H-1 (motor rachetă)
| Rocketdyne H-1 | |
|---|---|
 | |
| tara de origine | Statele Unite ale Americii |
| Primul zbor | 27 octombrie 1961 |
| Ultimul zbor | 15 iulie 1975 |
| Designer | Heinz-Hermann Koelle |
| Constructor principal | Rocketdyne |
| Predecesor | S-3D |
| Succesor | RS-27 |
| stare | retras |
| Motor propulsor lichid | |
| Propulsor | oxigen lichid / RP-1 |
| Raportul compus | 2,23 ± 2% |
| Ciclu | ciclu la generator de gaz |
| Configurare | |
| Cameră | 1 |
| Performanţă | |
| Tracțiune (nivelul mării) | 900 kN |
| TWR | 102,47 |
| Presiunea camerei | 633 psi |
| Eu sp (gol) | 289 s (2,83 km / s) |
| I sp (nivelul mării) | 255 s (2,50 km / s) |
| Timpul de aprindere | 155 s |
| Repornește | Nu |
| Dimensiuni | |
| Lungime | 2,68 m |
| Diametru | 1,49 m |
| Greutate goală | 1000 kg |
| Folosit in | |
| Saturn I , Saturn IB | |
Rocketdyne H-1 este un motor de rachetă cu combustibil lichid alimentat de LOX și RP-1 , capabil să producă 900 kN de forță. A fost dezvoltat pentru utilizare în etapele primare SI și S-IB ale Saturn I și Saturn IB , unde a funcționat într-un grup de opt unități. După programul Apollo , celelalte motoare H-1 au fost modificate și redenumite Rocketdyne RS-27 , care au fost utilizate în 1974 în prima etapă a lansatorului Delta 2000 . [1] [2]
Istorie
Primele versiuni
H-1 face parte dintr-o serie de motoare dezvoltate din racheta balistică V2 . În timpul celui de- al doilea război mondial , de fapt, aviația nord-americană (NAA) a obținut mai multe motoare de 264,9 kN ale V2 german cu scopul de a converti măsurătorile din sistemul metric în standardul SAE . În acest scop, NAA a creat intern „Divizia de propulsie”, care a luat ulterior numele de Rocketdyne . [3] NAA a obținut, de asemenea, o mulțime de documentații tehnice cu privire la motoare, datorită cărora au descoperit că Germania avea în vedere să-și îmbunătățească performanțele prin utilizarea unui nou injector de combustibil . Cu toate acestea, germanii nu au reușit niciodată să facă proiectul să funcționeze corect, așa că nu a intrat niciodată în funcțiune. Dimpotrivă, tehnicienii americani au decis să abordeze problema, găsind o soluție rapidă; acest lucru a permis implementarea unor modificări care au permis să crească mai întâi tracțiunea motorului la 330 kN și apoi să atingă 350 kN din configurația rachetei Redstone .
NAA lucra, de asemenea, la proiectul de rachete de croazieră SM-64 Navaho , care folosea același motor ca un rapel pentru a aduce racheta la viteza necesară pentru aprinderea și acționarea motorului ramjet principal. Forțele aeriene au cerut din ce în ce mai multă performanță de la Navaho și acest lucru a determinat NAA să construiască aeronave mai mari și la fel de capabile să le lanseze. La începutul anilor 1950, designul motorului a fost îmbunătățit pentru a produce o tracțiune de 530 kN. Toate aceste versiuni ale motorului, precum și V2 de la care naquerp a folosit etanol ca propulsor, dar au fost testate și prin arderea kerosenului , motorinei , diluanților de vopsea și a combustibilului pentru jet JP-4 și JP-5. În ianuarie 1953, Rockedyne a început programul „REAP” pentru a converti aceste motoare pentru a utiliza un tip specific și studiat de kerosen pentru rachete, „Rocket Propellant-1” sau RP-1 (denumire militară oficială MIL-R-25576).
În 1955 , Forțele Aeriene au selectat o versiune propulsată de JP-4 a motorului pentru a echipa rachetele Atlas ; urmată de o versiune cu tracțiune de 670 kN pentru rachetele Thor și Jupiter , producând astfel Rocketdyne S-3D (sau LR-79).
Toate aceste motoare s-au bazat pe un concept de bază similar, care a inclus un „injector în cascadă”, unde multe injectoare mici au fost folosite pentru a pulveriza combustibil în camera principală de ardere . Propulsoarele au împărțit și un sistem complex de pornire cu turbopompă , care folosea un set de rezervoare secundare de propulsor și un sistem hidraulic care alimenta un generator de gaz și arzătoarele principale, în timp ce pompele continuau să aducă sub presiune circuitul propulsorului. O serie complexă de supape electro-pneumatice a gestionat diferitele fluxuri de combustibil până la pornirea motorului.
