A Rocketdyne J–2 egy folyékony hajtóanyagú rakétahajtómű volt, amelyben sikeresen alkalmazták a cseppfolyós hidrogént és oxigént alkalmazó meghajtási módot. A rakétát a NASA megbízásából a Rocketdyne fejlesztette és a Saturn IB, illetve Saturn V rakétában használták az Apollo-program, a Skylab-program és a Szojuz–Apollo-program során.
Ez a hajtómű volt az első, amely beváltotta a korai gondolkodóknak a hidrogén-oxigén hajtásba vetett hitét, miszerint abból számottevően nagyobb hatásfok nyerhető ki, mint a kor más, kerozin hajtású hajtóműveiből. A J–2 első verziói 890 kN tolóerőt biztosítottak, amely versenyképes volt más, az űrrepülésekhez használt hajtóművekével. Később, fejlesztések révén a hajtóművel egészen az 1100 kN-os értékig voltak képesek a mérnökök emelni a tolóerőt. A hajtómű fejlesztése 1960-63 között zajlott le, majd a gyártás megindulása után kerülhetett sor a repülési tesztekre. Ezek során a hajtómű meglehetősen megbízhatónak bizonyult, mindössze egyetlen meghibásodást jegyeztek fel a mérnökök. A hajtómű éles alkalmazására, embereket szállító rakétákban 1968-1975 között került sor, amelyek során szintén merültek fel kisebb problémák, sőt hajtóműleállások is, ám ezek nem befolyásolták az azt befogadó Saturn V rakéták és ezen keresztül az amerikai holdprogram sikerességét.
A J–2 legutolsó említésére napjaink űrrepülési programjaiban a Barack Obama elnök által később leállított Constellation programban történt, amikor egy korszerűsített változatát szerették volna a program számára fejlesztett vadonatúj hordozóeszközök egyikében, a Space Launch System egyik fokozatában felhasználni, ám ez a program törlése miatt nem valósult meg.
Története Előzmények A J–2 hajtómű történetének első lépései a hidrogén és oxigén reakciójából kinyerhető energiára vonatkozó felismeréssel indult. A technika első említése Konsztantyin Ciolkovszkíj alapművéből az Értekezés az úrutazásról című művéből ered, ahol az orosz tudós egy cseppfolyós hidrogénnel és cseppfolyós oxigénnel működő rakétát ajánl, mint a világúr elérésére leginkább alkalmas eszközt. A kísérletek később alá is támasztották az elméletet, a hidrogén/oxigén keverék égése kb. 40%-kal nagyobb fajlagos teljesítményt generál, mint az RP–1, petróleum vagy kerozin alapú üzemanyag égetése.
Az USA-ban 1945 végén írt ki a Haditengerészet Repülési Irodája egy programot, amely egy, cseppfolyós hidrogént és oxigént alkalmazó rakétahajtómű megvalósíthatósági tanulmányáról szólt. Ennek alapján meg is született a javaslat egy ilyen hajtású rakéta megalkotására, amelynek eleve űrhordozó eszköznek szántak. A feladatot elsőként a Kármán Tódor vezette Jet Propulsion Laboratory, amely a megvalósítást az Aerojet Engineering Corporationra bízta. A munka első eredménye egy olyan rakétahajtómű elemekből (injektorból, égéstérből) álló rendszer volt, amely 1,78–13,3 kN közötti tolóerőre volt képes. 1947-ben az Aerojet bemutatta az első, 13,3 kN tolóerővel bíró kísérleti hidrogén–oxigén hajtóművét. (Járulékos probléma volt, hogy cseppfolyós hidrogén sem állt elegendő mennyiségben rendelkezésre. Az éppen erre alapított üzem, amely akkoriban világelsőként, egy négy hónapos időszakban 2406 kg hidrogén előállítására volt képes, amely később egy Saturn V-repülés töredékére sem lett volna elegendő).
A JPL és az Aerojet sikerein felbuzdulva a Navy elindította a HATV (High Altitude Test Vehicle – Nagy Magasságot Elérő Teszt Jármű) programját, amelyre a North American Aviationt bízzák meg. A programból végül soha nem épült valódi rakéta, azonban a kutatási eredményei fontosnak bizonyultak a későbbi fejlesztésekhez.
