Рокетдайн J-2

Дж-2

Испытательные стрельбы J-2
Страна происхождения	Соединенные Штаты
Первый полет	26 февраля 1966 г. ( 1966-02-26 ) ( AS-201 )
Последний рейс	15 июля 1975 г. ( 1975-07-15 ) ( ASTP )
Дизайнер	Центр космических полетов Маршалла   · Rocketdyne
Производитель	Рокетдайн
Приложение	верхней ступени Двигатель
Связанный ЛВ	Сатурн IB   · Сатурн V
Преемник	ХГ-3 Д-2Х
Статус	Ушедший на пенсию
Жидкотопливный двигатель
Порох	Жидкий кислород / Жидкий водород
Соотношение смеси	5.5:1
Цикл	Газовый генератор
Конфигурация
Соотношение сопел	27.5:1
Производительность
Тяга, вакуум	1033,1 кН (232250 фунтов силы )
Тяга, на уровне моря	486,2 кН ​​(109 302 фунта силы )
Соотношение тяги к весу	73.18:1
в камере Давление	5,260 кПа (763 фунта на квадратный дюйм)
Удельный импульс , вакуум	421 с (4,13 км/с)
Удельный импульс , на уровне моря	200 с (2,0 км/с)
Время горения	500 секунд
Размеры
Длина	3,4 м (11,1 футов)
Диаметр	2,1 м (6,8 футов)
Сухая масса	1788,1 кг (3942 фунта)
Используется в
С-IVB   · С-II
Ссылки
Ссылки
Примечания	Данные указаны для версии SA-208/SA-504.

J -2 , широко известный как Rocketdyne J-2, представлял собой на жидком топливе криогенный ракетный двигатель , используемый на NASA ракетах Saturn IB и Saturn V. -носителях Построенный в США компанией Rocketdyne , J-2 сжигал криогенное жидкое топливо из водорода (LH ₂ ) и жидкого кислорода (LOX), при этом каждый двигатель создавал _{1033,1 кН (232 250 фунтов силы} ) тягу в вакууме. Предварительный проект двигателя был разработан на основе рекомендаций комитета Сильверстайна 1959 года . Rocketdyne получила разрешение на разработку J-2 в июне 1960 года, а первый полет AS-201 состоялся 26 февраля 1966 года. За свою историю эксплуатации J-2 претерпел несколько незначительных модернизаций для улучшения характеристик двигателя, включая две основные программы модернизации. , сопла де Лаваля типа J-2S и аэроспайки типа J-2T, которые были отменены после завершения программы «Аполлон» .

Двигатель производил удельный импульс ( I _sp ) длительностью 421 секунду (4,13 км/с) в вакууме (или 200 секунд (2,0 км/с) на уровне моря) и имел массу примерно 1788 кг (3942 фунта). Пять двигателей J-2 использовались на второй ступени S-II Сатурна V , а один J-2 использовался на верхней ступени S-IVB, используемой как на Сатурне IB, так и на Сатурне V. Также существовали предложения по использованию различного количества двигателей J. -2 двигателя на верхних ступенях еще большей ракеты, планируемой Nova . J-2 был крупнейшим в Америке серийным ракетным двигателем на топливе LH2 до RS-25 . Модернизированная версия двигателя J-2X рассматривалась для использования на этапе отлета от Земли НАСА космический шаттл , которая заменила в системе космического запуска .

В отличие от большинства жидкостных ракетных двигателей, находившихся на вооружении в то время, J-2 был спроектирован так, чтобы его можно было перезапустить один раз после остановки при полете на третьей ступени Saturn V S-IVB . Первое вспыхивание, продолжавшееся около двух минут, вывело космический корабль «Аполлон» на низкую околоземную парковочную орбиту . После того, как экипаж убедился, что космический корабль работает в штатном режиме, J-2 был повторно зажжен для транслунной инъекции , 6,5-минутного горения, которое ускорило корабль до курса на Луну .

Компоненты

Схема, показывающая поток топлива через двигатель J-2.

Упорная камера и подвесная система

Узел камеры тяги J-2 служил креплением для всех компонентов двигателя и состоял из корпуса камеры тяги, узла форсунки и купола, узла подшипника карданного подвеса и усиленного искрового воспламенителя.

Камера тяги была изготовлена ​​из трубок из нержавеющей стали толщиной 0,30 миллиметра (0,012 дюйма) , уложенных друг на друга в продольном направлении и спаянных в печи, образуя единое целое. Камера имела колоколообразную форму с коэффициентом расширения 27,5: 1 для эффективной работы на высоте и охлаждалась регенеративно топливом . Топливо поступало из коллектора , расположенного посередине между горлом камеры тяги и выходом, под давлением более 6900 кПа (1000 фунтов на квадратный дюйм). При охлаждении камеры топливо совершало полупроход вниз по 180 трубкам и полным проходом возвращалось к форсунке камеры тяги через 360 трубок. Как только топливо проходило через инжектор, оно воспламенялось усиленным искровым воспламенителем и сгорало, придавая высокую скорость выбрасываемым дымовым газам для создания тяги.