Versiunea X-1
Odată cu funcționarea cu succes a versiunii S-3D pentru rachetele Thor și Jupiter, compania și-a îndreptat atenția către o versiune mult mai avansată a motorului; cunoscut inițial sub numele de S-3X, ulterior a fost redenumit X-1.
Această nouă versiune a înlocuit sistemul complex de supape, senzori și electronice necesare pentru reglarea combustibilului cu un nou sistem de supape controlat direct de presiunea combustibilului în sine. Datorită acestei modificări, procedura complexă de aprindere a devenit complet automată și „ghidată” de fluxul propulsorului în sine. În plus, rezervoarele de aprindere secundare au fost îndepărtate în întregime în X-1 și înlocuite cu un mic motor rachetă cu combustibil solid care transporta gazele de eșapament către generatorul de gaz pentru a roti turbopompele. Acest lucru a simplificat dramatic întregul sistem de conducte ale motorului, dar a permis doar o pornire a motorului. Versiunile anterioare ar putea fi, teoretic, re-aprinse în zbor, dar X-1 avea doar un cartuș de aprindere și, prin urmare, nu putea fi efectuată nicio re-aprindere după cea de pornire la decolare.
Mai târziu, modelele X-1 au eliminat aprinderea cu combustibil solid pentru a o înlocui cu combustibil hipergolic . Acest lucru a simplificat, de asemenea, procedura de asamblare a sistemului de aprindere, deoarece versiunile mai vechi impuneau ca încărcăturile de combustibil solid să fie introduse prin găurile din interiorul camerei de ardere; noile versiuni, pe de altă parte, au permis pulverizarea combustibilului hipergolic direct în injectorul principal. Combustibilul utilizat, trietilaluminiu (TEA) , a fost furnizat sub formă de cuburi cu o diafragmă care a ars când fluxul de propulsor din injector a atins un anumit nivel.
În cele din urmă, cu X-1 a fost introdus un nou sistem de lubrifiere care a adăugat o cantitate mică de aditiv la combustibilul folosit ( RP-1 ) pe măsură ce trecea prin diferitele componente. Lubrifiantul a fost transportat sub presiune către diferiții lagăre și bucșe ale sistemului turbopompa, lubrifiant și îndepărtând căldura din diferitele componente.
Saturn și H-1
Programul Saturn a început ca un proiect, la cererea Departamentului Apărării , de a crea un lansator greu capabil să transporte o sarcină utilă între 4500 și 18000 kg pe orbită mică a pământului (LEO) sau să accelereze între 2700 și 5400. kg până la evadare rata . Transportatorii disponibili în acel moment, dacă ar fi modernizați, ar fi putut transporta doar 4500 kg pe orbită mică . Prin urmare, a fost necesar un design nou și mai puternic, iar în aprilie 1957 , Wernher von Braun i -a atribuit lui Heinz-Hermann Koelle sarcina dezvoltării preliminare a proiectului. [4]
Soluția Koelle de reducere a timpului de dezvoltare a presupus instalarea unui set de tancuri de propulsie, preluate din rachetele Redston și Jupiter, pe o structură la baza căreia ar fi apoi instalate motoarele necesare. Calculele au arătat că a fost necesară o tracțiune minimă de aproximativ 45 de tone , limitând astfel în mare măsură alegerea motoarelor utilizabile. Căutând un propulsor adecvat, Koelle a descoperit existența Rocketdyne E-1 , prin George Sutton , [5] un propulsor de 1800 kN în curs de dezvoltare pentru racheta Titan . La acea vreme, E-1 era cel mai mare și mai puternic motor de rachetă aflat în curs de dezvoltare care putea îndeplini termenul pe care ARPA îl acordase lui von Braun pentru a finaliza dezvoltarea a ceea ce era cunoscut la acea vreme sub numele de Juno V. [6] E-1 a fost dezvoltat inițial ca un motor de rezervă pentru racheta Titan, special conceput pentru a fi cât se poate de simplu, în cazul în care proiectul Aerojet General LR-87 eșuează. [6]
Lansarea Sputnik în octombrie același an a provocat mai multe schimbări rapide în dezvoltarea programului spațial american. Pentru a-și demonstra intențiile pașnice, Statele Unite au decis să transfere responsabilitatea diferitelor programe de lansare non-militare către o nouă agenție, NACA , care va deveni ulterior viitoarea NASA . Întrucât armata SUA și-a pierdut interesul pentru rachete grele, a fost de acord să mute echipa von Braun a ABMA la noua agenție, fondând Marshall Space Flight Center . [6] Mutarea a avut loc în 1960 . [6]
La scurt timp după stabilirea acestor planuri, în iulie 1958, ARPA a vizitat ABMA și i-a comunicat lui Von Braun, care mai are de cheltuit 10 milioane de dolari înainte de înlăturare și a întrebat dacă există o modalitate de a angaja în mod eficient acești bani. Von Braun a sunat-o pe Koelle și le-a arătat un model al modelului Juno V, dar oficialii ARPA au menționat că motorul E-1 nu va fi gata până în 1960. [7] La reflecție, au decis că cea mai bună soluție a fost modernizarea Rocketdyne-ului existent. -3D pentru a le lua de la 780 kN la 890 kN și utilizați 8 dintre aceste motoare în loc de 4 E-1. [7]
Când Koelle a mers la Rocketdyne în căutarea unei versiuni actualizate a S-3D, compania l-a prezentat la X-1 și i-a sugerat să-l folosească mai degrabă decât să actualizeze din nou S-3; deși experimental, modelul X-1 se afla deja în gama de tracțiune corectă și era pregătit pentru o dezvoltare completă. Un contract de dezvoltare a fost semnat la 15 august 1958 [8] și, la începutul anului 1959 , numele noului lansator a fost schimbat din Jupiter în Saturn , referindu-se la succesiunea planetei după Jupiter , Jupiter fiind designul anterior al ABMA . [9]
Descriere
La fel ca toate motoarele Rocketdyne timpurii, H-1 a folosit un injector în cascadă alimentat de turbopompe și a fost răcit prin regenerare folosind propulsorul în sine.
