • Bir RL10A-4, Londra, İngiltere'deki Bilim Müzesi'nde sergilenmektedir.
  • Bir RL10, Durham, Kuzey Karolina'daki Yaşam ve Bilim Müzesi'nde sergilenmektedir.
  • Bir RL10, San Diego, Kaliforniya'daki San Diego Hava ve Uzay Müzesi’nde sergilenmektedir.

Ayrıca bakınızDüzenle

KaynakçaDüzenle

  1. ^ a b "RL-10B-2". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 4 Şubat 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  2. ^ a b c d e "Aerojet Rocketdyne RL10 Propulsion System" (PDF). Aerojet Rocketdyne. Mart 2019. 29 Haziran 2019 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. 
  3. ^ "RL-10C". www.astronautix.com. 28 Aralık 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 6 Nisan 2020. 
  4. ^ "RL-10A-1". www.astronautix.com. 28 Aralık 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 6 Nisan 2020. 
  5. ^ "Encyclopedia Astronautica—Lunex Project page". Encyclopedia Astronautica. 31 Ağustos 2006 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  6. ^ Connors, p 319
  7. ^ "Centaur". Gunter's Space Pages. 19 Ekim 2004 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  8. ^ History of liquid propellant rocket engines. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 2005. ISBN 1-56347-649-5. 
  9. ^ "Renowned Rocket Engine Celebrates 40 Years of Flight". Pratt & Whitney. 24 Kasım 2003. 14 Haziran 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  10. ^ "Atlas Centaur 2". National Space Science Data Center. NASA. 23 Şubat 2020 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  11. ^ "DCX". Encyclopedia Astronautica. 28 Aralık 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 4 Ocak 2013. 
  12. ^ "Delta 269 (Delta III) Investigation Report" (PDF). Boeing. 16 Ağustos 2000. MDC 99H0047A. 16 Haziran 2001 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. 
  13. ^ "Jupiter Launch Vehicle – Technical Performance Summaries". 29 Ocak 2009 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 18 Temmuz 2009. 
  14. ^ "Common Extensible Cryogenic Engine (CECE)". United Technologies Corporation. 4 Mart 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  15. ^ "Throttling Back to the Moon". NASA. 16 Temmuz 2007. 2 Nisan 2010 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  16. ^ "NASA Tests Engine Technology for Landing Astronauts on the Moon". NASA. 14 Ocak 2009. 20 Ocak 2009 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  17. ^ "CECE: Expanding the Envelope of Deep Throttling Technology in Liquid Oxygen/Liquid Hydrogen Rocket Engines for NASA Exploration Missions" (PDF). NASA Technical Reports Server. 25 Temmuz 2010. 16 Şubat 2015 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. 
  18. ^ a b c "NASA, US Air Force to study joint rocket engine". Flight Global. 12 Nisan 2012. 24 Nisan 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 1 Haziran 2012. 
  19. ^ a b "NASA Partners With U.S. Air Force to Study Common Rocket Propulsion Challenges". NASA. 12 Nisan 2012. 24 Haziran 2017 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  20. ^ "Aerojet Rocketdyne Successfully Tests Complex 3-D Printed Injector in World's Most Reliable Upper Stage Rocket Engine" (Basın açıklaması). Aerojet Rocketdyne. 7 Mart 2016. Erişim tarihi: 20 Nisan 2017. 
  21. ^ "Aerojet Rocketdyne Achieves 3-D Printing Milestone with Successful Testing of Full-Scale RL10 Copper Thrust Chamber Assembly" (Basın açıklaması). Aerojet Rocketdyne. 3 Nisan 2017. Erişim tarihi: 11 Nisan 2017. 
  22. ^ a b "RL-10A-1". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 15 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  23. ^ "ULA Vulcan Launch Vehicle (as announced/built) - General Discussion Thread 3". forum.nasaspaceflight.com. 6 Haziran 2020 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 6 Haziran 2020. 
  24. ^ "Delta IV Data Sheet". www.spacelaunchreport.com. 21 Ağustos 2010 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 6 Haziran 2020. 
  25. ^ "MSFC propose Aerojet Rocketdyne supply EUS engines". NASASpaceFlight.com. 7 Nisan 2016. 15 Nisan 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 8 Nisan 2016. 
  26. ^ "Proven Engine Packs Big, In-Space Punch for NASA's SLS Rocket". NASA. 21 Ekim 2016. 24 Ekim 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 22 Kasım 2017. 
  27. ^ "RL-10 Selected for OmegA Rocket". Aerojet Rocketdyne. 16 Nisan 2018. 30 Nisan 2018 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 14 Mayıs 2018. 
