Самолет М-1

М-1
	Характеристики ракетного двигателя М-1
Страна происхождения	Соединенные Штаты
Первый полет	Разработка прекращена на стадии предпрототипа
Производитель	Аэроджет
Статус	Заброшено на стадии разработки
Жидкотопливный двигатель
Порох	LOX / жидкий водород
Цикл	Газогенераторный цикл
Производительность
Тяга, вакуум	1 500 000 фунтов силы (6,67 МН)
Соотношение тяги к весу	60
в камере Давление	1000 фунтов на квадратный дюйм
Удельный импульс , вакуум	428 секунд (4,20 км/с)
Размеры
Длина	7,72 м
Диаметр	4,28 м
Сухая масса	9068 кг

Aerojet , M-1 был одним из самых крупных и мощных жидком водороде работающих на жидкотопливных ракетных двигателей, которые были спроектированы и испытаны по компонентам. Первоначально он был разработан в 1950-х годах ВВС США . М-1 предлагал базовую тягу 6,67 МН фунтов - (1,5 миллиона силы ) и ближайшую цель увеличения 8 МН (1,8 миллиона фунтов-силы). Если бы М-1 был построен, он был бы больше и эффективнее, чем знаменитый F-1 , который приводил в действие первую ступень ракеты Сатурн V на Луну.

История

История М-1 связана с исследованиями ВВС США, проводившимися в конце 1950-х годов, для нужд запуска в 1960-х годах. К 1961 году они превратились в конструкцию космической пусковой системы . SLS состояла из серии из четырех ракет, каждая из которых была построена на основе твердотопливных ускорителей и верхних ступеней, работающих на жидком водороде .

Самая маленькая модель, предназначенная для запуска Dyna-Soar , использовала два твердых тела диаметром 100 дюймов (2500 мм) и жидкое ядро «А». Для питания ракеты-носителя «А» компания Aerojet заключила контракт на переоборудование ракеты LR-87 , используемой в ракете «Титан II» , для работы на жидком водороде. Прототип был успешно испытан в период с 1958 по 1960 год. Первоначальные исследования 100-дюймового (2500 мм) корпуса также были переданы Aerojet, начиная с 1959 года.

ВВС SLS также предусматривал ряд гораздо более крупных проектов, предназначенных для запуска пилотируемой посадки на Луну в рамках проекта Lunex . «Люнекс» представлял собой миссию с прямой посадкой, в ходе которой один очень большой космический корабль должен был долететь до Луны, приземлиться и вернуться. Для вывода такой конструкции на низкую околоземную орбиту (НОО) потребуется очень большая ракета-носитель с полезной нагрузкой 125 000 фунтов (57 000 кг). Эти более крупные конструкции SLS имели ту же базовую схему, что и меньший ускоритель Dynasoar, но использовали гораздо более мощные 180-дюймовые (4600 мм) твердые двигатели и жидкостные ступени «B» и «C». Для обеспечения необходимой мощности на жидкостных ступенях была установлена группа из двенадцати J-2 . Чтобы уменьшить эту сложность, ВВС также поручил Aerojet начать исследования гораздо более крупной конструкции, работающей на водороде, которая заменит двенадцать J-2 только двумя двигателями. Эти первоначальные исследования в конечном итоге превратились в М-1 с тягой в 1,2 миллиона фунтов.

Когда в 1958 году было создано НАСА , они также начали планировать высадку на Луну. Как и ВВС, их проект «Аполлон» изначально отдавал предпочтение прямому восхождению , требуя большого ускорителя для запуска космического корабля на НОО. До того, как НАСА взяло на себя работу Вернера фон Брауна по Сатурну для армии США , у них не было собственных проектов крупных ракет, и они начали исследовательскую программу, известную как «Нова», для изучения ряда вариантов. Первоначально требования к полезной нагрузке были довольно ограничены, и в предпочтительных конструкциях Nova использовалась первая ступень с четырьмя двигателями F-1 и полезной нагрузкой около 50 000 фунтов (23 000 кг). Эти проекты были представлены президенту Дуайту Д. Эйзенхауэру 27 января 1959 года.

Однако требования к космическому кораблю «Аполлон» быстро выросли, и в результате был выбран космический корабль массой 10 000 фунтов (4500 кг) ( CSM ) с экипажем из трех человек. Для запуска такого корабля на Луну потребовалась огромная полезная нагрузка массой 125 000 фунтов (57 000 кг) на НОО. Проекты Nova с такими возможностями были быстро представлены с восемью двигателями F-1, а также с гораздо более мощными верхними ступенями, для которых требовался двигатель M-1. Таким образом, в течение короткого периода М-1 использовался в базовых проектах лунных программ НАСА и ВВС.