Spre deosebire de J-2 folosit în etapa S-IVB, H-1 era un motor capabil de un singur start. Poate fi pornit de mai multe ori - și de fapt motoarele au fost supuse la două sau mai multe teste de aprindere statică înainte de misiune pentru a le certifica că sunt potrivite pentru zbor - dar nu a putut fi repornit în zbor, deoarece unele componente necesare pentru secvența de aprindere nu erau erau reutilizabile. În special, pornirea turbopompelor a fost garantată de un generator de gaz cu propulsor solid ( SPGG ), care era în esență o mică rachetă cu propulsor solid care trebuia înlocuită după fiecare aprindere.
Pentru a porni propulsorul a fost necesar să se aplice o tensiune alternativă de 500 V la SPGG, care a declanșat arderea combustibilului solid. Reacția a produs gaz supraîncălzit care a fost adus la o presiune de 600-700 psi prin acumulare, ca urmare a căruia ruptura unei diafragme pliabile a permis gazului să curgă în turbina turbopompei de combustibil. Acestea au început apoi procesul de pompare a combustibilului și oxidantului în motor, în timp ce gazele fierbinți de la SPGG furnizau, de asemenea, energia necesară inițial pentru a aprinde amestecul combustibil / oxidant. Odată ce combustia a fost pornită, combustibilul și oxidantul fiind pompate în camera de ardere, procesul s-a susținut până când motorul a fost oprit.
Specificații
- Constructor: NAA / Rocketdyne
- Aplicații
| Lansări făcute | ||
|---|---|---|
| SA-201 până la SA-205 | SA-206 și mai târziu | |
| Impins la nivelul mării | 890 kN | 910 kN |
| Durata împingerii | 155 s | 155 s |
| Impuls specific | 289 s (2,83 km / s) | 289 s (2,83 km / s) |
| Masă uscată (la bord) | 830 kg | 1000 kg |
| Masă uscată (bord) | 950 kg | 950 kg |
| Pământ la oprire | 1000 kg | 1000 kg |
| Raport de descărcare | 8: 1 | 8: 1 |
| Propulsori | LOX & RP-1 | LOX & RP-1 |
| Raport de amestecare | 2,23 ± 2% | 2,23 ± 2% |
| Gama de propulsori | 132 L / s | |
| Flux oxidant | 210 L / s | |
| Presiunea nominală a camerei | 633 psi (4,36 MPa) | |
Notă
- ^ http://www.astronautix.com/lvs/dela2000.htm , pe www.astronautix.com . Adus pe 9 aprilie 2017 (arhivat din original la 18 iunie 2012) .
- ^ Space Launch Report , la www.spacelaunchreport.com . Adus pe 9 aprilie 2017 .
- ^ http://www.astronautix.com/lvs/v2.htm , pe www.astronautix.com . Adus pe 9 aprilie 2017 (arhivat din original la 6 septembrie 2008) .
- ^ Wernher von Braun, „Saturn the Giant”, NASA SP-350, 1975 , la history.msfc.nasa.gov . Adus la 9 aprilie 2017 (arhivat din original la 11 septembrie 2013) .
- ^ Young, Anthony (2008). Motorul Saturn V F-1: alimentarea lui Apollo în istorie. Springer. ISBN 0387096299
- ^ a b c d Neufeld, Michael J. (2007). Von Braun: Visătorul spațiului, inginerul războiului . New York: Alfred A. Knopf. ISBN 978-0-307-26292-9
- ^ a b Neufeld (2007), p. 331
- ^ Bilstein (1996), pp. 27—28
- ^ Bilstein (1996), p. 37
Alte proiecte
-
Wikimedia Commons conține imagini sau alte fișiere despre H-1
