Рокетдайн H-1

Н-1

Двигатель H-1 в Центре Удвар-Хази
Страна происхождения	Соединенные Штаты
Первый полет	27 октября 1961 г. ( 1961-10-27 )
Последний рейс	15 июля 1975 г. ( 15 июля 1975 г. )
Дизайнер	Рокетдайн
Производитель	Рокетдайн
Приложение	Первый этап
Преемник	РС-27
Статус	Ушедший на пенсию
Жидкотопливный двигатель
Порох	ЛОКС / РП-1
Цикл	Газогенератор
Конфигурация
Камера	1
Производительность
Тяга, на уровне моря	900 кН (200 000 фунтов силы )
Соотношение тяги к весу	102.47
в камере Давление	700 фунтов на квадратный дюйм (4800 кПа)
Удельный импульс , вакуум	289 с (2,83 км/с)
Удельный импульс , на уровне моря	255 с (2,50 км/с)
Время горения	155 секунд
Размеры
Длина	2,7 м (8,8 футов)
Диаметр	1,5 м (4,9 футов)
Сухая масса	1000 кг (2200 фунтов)
Используется в
Сатурн I , Сатурн 1Б

Rocketdyne сжигающий H-1 двигатель с тягой 205 000 фунтов силы (910 кН), представлял собой жидкостный ракетный LOX и RP -1 . H-1 был разработан для использования в SI и S-IB первых ступенях ракет Saturn I и Saturn IB соответственно, где он использовался в блоках из восьми двигателей. После программы Apollo излишки двигателей H-1 были переименованы и переработаны в двигатель Rocketdyne RS-27, который впервые использовался на самолетах серии Delta 2000 в 1974 году. Двигатели RS-27 продолжали использоваться до 1992 года, когда появилась первая версия Delta . II , Дельта 6000, был выведен из эксплуатации. Вариант RS-27A со слегка улучшенными характеристиками также использовался на более поздних ракетах Delta II и Delta III , причем первая летала до 2018 года.

История

Ранние двигатели

H-1 — один из серии двигателей, разработанных на базе баллистической ракеты Фау-2 военного времени . Во время войны North American Aviation (NAA) получила несколько 59 600 фунтов силы (264,9 кН). Двигатели V-2 для проверки и преобразования метрических единиц измерения в SAE . Для выполнения этой работы они сформировали свое «Движение силовых установок», позже ставшее Rocketdyne.

NAA также получила обширную техническую документацию по двигателю. Изучая их, инженеры наткнулись на планы усовершенствования двигателя В-2 с использованием новой топливной форсунки «водопад». Немцам не удалось заставить эту конструкцию работать, и она так и не поступила на вооружение. Инженеры NAA решили заняться этой проблемой и быстро нашли решение. Это позволило им поднять тягу конструкции до 75 000 фунтов силы (330 кН), а затем до 78 000 фунтов силы (350 кН) для ракеты «Редстоун» .

NAA также работало над SM-64 Navaho проектом крылатой ракеты , в котором тот же двигатель использовался в качестве ускорителя, чтобы разогнать ракету до скорости, позволяющей прямоточные воздушно-реактивные зажечь двигатели. Военно-воздушные силы постоянно требовали от навахо более высоких характеристик, что вынуждало NAA создавать более крупные ракеты и более крупные ускорители для их запуска. К началу 1950-х годов базовая конструкция двигателя была увеличена до 120 000 фунтов силы (530 кН).

Все эти конструкции, как и породивший их Фау-2, сжигали этанол , но экспериментировались и с другими видами топлива, включая керосин , дизельное топливо , растворитель для краски , JP-4 и JP-5 реактивное топливо . В январе 1953 года Rocketdyne начала свою программу «REAP» по переводу этих двигателей на специальное и хорошо разработанное керосиновое топливо специально для ракетных двигателей, которым стал RP-1 , официально указанный в военной спецификации MIL-R-25576 в 1954 году.

В 1955 году ВВС выбрали горящую версию двигателя JP-4 для своей ракеты «Атлас» . Армия США запросила дополнительное усиление до 150 000 фунтов силы (670 кН) для своей ракеты «Юпитер» , а ВВС использовали ту же версию для своего «Тора» , создав Rocketdyne S-3D (или LR-79).

Все эти двигатели были основаны на схожей концепции конструкции с «водопадной форсункой», в которой использовалось множество небольших топливных форсунок для распыления горящего топлива в основную камеру сгорания. У них также была общая сложная система запуска турбонасосов с использованием набора дополнительных топливных баков и трубопроводов, которые питали газогенератор и основные камеры сгорания, в то время как насосы все еще создавали давление в основных топливопроводах. Сложная серия электропневматических клапанов управляла различными потоками топлива до полного запуска двигателя.