Инжектор камеры тяги получал топливо под давлением от турбонасосов, а затем смешивал его таким образом, чтобы обеспечить наиболее эффективное сгорание. 614 полых штифтов окислителя были обработаны таким образом, чтобы они стали неотъемлемой частью форсунки, с топливными форсунками (каждая из которых прижата к лицевой стороне форсунки), продетыми через резьбу и установленными над стойками окислителя концентрическими кольцами. Лицевая поверхность инжектора была пористой, образованной слоями проволочной сетки из нержавеющей стали и приваренной по периферии к корпусу инжектора. Инжектор получал LOX через купольный коллектор и впрыскивал его через посты окислителя в зону сгорания камеры тяги, а топливо получало из верхнего топливного коллектора в камере тяги и впрыскивало через топливные отверстия, расположенные концентрично с отверстиями окислителя. . Топливо впрыскивалось равномерно, чтобы обеспечить удовлетворительное сгорание. Сборка форсунки и купола окислителя располагалась в верхней части тяговой камеры. Купол служил коллектором для распределения LOX к форсунке и служил креплением для подшипника карданного подвеса и усиленного искрового воспламенителя.

Усовершенствованный искровой воспламенитель (ASI) был установлен на поверхности форсунки и обеспечивал пламя для воспламенения топлива в камере сгорания. Когда был инициирован запуск двигателя, искровые возбудители подали напряжение на две свечи зажигания, установленные сбоку от камеры сгорания. Одновременно система управления запускала первоначальную подачу окислителя и топлива к искровому воспламенителю. Когда окислитель и топливо поступали в камеру сгорания ASI, они смешивались и воспламенялись, при этом правильное воспламенение контролировалось монитором зажигания, установленным в ASI. ASI работал непрерывно в течение всего времени работы двигателя, не охлаждался и был способен к многократному повторному включению при любых условиях окружающей среды.

Тяга передавалась через карданный подвес (смонтированный на узле форсунки с куполом окислителя и тяговой конструкции машины), который представлял собой компактный, высоконагруженный (140 000 кПа) карданный шарнир, состоящий из сферического гнездового подшипника. Он был покрыт покрытием из тефлона и стекловолокна, которое обеспечивало сухую опорную поверхность с низким коэффициентом трения. Подвес включал в себя устройство боковой регулировки для совмещения камеры сгорания с автомобилем, так что, помимо передачи тяги от форсунки на тяговую конструкцию автомобиля, в подвесе также имелся шарнирный подшипник для отклонения вектора тяги, таким образом обеспечение ориентации летательного аппарата в полете.

Система подачи топлива

Система подачи топлива состоит из отдельных турбонасосов топлива и окислителя (подшипники которых смазывались перекачиваемой жидкостью, поскольку крайне низкая рабочая температура двигателя исключала использование смазочных или других жидкостей), нескольких клапанов (в том числе главного топливного клапана, главный клапан окислителя, клапан утилизации топлива и клапаны спуска топлива и окислителя), расходомеры топлива и окислителя, а также соединительные линии.

Топливный турбонасос

Топливный турбонасос, установленный на камере тяги, представлял собой осевую насосную установку с турбинным приводом, состоящую из индуктора, семиступенчатого ротора и статорного узла. Это был высокоскоростной насос, работавший со скоростью 27000 об/мин и предназначенный для повышения давления водорода с 210 до 8450 кПа (от 30 до 1225 фунтов на квадратный дюйм) (абсолютное) через воздуховод высокого давления при расходе, развивающем 5800 кВт (7800 л.с.). Мощность для работы турбонасоса обеспечивалась быстроходной двухступенчатой ​​турбиной. Горячий газ из газогенератора направлялся во входной коллектор турбины, который распределял газ по входным соплам, где он расширялся и с высокой скоростью направлялся в колесо турбины первой ступени. Пройдя через турбинное колесо первой ступени, газ перенаправляется через кольцо статорных лопаток и поступает на турбинное колесо второй ступени. Газ покинул турбину через выхлопной патрубок. Три последовательных динамических уплотнения предотвращали смешивание насосной жидкости и турбинного газа. Мощность от турбины передавалась на насос посредством цельного вала.