Egy másik fejlesztési irány is megcélozta a hidrogén–oxigén hajtást, a NACA Lewis Központja és a General Dynamics Corporation Astronautics Division közösen próbálkozott hajtómű fejlesztéssel. A fejlesztés a Centaur nevű rakétafokozatban öltött testet. A Lewis központban Abe Silverstein lett az igazgató és az ő nevéhez fűződik ennek a technikának a fejlesztése. A Lewis Központban többféle irányban folyt a kriogén rakéták kutatása, amikor felmerült az Atlas rakétákon való alkalmazásuk lehetősége, amelyet a General Dynamics fejlesztett. Az elképzelések egy rakéta második (pl. Atlas), vagy harmadik (pl. Saturn) fokozataként irányozták elő egy hidrogén–oxigén hajtású fokozat létrehozását. A munkához a General Dynamics bevonta a Pratt & Whitney hajtóműgyártót is, amelynek műhelyében már formálódott az RL–10 jelű hajtómű. Az első RL–10-es repülési tesztjére 1962. június 9-én került sor.
Kicsit később az RL–10-est kiválasztották, hogy a Saturn I rakéta második fokozatába építve szolgáljon. A korábbi Centaur felső rakétafokozat mintájára, ahol létezett olyan változat, amelybe két hajtóművet építettek, a Saturn I S–IV fokozata hat darab RL–10-est kapott, amelyek így együttesen 400 kN tolóerőt képviseltek.
A NASA érdekkörébe tartozott a nagy tömegek Föld körüli pályára juttatása (míg a haderőnemek követelményeiből ez az ág lassan kiszorult az 50-es évek végére, 60-as évek elejére, így az űrhivatalt továbbra is foglalkoztatta a tény, hogy a hidrogén–oxigén hajtással nagyobb fajlagos tolóerő érhető el. 1959 őszén jelentek meg az űrhivatal berkein belül az első tanulmányok, amelyek egy 665 kN tolóerejű, hidrogén–oxigén hajtású hajtómű megvalósíthatóságát tárgyalták. A tanulmány eredményei később a lehetséges tolóerőt 890 kN-ra növelték, amelyet akár egy, akár több, csokorba kötött hajtómű alkalmazásával is – és így a tolóerő egyetlen rakétafokozatban való többszörözésével – lehetségesnek látszott megvalósítani. Ezek a tanulmányok hamar eljutottak a szintén a NASA-n belül működő Saturn Hordozóeszköz Csoporthoz (Saturn Vehicle Team), ismertebb nevén a Silverstein-bizottsághoz, amely a fejlesztendő nehézrakéták lehetséges fejlesztési irányait kereste és vázolta fel az űrhivatalon belül. A Silverstein-bizottság be is emelte a fejlesztési javaslatai közé a hidrogén–oxigén hajtás ezen lehetőségét 1959. december 15-i jelentésébe. A megvalósíthatóságról szóló tárgyalások a North American Repülőgépgyár Rocketdyne részlegével kezdődtek el és 1960 szeptemberében meg is köttetett a kontraktus.
A Rocketdyne a fejlesztést egy új módszerrel, analitikus komputermodellezéssel kezdte, amelyben számítógéppel szimulálták a hajtómű lehetséges paramétereit. A tényleges fejlesztést a kutatásfejlesztésben amúgy is élen járó, az F–1 és H–hajtóműveket is tervező, Los Angeles-i részleg kapta.
Fejlesztése
A hajtómű fejlesztése rohamtempóban indult a Rocketdyne-nál. Két hónappal azután, hogy a cég elnyerte a szerződést a NASA-tól, az első kísérleti hajtómű komponensek megérkeztek a cég tesztbázisára, a Santa Susana Field Laboratoryba, ahol hajtóműtesztekhez alkalmas próbapadok álltak. Az első ún. hot-firing (éles hajtóműteszt) – egyelőre még csak egyes hajtóműkomponensekkel – 1960. november 11-én zajlott le. Hamarosan egy vákuumkamra is megnyitotta a kapuit, ahol a tesztekhez űrbeli körülményeket tudtak szimulálni. Kicsit később a J–2 hajtóműtesztek egy dedikált, csak a hajtómű számára szánt létesítményt kaptak, amely 1961 novemberében nyílt meg.
A hajtómű komponensek korábbi tesztjeivel 1962 végére áll össze annyi tapasztalat, hogy 1963 elején elkezdődhessen az első komplett tervrajzok lefektetése. A feladat kettős volt: egyrészt a hajtóműnek újraindíthatónak kellett lennie, másrészt egy új tervezési filozófia mentén a hajtómű nem egyszerűen egy meghajtó motor volt, hanem egy teljesen integrált rendszer egy rakétafokozaton belül, amely a meghajtáson kívül más funkciókért is felelt. Az utóbbi megoldás elősegítette a hajtóműtervezésnél egyébként is divatos irányelv, az egyszerűsítés érvényesülését, a sok önálló részegység helyett egy integrált rendszer jött létre. Az előbbi problémára pedig egy egyszerű starttartály beszerelése volt a megoldás, amely 1 kg hidrogént tartalmazott, amely az újraindításkor azonnal rendelkezésre állt a hajtómű égéséhez, amíg a főtartályból a csőrendszeren át megérkezett a hidrogén tömegáram.
