Aerojet AJ10

aus Wikipedia, der freien Enzyklopädie
Zur Navigation springen Zur Suche springen
Ein AJ10-118K der Delta-II-Zweitstufe

Aerojet AJ10 ist eine Baureihe von Flüssigkeitsraketentriebwerken, die seit den 1950er Jahren in zahlreichen Varianten als sogenannter Vakuumantrieb, das heißt als für die Druckverhältnisse außerhalb der dichteren Erdatmosphäre spezialisierter Antriebsmotor, bei US-amerikanischen Raketenoberstufen und Raumschiffen eingesetzt werden. Das Triebwerk wurde von der Firma Aerojet entwickelt, die später in Aerojet Rocketdyne aufgegangen ist (heute L3Harris Technologies).

Das AJ10 ist ein relativ unkompliziert aufgebautes Triebwerk mit Druckgasförderung der Treibstoffkomponenten, wodurch keine Turbopumpen erforderlich sind. Es werden hypergole Treibstoffkomponenten verwendet, und zwar je nach Modell verschiedene Hydrazin-Derivate als Treibstoff und Distickstofftetroxid oder Salpetersäure als Oxydator. Durch die Lagerfähigkeit dieser Treibstoffe ist das Triebwerk auch nach längeren Raumflügen wiederzündbar, eine Eigenschaft, die beispielsweise bei Manövern zum Erreichen oder zur Korrektur einer Umlaufbahn oder zum Verlassen selbiger erforderlich ist.

Apollo 15 CSM, links am Heck die Schubdüse des AJ10-137

Die bekannteste Verwendung dürfte – neben zahlreichen Raketenoberstufen – das Haupttriebwerk des Apollo-Raumschiffes, genauer des Servicemoduls (SM), sein. Auch beim Space Shuttle kamen zwei AJ10 als Manövertriebwerke des Orbital Maneuvering System (OMS) zum Einsatz, die nach dem Brennschluss der Haupttriebwerke die Korrektur der Umlaufbahn und die Abbremsung bei der Deorbitierung übernahmen. Diese OMS-Pods waren am Heck des Orbiters links und rechts des Seitenleitwerks angebracht. Mehrere bereits bei Shuttle-Missionen geflogene AJ10-190 wurden von der NASA für das Orion-Raumschiff bzw. dessen von der ESA gebautes Europäisches Servicemodul (ESM) zur Verfügung gestellt, wobei es eine ähnliche Rolle wie vor über 50 Jahren beim Apollo-CSM übernimmt.

Die Tabelle gibt einen Überblick über die bisher entwickelten und eingesetzten Varianten.[1]

Variante Schub
(in kN)
Brennkammerdruck
(in Bar)
Treibstoffkombination Spezifischer Impuls
(in N·s/kg)
Verwendung
AJ10-37 33,8 UDMH/WFNA 2658 Vanguard-Trägerrakete, 2. Stufe, Einsatz 1957 – 1959
AJ10-42 33,0 UDMH/WFNA 2618 Thor-Able I-Trägerrakete, 2. Stufe, Erststart 1958
AJ10-101A 34,3 UDMH/WFNA 2648 Thor-Able II, 2. Stufe
AJ10-104D 35,1 UDMH/WFNA 2726 Thor Able Star, 2. Stufe
AJ10-142 34,3 UDMH/WFNA 2648 Thor-Delta, 2. Stufe
AJ10-118 33,1 14,2 UDMH/WFNA 2579 Delta A, 2. Stufe, Erstflug 1962[2]
AJ10-118D 33,7 UDMH/WFNA 2672 Delta B bis D, 2. Stufe, Erstflüge 1962 – 1964, Brennzeit 170 Sekunden[2]
AJ10-118E 35,2 UDMH/WFNA 2726 Delta E bis N, 2. Stufe, Erstflüge 1965 – 1968, Brennzeit 400 Sekunden[2]
AJ10-118F 42,3 Aerozin 50/N2O4 3089 Delta I (mit Ziffern gekennzeichnete Delta-Varianten ab der Delta 0300), 2. Stufe, Erststart 1972, Brennzeit 335 Sekunden[3]
AJ10-118K 43,4 9,0 Aerozin 50/N2O4 3143 Delta II, 2. Stufe, Erststart 1990
AJ10-137 97,9 6,7 Aerozin 50/N2O4 2956 Apollo CSM, Haupttriebwerk
AJ10-138 2 x 36 7,2 Aerozin 50/N2O4 3050 Titan-3A, -3C, -34D: Tandemtriebwerk für die 3. Stufe Transtage, ab 1964
AJ10-190 26,7 8,6 MMH/N2O4 2886 Space Shuttle Orbiter OMS, Manövriertriebwerke
Commons: Aerojet AJ10 – Sammlung von Bildern, Videos und Audiodateien

Einzelnachweise

[Bearbeiten | Quelltext bearbeiten]
  1. U.S. space-rocket liquid propellant engines, Datenbank von Norbert Brügge, abgerufen am 12. August 2023
  2. a b c Die Thor-Delta, Abschnitt 2, Aufsatz auf der Homepage von Bernd Leitenberger, abgerufen am 13. August 2023
  3. Die Thor-Delta, Abschnitt 3, Aufsatz auf der Homepage von Bernd Leitenberger, abgerufen am 13. August 2023