  28. ^ "United Launch Alliance Selects Aerojet Rocketdyne's RL10 Engine". ULA. 11 Mayıs 2018. 12 Mayıs 2018 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 13 Mayıs 2018. 
  29. ^ Kutter (2009). "Robust Lunar Exploration Using an Efficient Lunar Lander Derived from Existing Upper Stages" (PDF). AIAA. 24 Temmuz 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi (PDF). Erişim tarihi: 12 Kasım 2020. 
  30. ^ "Evolving to a Depot-Based Space Transportation Architecture" (PDF). AIAA SPACE 2010 Conference & Exposition. AIAA. 2 Eylül 2010. 20 Ekim 2011 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 25 Ocak 2011. ACES design conceptualization has been underway at ULA for many years. It leverages design features of both the Centaur and Delta Cryogenic Second Stage (DCSS) upper stages and intends to supplement and perhaps replace these stages in the future. ... 
  31. ^ a b "Unconventional Cryogenics: RL-10 and J-2". Stages to Saturn; A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles. Washington, D.C.: NASA History Office. 1996. 24 Ekim 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 2 Aralık 2011.  Kaynak hatası: Geçersiz <ref> etiketi: "S2S" adı farklı içerikte birden fazla tanımlanmış (Bkz: Kaynak gösterme)
  32. ^ "Atlas Centaur". Gunter's Space Page. 15 Ocak 2005 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 29 Şubat 2012. 
  33. ^ "RL-10A-3". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 6 Aralık 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  34. ^ "RL-10A-4". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 15 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  35. ^ "RL-10A-5". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 15 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  36. ^ "Delta IV Launch Services User's Guide, June 2013" (PDF). ULA Launch. 21 Eylül 2018 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 15 Mart 2018. 
  37. ^ "RL-10A-4-1". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 17 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  38. ^ "RL-10A-4-2". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 30 Ocak 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  39. ^ "RL-10B-X". Encyclopedia Astronautica. 17 Kasım 2011. 15 Kasım 2011 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 27 Şubat 2012. 
  40. ^ "Commons Extensible Cryogenic Engine". Pratt & Whitney Rocketdyne. 4 Mart 2012 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 28 Şubat 2012. 
  41. ^ "Common Extensible Cryogenic Engine - Aerojet Rocketdyne". www.rocket.com. 12 Kasım 2014 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 8 Nisan 2018. 
  42. ^ "Cryogenic Propulsion Stage" (PDF). NASA. 18 Ekim 2014 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 11 Ekim 2014. 
  43. ^ "Atlas-V with RL10C powered Centaur". forum.nasaspaceflight.com. 18 Ekim 2014 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 8 Nisan 2018. 
  44. ^ "Evolution of Pratt & Whitney's cryogenic rocket engine RL-10". 3 Mart 2016 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 20 Şubat 2016. 
  45. ^ "RL10 Engine". Aerojet Rocketdyne. 12 Kasım 2014 tarihinde kaynağından arşivlendi. 
  46. ^ "RL10 Engine | Aerojet Rocketdyne". www.rocket.com. 13 Nisan 2019 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 19 Haziran 2020. 
  47. ^ "RL10B-2" (PDF). Pratt & Whitney Rocketdyne. 2009. 26 Mart 2012 tarihinde kaynağından (PDF) arşivlendi. Erişim tarihi: 29 Ocak 2012. 
  48. ^ Sutton (Ocak 1998). "50K expander cycle engine demonstration". AIP Conference Proceedings. 420: 1062-1065. doi:10.1063/1.54719. 13 Nisan 2013 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 12 Kasım 2020. 
  49. ^ "Pratt & Whitney RL10A-1 Rocket Engine". New England Air Museum. 27 Nisan 2014 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 26 Nisan 2014. 
  50. ^ "Photos of Rocket Engines". Historic Spacecraft. 18 Kasım 2008 tarihinde kaynağından arşivlendi. Erişim tarihi: 26 Nisan 2014. 
  51. ^ Colaguori, Nancy; Kidder, Bryan (3 Kasım 2006). "Pratt & Whitney Rocketdyne Donates Model of Legendary Rl10 Rocket Engine to Southern University" (Basın açıklaması). Pratt & Whitney Rocketdyne. PR Newswire. Erişim tarihi: 26 Nisan 2014. 
  52. ^ "American Space Museum & Space Walk of Fame". www.facebook.com. Erişim tarihi: 8 Nisan 2018. 

BibliyografyaDüzenle

Dış bağlantılarDüzenle