Х-1

На этой диаграмме показано резкое упрощение двигателя S-3D от неиллюстрированного X-1 до H-1 Сатурна I.

После успешного запуска S-3D для «Тора» и «Юпитера» компания обратила свое внимание на радикально обновленную версию, первоначально известную как S-3X, но позже ставшую X-1. В этом двигателе сложная система клапанов и все сопутствующие датчики и электроника заменены новыми клапанами, которые работают от давления самого топлива. Это означало, что сложная процедура запуска была полностью автоматизирована и управлялась самим потоком топлива.

Кроме того, с X-1 удалили всю систему стартового бака и заменили ее небольшим твердотопливным ракетным двигателем, который подавал выхлопы через газогенератор для вращения турбонасосов. Это изменение значительно упростило схему двигателя за счет того, что конструкция стала однозарядным устройством. Раньше двигатели теоретически можно было перезапустить в полете, но с одним стартовым картриджем Х-1 можно было запустить только один раз.

Еще одним изменением было введение воспламенителя на пирофорном топливе вместо твердотопливных версий более ранних конструкций. В более ранних двигателях воспламенители вставлялись через отверстия в двигателе в камеру сгорания, но новая система позволяла распылять топливо в главный инжектор. Топливо, триэтилалюминий , подавалось в кубе с диафрагмами, которые разрывались, когда расход топлива в форсунке достигал заданного порога.

Наконец, в X-1 была внедрена новая система смазки, которая добавляла небольшое количество присадок к топливу RP-1 при его прохождении через различные компоненты. Он подавался под давлением в различные подшипники турбонасосной системы, смазывая ее и отводя тепло.

Сатурн и H-1

H-1 на выставке в Арканзасском военном и авиационном музее в Фейетвилле, штат Арканзас.

«Сатурн» начинался как бумажный проект, призванный удовлетворить новые требования Министерства обороны США к тяжеловесному транспортному средству, способному поднять от 10 000 до 40 000 фунтов на низкую околоземную орбиту (НОО) или разогнаться от 6 000 до 12 000 фунтов до космической скорости . Существующие пусковые установки могут быть расширены до 10 000 фунтов на НОО, что ниже требований. Требовалась новая, более крупная конструкция, и в апреле 1957 года Вернер фон Браун передал предварительное задание на проектирование Хайнцу-Герману Кёлле .

Решение Кёлле по сокращению времени разработки заключалось в том, чтобы использовать группу топливных баков от ракет «Редстоун» и «Юпитер», разместить их поверх одной упорной пластины, а затем прикрепить необходимые двигатели к нижней части пластины. общая тяга около 1 миллиона фунтов Расчеты показали, что потребуется , что сильно ограничивает выбор двигателей. В поисках подходящего дизайна Коэлле узнал о E-1 от Джорджа Саттона из Rocketdyne. Rocketdyne разрабатывала этот двигатель мощностью 400 000 фунтов силы (1800 кН) для ракеты «Титан» , и это был самый большой двигатель, приближающийся к внедрению за тот период времени, который ARPA поручил Вернеру фон Брауну для разработки того, что тогда было известно как «Юнона V». E-1 изначально разрабатывался как резервный двигатель для ракеты «Титан» , специально разработанный для максимально простой разработки на случай, если Aerojet General LR-87 не сработает.

Запуск «Спутника» в октябре привел к быстрым изменениям в ракетном истеблишменте США. Чтобы продемонстрировать мирные намерения, США решили передать свои различные невоенные программы ракетной техники новому агентству, которое впоследствии превратилось в НАСА . Поскольку армия потеряла интерес к большим ракетам, они согласились передать команду ABMA фон Брауна НАСА, став Центром космических полетов Маршалла . Передача состоится в 1960 году.

Вскоре после того, как эти планы были составлены, в июле 1958 года ARPA посетило ABMA и сообщило фон Брауну, что в их бюджете еще есть 10 миллионов долларов, которые нужно потратить до передачи, и спросило, есть ли какой-либо способ эффективно использовать эти деньги. Фон Браун позвонил Кёлле и показал им модель Юноны V, но посетители ARPA отметили, что двигатель Е-1 не будет готов к 1960 году. Проведя мозговой штурм, они решили, что лучшим подходом будет небольшая модернизация существующих двигателей S-3D компании Rocketdyne, чтобы увеличить их мощность со 175 000 фунтов силы (780 кН) до 200 000 фунтов силы (890 кН), а также использовать восемь таких двигателей вместо четырех E- 1 с.