В 1961 году президент Джон Ф. Кеннеди объявил о своей цели высадить человека на Луну до конца десятилетия. После непродолжительного спора НАСА выиграло миссию у ВВС. Однако для «Новой» потребовались бы огромные производственные мощности, которых в настоящее время не существовало, и было неясно, можно ли начать строительство ракеты-носителя для приземления до 1970 года. К 1962 году они решили использовать проект Сатурна V фон Брауна , который прошел через процесс перепроектирования для производства пригодного к использованию ускорителя, который можно было бы построить на существующих объектах в Мишуде, штат Луизиана .

Повышение тяги, затем отмена

С выбором Сатурна для лунных миссий работа над Новой перешла к эпохе после Аполлона. Проекты были переориентированы на пилотируемые планетарные экспедиции, а именно на высадку экипажа на Марс . Даже при использовании легкого профиля миссии, подобного тому, который был выбран для «Аполлона», для миссии на Марс потребовалась действительно огромная полезная нагрузка весом около одного миллиона фунтов на низкую околоземную орбиту. Это привело ко второй серии проектных исследований, также известной как Nova, хотя они по существу не были связаны с предыдущими разработками.

Многие из новых конструкций использовали М-1 в качестве двигателя второй ступени, хотя и требовали гораздо более высокой полезной нагрузки. Для достижения этих целей проект М-1 был модернизирован. ^{[ когда? ]} с силы в 1,2 миллиона фунтов до номинальной силы в 1,5 миллиона фунтов, и конструкторы намеренно добавили больше мощности турбонасоса , чтобы позволить ей расшириться как минимум до 1,8 миллиона фунтов, а потенциально и до 2,0 миллиона фунтов силы. ^{[ 1 ]} Кроме того, М-1 даже рассматривался для ряда проектов первой ступени вместо F-1 или 180-дюймовых (4600 мм) корпусов. Для этой роли удельный импульс был значительно уменьшен, и, по-видимому, для решения этой проблемы было уделено внимание различным конструкциям расширяющихся сопел .

Разработка М-1 продолжалась в течение всего этого периода, хотя по мере расширения программы «Аполлон» НАСА начало сокращать финансирование проекта М-1, чтобы сначала завершить разработки, связанные с Сатурном. В 1965 году еще один проект НАСА. ^{[ который? ]} группу из пяти J-2 изучал усовершенствованные варианты «Сатурна», заменив на второй ступени S-II на один М-1, пять J-2T (улучшенная версия J-2 с аэроспайковым соплом) или высокопроизводительный Двигатель высокого давления, известный как HG-3 , который позже станет прямым предшественником космического корабля " SSME Шаттл" .

К 1966 году стало ясно, что нынешний уровень финансирования НАСА не будет поддерживаться в эпоху после Аполлона. В том же году завершились проектные исследования Nova, а вместе с ними и М-1. Срок действия последнего контракта на М-1 истек 24 августа 1965 года, хотя испытания на имеющихся средствах продолжались до августа 1966 года. В то же время закончились исследования по J-2T. Хотя HG-3 так и не был построен, его конструкция легла в основу главного двигателя космического шаттла .

Итоговый отчет (1966 г.) ^{[ 2 ]} найденный:

Была продемонстрирована работоспособность всех основных узлов двигателя М-1, за исключением охлаждаемой камеры и газоохлаждаемой юбки.
Были получены эксплуатационные данные и установлена механическая целостность форсунки, топливного турбонасоса, турбонасоса окислителя и газогенераторного узла. Также установлено, что данные компоненты удовлетворительны для использования в демонстрационном двигателе.

Прототипы

За трехлетний срок реализации проекта было построено в общей сложности восемь камер сгорания (две из них неохлаждаемые испытательные установки), одиннадцать газогенераторов, четыре кислородных насоса, а также четыре водородных насоса, которые находились в стадии достройки.

Уменьшенные модели насосов использовались при проектировании/разработке до 1963 года. ^{[ 3 ]}

Описание

В М-1 использовался газогенераторный цикл , сжигающий часть жидкого водорода и кислорода в небольшой камере сгорания, чтобы обеспечить горячие газы для работы топливных насосов. В случае с М-1 водородный и кислородный турбонасосы были полностью отдельными, каждый из которых использовал собственную турбину, а не работал от общего приводного вала. Водородный и кислородный насосы были одними из самых мощных, когда-либо построенных в то время, производя 75 000 лошадиных сил для первого и 27 000 л.с. (20 000 кВт) для второго.