турбонасос окислителя

Турбонасос окислителя устанавливался в камере тяги диаметрально противоположно топливному турбонасосу. Это был одноступенчатый центробежный насос с прямым приводом от турбины . Турбонасос окислителя повышает давление LOX и перекачивает его по каналам высокого давления в камеру тяги. Насос работал со скоростью 8600 об/мин при давлении нагнетания 7400 кПа (1080 фунтов на квадратный дюйм) (абсолютное) и развивал мощность 1600 кВт (2200 л.с.). Насос и два его турбинных колеса установлены на общем валу. Мощность для работы турбонасоса окислителя обеспечивалась быстроходной двухступенчатой ​​турбиной, приводившейся в движение выхлопными газами газогенератора. Турбины турбонасосов окислителя и топлива были соединены последовательно выхлопным коробом, направлявшим отработавшие газы от турбины турбонасоса топлива на вход коллектора турбины турбонасоса окислителя. Одно статическое и два последовательных динамических уплотнения предотвращали смешивание окислительной жидкости турбонасоса и турбинного газа.

Начиная работу турбонасоса, горячий газ поступал в сопла и, в свою очередь, в колесо турбины первой ступени. Пройдя через турбинное колесо первой ступени, газ перенаправлялся лопатками статора и поступал в турбинное колесо второй ступени. Затем газ покидал турбину через выхлопной трубопровод, проходил через теплообменник и выбрасывался в камеру тяги через коллектор непосредственно над впускным коллектором топлива. Мощность от турбины передавалась посредством цельного вала на насос. Скорость LOX увеличивалась за счет индуктора и рабочего колеса. Когда LOX входил в выпускную улитку, скорость преобразовывалась в давление, и LOX выбрасывался в выпускной канал под высоким давлением.

Расходомеры топлива и окислителя

Расходомеры топлива и окислителя представляли собой винтово-лопастные расходомеры роторного типа. Они располагались в каналах высокого давления топлива и окислителя. Расходомеры измеряли расходы топлива в каналах высокого давления. Четырехлопастной ротор водородной системы производил четыре электрических импульса за оборот и вращался со скоростью примерно 3700 об/мин при номинальном расходе. Шестилопастной ротор в системе LOX производил шесть электрических импульсов за оборот и вращался со скоростью примерно 2600 об/мин при номинальном расходе.

Клапаны

Система подачи топлива требовала ряда клапанов для управления работой двигателя путем изменения потока топлива через компоненты двигателя:

• Главный топливный клапан представлял собой дроссельный клапан, подпружиненный в закрытом положении, с пневматическим приводом в открытом положении и с пневматическим приводом в закрытом положении. Он монтировался между топливопроводом высокого давления от топливного турбонасоса и впускным топливным коллектором узла камеры тяги. Главный топливный клапан контролировал подачу топлива в камеру тяги. Давление от клапана управления ступенью зажигания на блоке пневматического управления открыло клапан во время запуска двигателя, и, когда заслонка начала открываться, это позволило топливу поступить во впускной топливный коллектор.
• Главный клапан окислителя (MOV) представлял собой дроссельный клапан, подпружиненный в закрытом положении, с пневматическим приводом в открытом положении и с пневматическим приводом в закрытом положении. Он устанавливался между каналом высокого давления окислителя от турбонасоса окислителя и входом окислителя на блоке камеры тяги. Пневматическое давление из нормально закрытого порта электромагнитного клапана управления основной ступени подавалось на приводы открытия первой и второй ступеней главного клапана окислителя. Применение давления открытия таким образом вместе с контролируемым стравливанием давления закрытия главного клапана окислителя через термокомпенсационное отверстие обеспечивало контролируемое плавное открытие главного клапана окислителя во всех температурных диапазонах. Клапан последовательности, расположенный внутри узла MOV, подавал пневматическое давление в часть управления открытием регулирующего клапана газогенератора и через отверстие в закрывающую часть перепускного клапана турбины окислителя.
• Клапан утилизации топлива (PU) представлял собой двухфазный перепускной клапан окислителя с электроприводом и приводом от двигателя, расположенный на выпускной улитке турбонасоса окислителя . Клапан утилизации пороха обеспечивал одновременный выпуск содержимого топливных баков. Во время работы двигателя датчики уровня топлива в топливных баках автомобиля контролировали положение шиберной заслонки для регулирования расхода окислителя, обеспечивающего одновременный выпуск топлива и окислителя.

• Дополнительной функцией клапана PU было обеспечение изменения тяги для максимизации полезной нагрузки. Вторая ступень, например, работала с затвором ПУ в закрытом положении более 70% продолжительности стрельбы. Такое положение клапана обеспечивало тягу 1000 кН (225 000 фунтов силы) при соотношении смеси топлива (окислитель к топливу по массе) 5,5:1 (при полностью открытом клапане ПУ соотношение смеси составляло 4,5:1, а уровень тяги - 780 кН). (175 000 фунтов силы)), хотя и с более высоким удельным импульсом из-за большего количества несгоревшего водорода в выхлопе. На последнем участке полета положение клапана ПУ изменялось для обеспечения одновременного опорожнения топливных баков. Третья ступень также работала на уровне высокой тяги большую часть времени горения, чтобы реализовать преимущества высокой тяги. Точный период времени, в течение которого двигатель работал с закрытым клапаном ПУ, варьировался в зависимости от индивидуальных требований миссии и уровня заправки топливом.

