HG-3 (raketmotor)
| Ursprungsland | Förenta staterna |
|---|---|
| Designer | MSFC / Rocketdyne |
| Tillverkare | Rocketdyne |
| Ansökan | Överstegsmotor _ |
| Associerad LV |
Saturn MLV Saturn IB-B Saturn V/4-260 Saturn INT-17 |
| Företrädare | J-2 |
| Efterträdare | RS-25 |
| Status | Inställt |
| Flytande bränslemotor | |
| Drivmedel | Flytande syre / Flytande väte |
| Prestanda | |
| Drivkraft, vakuum | 1 400,7 kN (314 900 lb f ) |
| Dragkraft, havsnivå | 869,6 kN (195 500 lb f ) |
| Specifik impuls , vakuum | 451 sekunder (4,42 km/s) |
| Specifik impuls , havsnivå | 280 sekunder (2,7 km/s) |
| Referenser | |
| Referenser | |
HG -3 var en kryogen raketmotor för flytande bränsle som designades för användning på de övre stadierna av Saturnusraketer efter Apollo - eran. Designad i USA av Rocketdyne , skulle HG-3 ha bränt kryogent flytande väte och flytande syredrivmedel , med varje motor som producerade 1 400,7 kN (315 000 lb f ) dragkraft under flygning. Motorn konstruerades för att producera en specifik impuls ( I sp ) på 451 sekunder (4,42 km/s) i vakuum, eller 280 sekunder (2,7 km/s) vid havsnivån. Utvecklad från Rocketdynes J-2- motor som användes på S-II- och S-IVB- stegen, var motorn avsedd att ersätta J-2 på de uppgraderade S-II-2- och S-IVB-2-stegen avsedda för användning på Saturn MLV , Saturn IB-B och Saturn V/4-260 raketer, med en havsnivåoptimerad version, HG-3-SL, avsedd för användning på Saturn INT-17 . Motorn avbröts dock under neddragningen efter Apollo när utvecklingen av de mer avancerade Saturnusraketerna upphörde och flög aldrig, även om motorn senare användes som grund för designen av RS-25- motorn .
Se även