В большинстве американских проектов газогенераторный двигатель сбрасывал выхлопные газы турбин за борт. В случае с М-1 образующийся выхлоп был относительно прохладным и вместо этого направлялся в охлаждающие трубы в нижней части юбки двигателя. Это означало, что жидкий водород требовался для охлаждения только наиболее нагретых участков двигателя — камеры сгорания, сопла и верхней части юбки, что значительно уменьшало сложность водопровода. Газ поступал в область юбки при температуре около 700 ° F (371 ° C), нагреваясь примерно до 1000 ° F (538 ° C), а затем выбрасывался через ряд небольших сопел на конце юбки. Выхлоп добавил тягу на 28 000 фунтов силы (120 кН).

Двигатель запускался путем вращения насосов до рабочей скорости с использованием газообразного гелия , хранившегося в отдельном контейнере высокого давления. Это привело к поступлению топлива в главный двигатель и газогенератор. Зажигание основного двигателя осуществлялось струей искр, направленной в камеру сгорания пиротехнического устройства. Остановка достигалась простым отключением подачи топлива в газогенератор, позволяя насосам замедляться самостоятельно.

Использование отдельных турбонасосов и других компонентов позволило построить и испытать различные части М-1 по отдельности.

Камера сгорания и форсунки

Тяга: 1,5 млн фунтов (на высоте 200 000 футов) ^{[ 4 ]}
Давление в камере тяги: 1000 фунтов на квадратный дюйм, ^{[ 1 ]}^{: Таблица 1} 1200 фунтов на квадратный дюйм для версии 1,8 М фунта
Диаметр камеры сгорания: 42 дюйма.
Материал камеры сгорания: 200 трубок из нержавеющей стали 347 в кожухе из Inconel 718 с болтовым креплением. ^{[ 5 ]}
Тип инжектора: коаксиальный
Материал корпуса инжектора: нержавеющая сталь 347. ^{[ 5 ]}
Количество элементов инжектора: ожидается от 1200 до 3000. ^{[ 5 ]}
Диаметр горловины сопла:

Газовый генератор

Горит 110 фунтов/с (окислитель:топливо, 0,8)
Давление выхлопа: 1100 фунтов на квадратный дюйм
Температура выхлопных газов: 1000 ° F (538 ° C)
Выхлопы газогенератора возвращаются в нижнее сопло для охлаждения.

турбонасос LOX

Осевой поток
Об/мин: 36700 ^{[ 6 ]}
Входное давление: 30 футов ^{[ 6 ]} (из LOX)
Повышение давления: 3400 футов ^{[ 6 ]} (из LOX); т.е. 1700 фунтов на квадратный дюйм ^{[ 7 ]}
Скорость потока: до 3000 фунтов/с, номинальная 2921 фунт/с ^{[ 4 ]}
Осевая осевая нагрузка на подшипники: более 30 000 фунтов. ^{[ 3 ]}
Подшипники: с кислородной смазкой, шарики из нержавеющей стали 440C, со «стеклонаполненными тефлоновыми сепараторами». ^{[ 3 ]}

LH ₂турбонасос

2-ступенчатая турбина с 10-ступенчатым осевым насосом ^{[ 8 ]}

См. также

Сравнение орбитальных ракетных двигателей

Ссылки

Библиография

Данкхофф, Уолтер Ф. (октябрь 1963 г.). Проект ракетного двигателя М-1 (PDF) . Вашингтон, округ Колумбия: НАСА. Архивировано из оригинала (PDF) 5 января 2015 г.
Механическая конструкция осевого жидководородного топливного насоса М-1
Разработка двигателя с тягой 1 500 000 фунтов / номинальным вакуумом / жидким водородом / жидким кислородом. Итоговый отчет, 30 апреля 1962 г. - 4 августа 1966 г. / Документ НАСА, охватывающий проект М-1 от начала до завершения. 406p

Внешние ссылки

Коллекция Уолтера Данкхоффа, Архивы и специальные коллекции Университета Алабамы в Хантсвилле.

[FOOTNOTEDankhoff19631–2-1] Jump up to: ^а ^б Данкхофф 1963 , стр. 1–2.

[Final-1966-2] Заключительный отчет о разработке двигателя с тягой 1 500 000 фунтов / номинальным вакуумом / жидким водородом / жидким кислородом, 30 апреля 1962 г. - 4 августа 1966 г.

[FOOTNOTEDankhoff196311-3] Jump up to: ^а ^б ^с Данкхофф 1963 , с. 11.

[FOOTNOTEDankhoff19636-4] Jump up to: ^а ^б Данкхофф 1963 , с. 6.

[FOOTNOTEDankhoff19638-5] Jump up to: ^а ^б ^с Данкхофф 1963 , с. 8.

[FOOTNOTEDankhoff196310-6] Jump up to: ^а ^б ^с Данкхофф 1963 , с. 10.

[FOOTNOTEDankhoff196325-7] Данкхофф 1963 , с. 25.

[FOOTNOTEDankhoff19639-8] Данкхофф 1963 , с. 9.

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]

[ 8 ]