• Клапаны стравливания топлива, используемые как в топливной системе, так и в системе окислителя, были тарельчатого типа, которые подпружинивались в нормально открытое положение и приводились в действие давлением в закрытое положение. Оба клапана стравливания топлива были установлены на загрузочных линиях рядом с соответствующими выпускными фланцами турбонасоса. Клапаны позволяли топливу циркулировать в линиях системы подачи топлива для достижения надлежащей рабочей температуры перед запуском двигателя и управлялись двигателем. При запуске двигателя на гелиевый управляющий электромагнитный клапан в блоке пневматического управления подавалось питание, позволяя пневматическому давлению закрыть спускные клапаны, которые оставались закрытыми во время работы двигателя.

Газогенератор и выхлопная система

Газогенераторная система состояла из газогенератора, регулирующего клапана газогенератора, выпускной системы турбины и выпускного коллектора, теплообменника и перепускного клапана турбины окислителя.

Газовый генератор

Сам газогенератор был приварен к коллектору турбины ТНВД, что сделало его неотъемлемой частью турбонасосного узла. Он производил горячие газы для привода турбин топлива и окислителя и состоял из камеры сгорания с двумя свечами зажигания, регулирующего клапана с отверстиями для топлива и окислителя и узла форсунки. Когда был инициирован запуск двигателя, на искровые возбудители в блоке электрического управления подавалось напряжение, обеспечивая питание свечей зажигания в камере сгорания газогенератора. Топливо поступало через регулирующий клапан к форсунке и на выходе из камеры сгорания, а затем направлялось в топливную турбину, а затем в турбину окислителя.

Клапаны

• Регулирующий клапан газогенератора представлял собой тарельчатый клапан с пневматическим приводом, подпружиненный в закрытое положение. Тарелки топлива и окислителя были механически соединены приводом. Клапан контролировал подачу топлива через форсунку газогенератора. Когда был получен сигнал главной ступени, к узлу привода регулирующего клапана газогенератора было приложено пневматическое давление, которое переместило поршень и открыло топливную тарелку. Во время открытия топливной тарелки исполнительный механизм контактировал с поршнем, который открывал тарелку окислителя. По мере того как открывающее пневматическое давление уменьшалось, пружины закрывали тарелки.
• Перепускной клапан турбины окислителя представлял собой нормально открытый подпружиненный клапан шиберного типа. Он был установлен в перепускном канале турбины окислителя и снабжен соплом, размер которого определялся при калибровке двигателя. Клапан в открытом положении снижал скорость кислородного насоса во время запуска, а в закрытом положении действовал как калибровочное устройство для баланса производительности турбонасоса.

Выхлопная система турбины

Выхлопные каналы турбины и выхлопные колпаки турбины представляли собой сварную конструкцию из листового металла. В соединениях компонентов использовались фланцы с двойными уплотнениями. Выхлопной трубопровод направлял выхлопные газы турбины в выпускной коллектор камеры тяги, который окружал камеру сгорания примерно на полпути между горловиной и выходом сопла. Выхлопные газы проходили через теплообменник и выходили в основную камеру сгорания через 180 треугольных отверстий между трубками камеры сгорания.

Теплообменник

Теплообменник представлял собой кожух, состоящий из канала, сильфона, фланцев и змеевиков. Он устанавливался в выхлопном тракте турбины между выпускным коллектором турбины окислителя и камерой тяги. Он нагревал и расширял газообразный гелий для использования на третьей ступени или преобразовывал LOX в газообразный кислород на второй ступени для поддержания давления в баке окислителя транспортного средства. Во время работы двигателя либо LOX отводился из канала высокого давления окислителя, либо гелий подавался из ступени аппарата и направлялся к змеевикам теплообменника.

Запуск системы сборки резервуаров

Эта система состояла из встроенного пускового бака с гелием и водородом, в котором содержались газообразные водород и гелий для запуска и работы двигателя. Газообразный водород придавал начальное вращение турбинам и насосам перед сгоранием газогенератора, а гелий использовался в системе управления для управления клапанами двигателя. Сферический бак с гелием был расположен внутри бака с водородом, чтобы минимизировать сложность двигателя. Он вмещал 16 000 см. ³ (1000 куб. Дюймов) гелия. Большой сферический баллон с водородом имел емкость 118 931 см3. ³ (7 257,6 куб. Дюймов). Оба бака были заполнены из наземного источника перед запуском, а бак с газообразным водородом был пополнен во время работы двигателя из впускного коллектора топливной камеры для последующего перезапуска на третьей ступени.

