J-2

Друга ступінь РН Сатурн V із п'ятьма двигунами J-2

Експериментальна програма збільшення ефективності РРД J-2 з назвою J-2X, яку не слід плутати з більш пізнім варіантом XXI століття з тим же ім'ям, була розпочата в середині 1960-х років. Основною відмінністю модифікованої версії було введення плівкового охолодження основної камери згоряння (КЗ) з додаванням щілиподібної смуги і відмова від камери попереднього згоряння газогенератора. Таким чином схема роботи двигуна була змінена з відкритого генераторного циклу на модифікований відкритий цикл з фазовим переходом. На додаток до зменшення кількості деталей, це дозволило позбутися проблеми синхронізації роботи двох камер згоряння.

Додаткові зміни включали в себе зміни в систему дроселювання для більшої гнучкості при експлуатації, що зажадало також внесення змін до системи подачі палива для відповідної зміни складу суміші при різних умовах тиску в камері згоряння. Також було додано «сплячий режим» (англ. Idle Mode), який виробляв невелику тягу і міг бути використаний для маневрування на орбіті, а також для впорядкування палива і окислювача в баках перед переходом в режим основної тяги. Кінцевими характеристиками двигуна стали збільшений — в порівнянні з базовою моделлю — питомий імпульс до 436 сек і зменшена маса до 1467 кг.

В ході розробки модифікації двигуна Rocketdyne було створено шість доводочних двигунів J-2S. Ці вироби багато разів проходили вогневі випробування в період з 1965 по 1972 роки із загальним напрацюванням 30 858 секунд. У 1972 році, коли стало зрозуміло, що подальші замовлення на РН Сатурн V не надійдуть, була закінчена програма випробувань. НАСА планувала використати цю модифікацію двигуна в різних програмах і навіть протягом деякого часу передбачалося, що зв'язка з п'яти J-2S повинна бути встановлена ​​на Спейс Шаттли, але ці початкові проєкти не були реалізовані і вибір був зупинений на новому РРД RS-24, який використовує схему закритого циклу.

Під час роботи над РРД J-2S, НАСА також фінансувало розробки з використанням турбомашини і інших систем двигуна для створення нового клиноповітряного сопла. Це повинно було збільшити ефективність двигуна, особливо в разі використання цієї модифікації на другому ступені РН Сатурн V S-II, яка деяку частину роботи виконувала в атмосфері, а не в вакуумі. Основна відмінність цього двигуна від базової моделі J-2S, складалася у використанні торидальної або кільцевої камери згоряння, яка забезпечувала можливість використання центрального клина. Були створені дві модифікації цього двигуна: перша, J-2T-200k, з тягою 90,8 тс (890 кН), яка дозволяла його використання на S-II і S-IVB; друга, J-2T-250k, з тягою 113,4 тс (1112 кН). При цьому в назві кожного з двигунів в правій частині вказується їх тяга в розмірності фунт-сила.

Так само як і у випадку з J-2S, роботи над J-2T проходили разом з тривалою серією вогневих випробувань пробних двигунів на стендах, але подальший розвиток зупинилося після завершення програми НАСА «Аполлон».

Вогневі випробування плоского клиноповітряногоного двигуна XRS-2200 за програмою X-33

Тридцятьма роками пізніше, модифікований РРД J-2S був знову використаний і на цей раз в проєкті космоплану НАСА X-33. В даному випадку трохи модифікований J-2S без сопла використовувався в ряді інших таких самих J-2S для створення плоского клиноповітряного двигуна. Експериментальні моделі мали назву XRS-2200. В ході проєкту X-33 були побудовані три двигуни XRS-2200, які пройшли програму випробувань в Космічному центрі ім. Стенніса НАСА.

Випробування одного двигуна були успішними, але програма була зупинена до завершення будівництва випробувального стенду для другого двигуна. РРД XRS-2200 на рівні моря виробляє тягу 92,7 тс (909,3 кН) і володіє питомим імпульсом 339 с, у вакуумі тяга становить 120,8 тс (1,2 МН), питомий імпульс — 436,5 с. Після подальшого розвитку і програми випробувань, проєкт був відхилений через невирішеність проблем з композитними паливними баками X-33.

Масштабованість двигуна з плоским кліноповітряним соплом була використана при створенні більшого варіанту РРД RS-2200, який був призначений для одноступеневого космоплана VentureStar (Lockheed Martin). У своєму останньому варіанті, сім RS-2200, кожен з тягою 245,8 тс (2,4 МН), повинні були доставляти «Венчур Стар» на НОО. Розвиток цього проєкту було формально припинено на початку 2001 року, коли програма X-33 не отримала фінансування в рамках програми Space Launch Initiative. У Lockheed Martin було прийнято рішення не продовжувати розвиток «Венчур Стар» без фінансової підтримки НАСА.

Ілюстрація РРД J-2X із витягнутою сопловою насадкою

Двигун J-2 в музеї

Нова версія двигуна, названа J-2X, знаходиться в розробці в рамках розвитку програми НАСА «Сузір'я» і пілотованого капсульного КА «Оріон», який повинен був замінити космічний човник після 2010 року. Спочатку передбачалося використовувати два J-2X на розгінному ступені місячного модуля (англ. Earth Departure Stage, EDS), кожен з тягою 133,4 тс (1,3 МН).[1]

Відмова від використання більш досконалого двигуна РРД RS-24, який використовується на човнику, був обґрунтований дорожнечею модернізації цього двигуна із стартуючого на Землі двигуна на двигун що запускаєтиметься в польоті. Також приймалися до уваги необхідність випробувань RS-24 перед польотами і дорожнеча їх виробництва. З цих причин, 18 лютого 2006 року НАСА зупинило свій вибір на J-2X і для другого ступеня пілотованої РН Арес I з КА «Оріон». Така схема повинна дозволити провести випробування РН Арес I в 2010 році, провести перший запуск КА «Оріон» в 2014 році, а використання одного двигуна на двох ракетах має здешевити підтримку інфраструктури в рамках програми «сузір'я».

Проводити роботи з модернізації доручено Rocketdyne в рамках контракту загальною вартістю 1,2 млрд дол. Перші будівельні роботи на випробувальних стендах для J-2X були розпочаті НАСА в Космічному центрі ім. Стенніса 23 серпня 2007 року.[2] У період 2007—2008 роках було проведено дев'ять випробувань двигунів J-2X.[3]

Основною метою модифікації J-2X в рамках «Сузір'я» є спрощення та здешевлення виробництва в порівнянні з базовою моделлю і в порівнянні з РРД RS-24. Він збереже поточну схему відкритого генераторного циклу.[4] У порівнянні з базовою моделлю, двигун повинен буде володіти збільшеним питомим імпульсом до 448—465 сек, тягою 133,4 тс (1,3 МН) і масою 2477 кг.