Когда Коэлле вернулся в Rocketdyne в поисках обновленной версии S-3D, они вместо этого представили X-1 и предложили использовать его вместо дальнейшей модернизации S-3. Несмотря на то, что X-1 был экспериментальным, он уже находился в правильном диапазоне тяги и был готов к полной разработке. Контракт на разработку был заключен 15 августа 1958 года. и к началу 1959 года название было изменено с Юноны на Сатурн, что означало последовательность планет после Юпитера, причем ракета «Юпитер» была предыдущей конструкцией ABMA.

Описание

Восемь двигателей H-1 в Saturn I

Как и все ранние двигатели Rocketdyne, H-1 использовал каскадный инжектор, питаемый турбонасосами, и охлаждал двигатель регенеративно, используя топливо двигателя. Камера сгорания была изготовлена ​​из 292 трубок из нержавеющей стали, спаянных в печи.

В отличие от двигателя J-2 , использовавшегося на ступени S-IVB , H-1 был однозаходным двигателем. Его можно было запускать несколько раз - и двигатели обычно подвергались двум или более статическим испытаниям перед полетом для их летной квалификации - но его нельзя было перезапустить в полете, поскольку некоторые компоненты, необходимые для последовательности запуска, не допускали повторного использования. В частности, турбонасосы изначально приводились в движение твердотопливным газогенератором (СПГГ), который по сути представлял собой небольшую твердотопливную ракету, которую приходилось заменять после каждого запуска.

Для запуска двигателя на САУ подавалось переменное напряжение 500 В, которое воспламеняло твердое топливо. При этом вырабатывался горячий газ, которому позволяли накапливаться до тех пор, пока давление не достигло 600–700 фунтов на квадратный дюйм , после чего разрывающаяся диафрагма выпустила его в турбину, которая приводила в движение топливные турбонасосы. Это положило начало процессу закачки топлива и окислителя в газогенератор и двигатель, а горячие газы из САУ обеспечили начальную энергию, необходимую для воспламенения смеси топлива и окислителя. Это привело к вращению турбонасосов. Как только РП-1 и LOX начали гореть в газогенераторе, выхлопы приводили в действие турбонасосы до остановки двигателя.

(См. исходную схему со спецификациями.)

Технические характеристики

• Подрядчик: NAA/Rocketdyne
• Применение автомобиля: Saturn I / SI 1-я ступень – 8 двигателей.
• Применение автомобиля: Saturn IB / S-IB 1-я ступень – 8 двигателей.

	Эффективность автомобиля
	от SA-201 до SA-205	SA-206 и последующие
Тяга (уровень моря)	200 000 фунтов силы (890 кН)	205000 фунтов силы (910 кН)
Продолжительность тяги	155 с	155 с
Удельный импульс	289 секунд (2,83 км/с)	289 секунд (2,83 км/с)
Вес двигателя сухой (внутренний)	1830 фунтов (830 кг)	2200 фунтов (1000 кг)
Вес двигателя сухой (с подвесным двигателем)	2100 фунтов (950 кг)	2100 фунтов (950 кг)
Выгорание веса двигателя	2200 фунтов (1000 кг)	2200 фунтов (1000 кг)
Соотношение площади выхода к горловине	8:1	8:1
Пороха	ЛОКС и РП-1	ЛОКС и РП-1
Соотношение смеси	2.23±2%	2.23±2%
Расход топлива	2092 галлонов США/мин (132 л/с)
Расход окислителя	3330 галлонов США/мин (210 л/с)
Номинальное давление в камере	633 фунтов на квадратный дюйм (4,36 МПа)

Ссылки

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

Библиография

• Бильштейн, Роджер Э. (1996). Этапы пути к Сатурну: технологическая история ракет-носителей «Аполлон/Сатурн» . Серия историй НАСА. Вашингтон: НАСА. ISBN  978-0-16-048909-9 . Архивировано из оригинала 15 октября 2004 г.
• Нойфельд, Майкл Дж. (2007). Фон Браун: Космический мечтатель, военный инженер . Нью-Йорк: Альфред А. Кнопф. ISBN  978-0-307-26292-9 .
• Руководство по летной эксплуатации Skylab Saturn IB , 30 сентября 1972 г.
• * Янг, Энтони (2008). Двигатель Saturn V F-1: вхождение Аполлона в историю . Спрингер. ISBN  978-0387096292 .