Система управления

Система управления включала в себя пневматическую систему и полупроводниковый электрический контроллер последовательности, оснащенный искровыми возбудителями для газогенератора и свечами зажигания камеры тяги, а также соединительные электрические кабели и пневматические линии в дополнение к системе полетных приборов. Пневматическая система состояла из резервуара для хранения гелия под высоким давлением, регулятора для снижения давления до полезного уровня и электрических электромагнитных регулирующих клапанов для направления центрального газа к различным пневматически управляемым клапанам. Контроллер электрической последовательности представлял собой полностью автономную полупроводниковую систему, требующую только питания постоянного тока и командных сигналов запуска и остановки. Предпусковое состояние всех критических функций управления двигателем контролировалось, чтобы подать сигнал «двигатель готов». После получения сигналов «двигатель готов» и «запуск» на электромагнитные регулирующие клапаны подавалось питание в точно рассчитанной последовательности, чтобы обеспечить двигатель через зажигание, переход и переход в основную ступень. После выключения система автоматически перезагружается для последующего перезапуска.

Система летных приборов

Система пилотажного оборудования состояла из основного и вспомогательного комплектов приборов. Приборы основного пакета измеряют те параметры, которые имеют решающее значение для всех статических запусков двигателя и последующих запусков корабля. Они включают около 70 параметров, таких как давление, температура, потоки, скорости и положения клапанов для компонентов двигателя, с возможностью передачи сигналов в наземную систему регистрации или систему телеметрии, или в обе. Система приборов была разработана для использования на протяжении всего срока службы двигателя, от первого статического приемочного пуска до окончательного полета автомобиля. Вспомогательный пакет был разработан для использования во время первых полетов корабля. Его можно исключить из базовой приборной системы двигателя после того, как двигательная установка установит свою надежность в ходе полетов научно-исследовательских аппаратов. Он обладает достаточной гибкостью, чтобы обеспечить удаление, замену или добавление параметров, которые считаются необходимыми в результате дополнительного тестирования. Возможное удаление вспомогательного пакета не повлияет на измерительные возможности основного пакета.

Работа двигателя

Технические характеристики J-2

Стартовая последовательность

Последовательность запуска инициировалась путем подачи энергии на две свечи зажигания в газогенераторе и две в расширенном искровом воспламенителе для воспламенения порохов. Затем сработали два электромагнитных клапана; один для контроля гелия и один для контроля фазы зажигания. Гелий направлялся для удержания клапанов слива топлива в закрытом состоянии и для продувки купола топливной камеры LOX, промежуточного уплотнения насоса LOX и канала окислителя газогенератора. Кроме того, открывались основные клапаны топлива и окислителя АСИ, создавая в камере АСИ воспламеняющее пламя, проходившее через центр форсунки камеры тяги.

После задержки в 1, 3 или 8 секунд, в течение которой топливо циркулировало через камеру тяги для подготовки двигателя к запуску, выпускной клапан пускового бака открывался, чтобы инициировать вращение турбины. Длина топливопровода зависела от продолжительности фазы наддува первой ступени Сатурна V. Когда двигатель использовался на ступени S-II, требовался опережение подачи топлива на 1 секунду. S-IVB, с другой стороны, использовал 1-секундную задержку подачи топлива для первоначального запуска и 8-секундную задержку подачи топлива для перезапуска.

Через интервал 0,450 секунды сливной клапан пускового бака закрылся и сработал соленоид управления главной ступени, чтобы:

1. Отключить газогенератор и продуть камеру тяги гелием.
2. Откройте регулирующий клапан газогенератора (горячие газы из газогенератора теперь приводят в движение турбины насосов)
3. Откройте главный клапан окислителя в первое положение (14 градусов), позволяя LOX поступать в купол LOX для сгорания вместе с топливом, циркулирующим через инжектор.
4. Закрыть перепускной клапан турбины окислителя (часть газов привода турбонасоса окислителя была перепущена на этапе воспламенения)
5. Постепенно стравливайте давление со стороны закрытия пневматического привода клапана окислителя, контролируя медленное открытие этого клапана для плавного перехода на основную ступень.

Энергия в свечах зажигания была отключена, и двигатель работал с номинальной тягой. На начальном этапе работы двигателя пусковой бак газообразного водорода будет перезаправляться в тех двигателях, которым требуется перезапуск. В баке с водородом повторно повышали давление путем отбора контролируемой смеси LH ₂ из впускного коллектора топлива камеры тяги и более теплого водорода из коллектора впрыска топлива камеры тяги непосредственно перед входом в форсунку.