Az egyik legnagyobb problémát a hajtómű teljesítmény dimenziói adták. A tervezés jórészt az RL–10-essel szerzett tapasztalatok alapján indult ám az RL–10 67 kN-os teljesítményének előállításához teljesen más üzemanyag-áramlással és hőmennyiségekkel kellett számolni, mint a megcélzott 890 kN esetében. A tervezők például a kerozinhajtásnál már bevált réz tányér injektorokat alkalmazták, ám az új hajtómű esetében a keletkező hő egyszerűen átégette ezt az alkatrészt (a teszteknél azt a jelenséget figyelték meg, hogy a teljesen más hőáramlással járó hidrogén–oxigén égés során zöld lángok jelennek meg az alkatrész körül, ahogy a réz elégett). Az Marshall Űrközpontban a problémára már korábban kutatások indultak, ahol egy Rigi-Mesh nevű anyagot kezdtek el alkalmazni, amelyet a nukleáris alkalmazásokból emeltek át. Kisebb súrlódás keletkezett, amikor a NASA az MSFC megoldását kezdte erőltetni, miközben a Rocketdyne saját fejlesztéssel akart előrukkolni, végül győzött a Rigi-Mesht alkalmazó megoldás és az injektor kiégése megszűnt. A megfelelő anyag kiválasztása mellett egy újabb műszaki megoldás is segítette az átégés megoldását: az injektortányér összesen 614 önálló befecskendező szájból állt össze, amelynek áramlási képét úgy oldották meg, hogy az átfolyó tüzelőanyag kb. 5%-a folyton az injektorszájban megállt, és a szuperhideg folyadék tovább hűtötte az egész injektort.
Az égéstér belépő része több száz csőből épült fel, amelynek optimális kialakításában nagy hasznát vették a komputer támogatta modellezésnek, lényegében az ennek eredményeként létrejött adatokra támaszkodtak. Az injektorba végül 360 csövön keresztül érkezett a –253 C°-os cseppfolyós gáz, ahol az felmelegedett –162 C°-ra és gáz halmazállapotúvá vált. Itt a gáz hatalmas sebesség-változásokon kellett átmenjen: 18 m/s-ról a tágulás miatt 300 m/s-ra nőtt a sebessége az injektor torkáig majd az injektor belépési pontjánál 240 m/s-ra csökkent. A komputer modell nagyban segített a csőrendszer alakjának, hajlatainak optimális kialakításában, amely a leghatékonyabb gázáramlást és hőtani folyamatokat tette lehetővé.
A hajtómű táplálását – sok más, korábbi hajtóműdizájnhoz hasonlóan – turbószivattyúk látták el. A tervezők különválasztották a cseppfolyós oxigén és hidrogén szivattyúrendszerét és a két egységet a hajtómű két átellenes oldalán helyezték el. Ezzel a megoldással elkerülték a korábbi, kompromisszumokra kényszerítő megoldást, amellyel azonos tengelyen helyezték el a szivattyúkat. A két külön szivattyúrendszer kialakításában is különbözött. A cseppfolyós oxigén szivattyú centrifugál szivattyú volt, amely kb. 6000 fordulat/perc sebességgel működött. Ezzel szemben a hidrogénszivattyú, axiális egység volt, amely 25 000 fordulat/perc sebességgel dolgozott. A két rendszer megfelelő kalibrálásával elérhető volt a megfelelő gázkeverék arány. A turbina táplálásáért – és egyben indításkori felpörgéséért – a gázgenerátor volt felelős. A korábbi hajtóműveknél a gázgenerátor indításához elegendő volt a tüzelő és oxidálóanyag-tartály szelepeinek kinyitása és a nyomás beindította a berendezést, ám ezúttal ez kevésnek bizonyult. A megfelelő indításhoz beszereltek egy gömb alakú indítótartályt, amelyben 0,1 köbméternyi nagy nyomású hidrogéngázt helyeztek el és ez felelt az indításért, amíg a főtartályból megérkezett a megfelelő nyomású és mennyiségű gáz.