Работа основной сцены полета

Во время работы основной ступени тяга двигателя могла варьироваться от 780 до 1000 килоньютонов (от 175 000 до 225 000 фунтов силы) путем приведения в действие клапана утилизации топлива для увеличения или уменьшения потока окислителя. Это положительно сказалось на траекториях полета и на общих характеристиках миссии, поскольку позволило увеличить полезную нагрузку.

Последовательность обрезки

Когда сигнал выключения двигателя был получен электрическим блоком управления, он обесточил электромагнитные клапаны основной ступени и фазы зажигания и включил таймер отключения гелиевого управляющего соленоида. Это, в свою очередь, позволило обеспечить давление закрытия основного топлива, основного окислителя, управления газогенератором и расширенных клапанов искрового воспламенителя. Перепускной клапан турбины окислителя и клапаны стравливания топлива открылись, и началась продувка газогенератора и купола LOX.

Перезапуск двигателя

Чтобы обеспечить возможность перезапуска третьей ступени Сатурна V, пусковой бак газообразного водорода J-2 был дозаправлен за 60 секунд во время предыдущего запуска после того, как двигатель достиг установившегося режима работы (заправка бака газообразным гелием не требовалась, поскольку исходный запаса грунта хватило на три пуска). Перед повторным запуском двигателя были произведены выстрелы ракет незаполненного объема ступени для осаждения топлива в топливных баках ступени и обеспечения напора жидкости к входам турбонасоса. Кроме того, были открыты клапаны прокачки топлива двигателя, клапан рециркуляции ступени был открыт, предварительный клапан ступени был закрыт, а циркуляция LOX и LH ₂ осуществлялась через систему прокачки двигателя в течение пяти минут, чтобы довести двигатель до нужной температуры для обеспечить правильную работу двигателя. Перезапуск двигателя был инициирован после получения со сцены сигнала «двигатель готов». Это было похоже на первоначальную «готовность двигателя». Время выдержки между отключением и перезапуском составляло от минимум 1,5 часов до максимум 6 часов, в зависимости от количества околоземных орбит, необходимых для достижения лунного окна для транслунной траектории.

История

Разработка

Единственный двигатель J-2 самолета S-IVB .

Вдохновение для создания J-2 восходит к различным исследованиям НАСА, проведенным в конце 1950-х годов, по двигателям на топливе LH2, развивающим тягу до 665 кН (149 000 фунтов _силы ) после успеха 67 кН (15 000 фунтов _силы ) RL-10. используется на Атлас-Кентавр « верхней ступени « Кентавр» корабля » . Когда стали рассматриваться все более тяжелые ракеты-носители, НАСА начало рассматривать двигатели с тягой до 890 кН (200 000 фунтов _силы ), причем разработка была официально разрешена после отчета Комитета по оценке транспортных средств Сатурна за 1959 год . Была сформирована комиссия по оценке источников для назначения подрядчика из пяти компаний-участников торгов, и 1 июня 1960 года компания Rocketdyne получила одобрение на начало разработки «высокоэнергетического ракетного двигателя, работающего на LOX и водороде, который будет известен как J- 2". Окончательный контракт, заключенный в сентябре 1960 года, был первым, в котором прямо требовалось, чтобы конструкция «гарантировала максимальную безопасность полета с экипажем ».

Rocketdyne приступила к разработке J-2 с помощью аналитической компьютерной модели, которая имитировала работу двигателя и помогала в определении конфигураций конструкции. Модель поддерживалась полноразмерным макетом, который использовался на протяжении всей разработки для оценки расположения компонентов двигателя. двигателя Первый экспериментальный компонент, инжектор , был изготовлен в течение двух месяцев после заключения контракта, а испытания компонентов двигателя начались в полевой лаборатории Rocketdyne в Санта-Сусане в ноябре 1960 года. Другие испытательные установки, включая вакуумную камеру и полноразмерный двигатель. двигателя испытательный стенд использовался во время разработки: турбонасосы прошли испытания в ноябре 1961 года, система зажигания - в начале 1962 года, а первый прототип двигателя прошел полный 250-секундный испытательный запуск в октябре 1962 года. Помимо летного оборудования, пять В процессе разработки также использовались симуляторы двигателя, помогающие проектировать электрические и механические системы двигателя. Летом 1962 года между НАСА и Rocketdyne были подписаны контракты, требовавшие производства 55 двигателей J-2 для поддержки окончательных проектов космического корабля. Ракеты Saturn , для которых требовалось пять двигателей для каждой S-II второй ступени Saturn V и по одному двигателю для каждой S-IVB Saturn IB и третьей ступени Saturn V.

J-2 был запущен в производство в мае 1963 года, при этом параллельные программы испытаний продолжали выполняться в Rocketdyne и MSFC во время производственного цикла. Первый серийный двигатель, поставленный в апреле 1964 года, прошел статические испытания на этапе испытаний S-IVB на испытательном полигоне Дуглас недалеко от Сакраменто, Калифорния, и прошел свои первые статические испытания полной продолжительности (410 секунд) в декабре 1964 года. Испытания продолжались до Январь 1966 года: один двигатель успешно загорелся в 30 последовательных запусках, включая пять испытаний полной продолжительностью 470 секунд каждое. Общее время стрельбы в 3774 секунды представляло собой уровень накопленного оперативного времени, почти в восемь раз превышающий требования к полету. По мере того как успешные одномоторные испытания приближались к завершению, интеграционные испытания двигательной установки с S-IVB ускорялись по мере появления большего количества серийных двигателей. Первый оперативный полет AS-201 был запланирован на начало 1966 года для Saturn IB с использованием первой ступени S-IB и S-IVB в качестве второй ступени.

Первое комплексное испытание полного S-IVB, включая его единственный J-2, в июле 1965 года оказалось безрезультатным, когда неисправность компонента в одной из пневматических консолей преждевременно завершила испытание после успешной загрузки топлива и автоматического обратного отсчета. Однако доверие к конструкции было восстановлено в августе, когда та же ступень S-IVB-201 безупречно сработала при полной продолжительности запуска в 452 секунды, что стало первой последовательностью испытаний двигателя, полностью контролируемой компьютерами. J-2 был допущен к полету, и 26 февраля 1966 года AS-201 прошел безупречный запуск.В июле 1966 года НАСА подтвердило контракты на производство J-2 до 1968 года, к этому времени Rocketdyne согласилась завершить поставки 155 двигателей J-2, при этом каждый двигатель должен пройти летные квалификационные испытания в полевой лаборатории Санта-Сусаны перед доставкой в ​​НАСА. Надежность и доводочные испытания двигателя продолжались, причем две модернизированные версии использовались НАСА в последующих полетах программы «Аполлон».

Обновления

Дж-2С

Экспериментальная программа по улучшению характеристик J-2 началась в 1964 году как J-2X (не путать с более поздним вариантом с таким же названием ). Основным изменением первоначальной конструкции J-2 был переход от газогенераторного цикла к отводному , при котором горячий газ подавался из крана на камере сгорания вместо отдельной горелки. Помимо снятия деталей с двигателя, это также уменьшило сложность запуска двигателя и правильной синхронизации различных камер сгорания.

Дополнительные изменения включали систему дросселирования для более широкой гибкости миссии, которая также требовала системы переменной смеси для правильного смешивания топлива и кислорода для различных рабочих давлений. Он также включал новый «режим холостого хода», который создавал небольшую тягу для маневрирования на орбите или для установки топливных баков на орбите перед сгоранием.

В ходе экспериментальной программы Rocketdyne также выпустила для испытаний небольшую партию из шести предсерийных моделей J-2S . В период с 1965 по 1972 год они неоднократно подвергались испытаниям, общая продолжительность горения составила 30 858 секунд. В 1972 году стало ясно, что дальнейших заказов на ракеты-носители Сатурна не поступит, и программу закрыли. НАСА действительно рассматривало возможность использования J-2S в ряде различных миссий, включая использование космического корабля "Шаттл" в ряде ранних проектов, а также на комете HLLV .

Дж-2Т

Пока работа над J-2S продолжалась, НАСА также финансировало проектные работы по использованию турбомашины J-2S и трубопровода тороидальной камеры сгорания с новым аэродинамическим соплом. Это еще больше улучшит производительность. Были построены две версии: J-2T-200k с тягой 890 кН (200 000 фунтов силы), что позволяет «подсоединить» его к существующим ступеням S-II и S-IVB, а также к J-2T-250k мощностью 1100 кН (250 000 фунтов силы).

Как и в случае с J-2S, работа над J-2T переросла в длительную серию наземных испытаний, но дальнейшее развитие закончилось после завершения проекта «Аполлон».

Д-2Х

Основной предмет: J-2X

Чем стал другой двигатель с похожим названием, получивший название J-2X , был выбран в 2007 году для программы высадки экипажа на Луну проекта Constellation . Один двигатель J-2X, развивающий тягу 1310 кН (294 000 фунтов силы), должен был использоваться для питания ступени отлета от Земли (EDS).

НАСА начало строительство нового испытательного стенда для высотных испытаний двигателей J-2X в Космическом центре Стеннис (SSC). 23 августа 2007 года В период с декабря 2007 г. по май 2008 г. в SSC было проведено девять испытаний компонентов традиционного двигателя J-2 в рамках подготовки к проектированию двигателя J-2X.

Новый J-2X спроектирован так, чтобы быть более эффективным и простым в сборке, чем его предшественник Apollo J-2, и стоит дешевле, чем главный двигатель космического корабля шаттла (SSME). Конструктивные отличия включают в себя отсутствие бериллия , современную электронику, центробежный турбонасос по сравнению с осевым турбонасосом J-2, другую степень расширения камеры и сопла, камеру сгорания с канальными стенками по сравнению с трубчато-сварной камерой J-2. 2, модернизация всей электроники, сверхзвуковая инжекция и использование технологий соединения 21-го века.

16 июля 2007 года НАСА официально объявило о заключении с Pratt & Whitney Rocketdyne , Inc. контракта на сумму 1,2 миллиарда долларов «на проектирование, разработку, испытания и оценку двигателя J-2X», предназначенного для привода верхних ступеней «Ареса I» и «Ареса I». Ракеты-носители «Арес V» . 8 сентября 2008 года компания Pratt & Whitney Rocketdyne объявила об успешных испытаниях первоначальной конструкции газогенератора J-2X. 21 сентября 2010 года было объявлено о завершении второго раунда успешных испытаний газогенератора.

Проект «Созвездие» был отменен президентом Бараком Обамой 11 октября 2010 года. но разработка J-2X продолжалась из-за его потенциала в качестве двигателя второй ступени для новой тяжелой системы космического запуска . Первые огневые испытания J-2X были запланированы на конец июня 2011 года.

9 ноября 2011 года НАСА провело успешный запуск двигателя J-2X продолжительностью 499,97 секунды.

27 февраля 2013 года НАСА продолжило испытания двигателя J-2X продолжительностью 550 секунд в Космическом центре НАСА Стеннис.

• 
  Концептуальное изображение двигателя J-2X.
• 
  Испытание газогенератора «рабочей лошадки» двигателя J-2X.
• 
  Испытание форсунок Cold Flow для программы J2X.

Технические характеристики

	Дж-2	Дж-2С	Д-2Х
Вакуумная тяга:	1033,1 кН (232250 фунтов силы)	1138,5 кН (255945 фунтов силы)	1310,0 кН (294500 фунтов силы)
Удельный импульс (вакуум)-Исп:	421 секунда (4,13 км/с)	436 секунд (4,28 км/с)	448 секунд (4,39 км/с)
Время горения:	475 секунд	475 секунд	465 секунд (Арес I, разгонный блок)
Масса двигателя - сухая:	1438 кг (3170 фунтов)	1400 кг (3090 фунтов)	2472 кг (5450 фунтов)
Пропелленты:	ЛХ 2 и ЛОКС	ЛХ 2 и ЛОКС	ЛХ 2 и ЛОКС
Соотношение смеси:	5.50	5.50	5.50
Диаметр:	2,01 м (6,6 футов)	2,01 м (6,6 футов)	3,05 м (10,0 футов)
Длина:	3,38 м (11,09 футов)	3,38 м (11,09 футов)	4,70 м (15,42 фута)
Соотношение тяги к весу:	73.18	85.32	55.04
Подрядчик:	Рокетдайн	Рокетдайн	Рокетдайн
Применение автомобиля:	Сатурн V / S-II 2-я ступень – 5-двигательный, Saturn IB и Saturn V / S-IVB Разгонный блок - 1-двигательный	Планируемая замена J-2 на Сатурне V / S-II 2-я ступень/ S-IVB Разгонный блок	Предлагается для Ares I - 1 двигатель/ разгонного блока Разгонный блок Ares V - 1 двигатель

См. также

• Сравнение орбитальных ракетных двигателей

Ссылки

Эта статья включает общедоступные материалы с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .

Руководства

• Техническое руководство Р-3825-1: Данные двигателя Ракетный двигатель J-2
• Техническое руководство Р-3825-1Б: Инструкция по эксплуатации ракетного двигателя J-2
• Техническое руководство Р-3825-3 Том I: Техническое обслуживание и ремонт ракетного двигателя J-2
• Техническое руководство Р-3825-3 Том II: Техническое обслуживание и ремонт Ракетного двигателя J-2
• Техническое руководство R-3825-4: Иллюстрированная разборка деталей ракетного двигателя J-2
• Техническое руководство Р-3825-5 Том I: Наземное оборудование и ремонт Ракетный двигатель J-2
• Техническое руководство Р-3825-5 Том II: Техническое обслуживание и ремонт наземного оборудования Ракетный двигатель J-2
• Техническое руководство Р-3825-8: Эксплуатация и техническое обслуживание компонентов погрузочно-разгрузочного оборудования Ракетный двигатель Дж-2