Рокетдайн Н-1 - Rocketdyne H-1

H-1
Схема двигателя ракеты Н-1 image.jpg
Группа из 8 ракетных двигателей Н-1 подняла Сатурн I со стартовой площадки.
Страна происхожденияСоединенные Штаты
Дата1963-1975
ПроизводительRocketdyne
ЗаявлениеБустер
ПреемникРС-27
Положение делНа пенсии
Жидкостный двигатель
ПропеллентLOX / РП-1
ЦиклГенератор газа
Конфигурация
Камера1
Спектакль
Тяга (SL)205000 фунтов-силы (900 кН)
Отношение тяги к массе102.47
Давление в камере700 фунтов на кв. Дюйм (4,8 МПа)
язр (Vac.)289 секунд (2,83 км / с)
язр (SL)255 секунд (2,50 км / с)
Время горения155 с
Размеры
Длина8,8 футов
Диаметр4.9 футов
Сухой вес2200 фунтов (1000 кг)
Используется в
Сатурн I, Сатурн 1B

В Rocketdyne H-1 это тяга 205000 фунтов-силы (910 кН) Жидкостная ракета двигатель горит LOX и РП-1. H-1 был разработан для использования в S-I и S-IB первые этапы Сатурн I и Сатурн IB ракеты, соответственно, где он использовался в кластерах по восемь двигателей. После программы Apollo излишки двигателей H-1 были переименованы и переработаны в Rocketdyne. РС-27 двигатель при первом использовании на Дельта 2000 серия 1974 года.[1][2]

История

Ранние двигатели

H-1 - один из серии двигателей, разработанных во время войны. Баллистическая ракета Фау-2. Во время войны, Североамериканская авиация (NAA) получила несколько 59600 фунтов силы (264,9 кН)[3] Двигатели V-2 для проверки и преобразования из метрических в SAE измерения. Для выполнения этой работы они сформировали свой «Двигательный дивизион», впоследствии ставший Rocketdyne.

NAA также получила обширную техническую документацию на двигатель. Изучая их, инженеры наткнулись на планы усовершенствования двигателя Фау-2 с использованием новой топливной форсунки «водопад». Немцы не смогли заставить конструкцию работать, и она так и не пошла на вооружение. Инженеры NAA решили заняться этой проблемой и быстро нашли решения. Это позволило им поднять тягу конструкции до 75000 фунтов-силы (330 кН), а затем до 78000 фунтов-силы (350 кН) для Ракета Редстоун.

НАА также работала над SM-64 Навахо крылатая ракета проект, в котором использовался тот же двигатель в качестве ускорителя, чтобы ракета разгонялась, поэтому ее ПВРД двигатели могли загореться. ВВС постоянно требовали от навахо более высоких характеристик, что вынудило НАА создавать более крупные ракеты и более крупные ускорители для их запуска. К началу 1950-х годов базовая конструкция двигателя была увеличена для выработки 120 000 фунтов силы (530 кН).

Все эти конструкции, как и V-2, породивший их, сгорели. этиловый спирт, но экспериментировали и с другими видами топлива, в том числе керосин, дизельное топливо, растворитель для краски, JP-4, и JP-5 реактивное топливо. В январе 1953 года компания Rockedyne начала свою программу "REAP", чтобы преобразовать эти двигатели в конкретное и хорошо спроектированное керосиновое топливо специально для ракетных двигателей, которое стало РП-1, официально указанная в военной спецификации MIL-R-25576 в 1954 году.

В 1955 году ВВС выбрали горящую версию двигателя JP-4 для питания своих Ракета Атлас. В Армия США запросил дополнительное усиление до 150 000 фунтов силы (670 кН) для своих Юпитер ракеты, и ВВС использовали ту же версию для своих Тор, производя Rocketdyne S-3D (или LR-79).

Все эти двигатели были основаны на одной и той же концепции конструкции с «водопадным инжектором», в котором использовалось множество небольших топливных инжекторов для распыления горящего топлива в главную камеру сгорания. Они также разделили сложную систему запуска турбонасосы, используя набор вторичных топливных баков и водопровод, который питал газогенератор и основные камеры сгорания, в то время как насосы все еще нагнетали давление в магистральных топливопроводах. Сложная серия электропневматических клапанов управляла различными потоками топлива до полного запуска двигателя.

X-1

Эта диаграмма показывает резкое упрощение двигателя S-3D через неиллюстрированный X-1 до H-1 Saturn I.

После успешного запуска S-3D для Thor и Jupiter компания обратила свое внимание на радикально обновленную версию, первоначально известную как S-3X, но позже ставшую X-1. Этот двигатель заменил сложную клапанную систему и все связанные с ней датчики и электронику новыми клапанами, которые работали от давления самого топлива. Это означало, что сложная процедура запуска была полностью автоматизирована и зависела от самого потока топлива.

Кроме того, X-1 удалил всю систему пускового бака и заменил ее небольшим твердотопливным ракетным двигателем, который подавал свои выхлопные газы через газогенератор для вращения турбонасосов. Это изменение резко упростило установку двигателя за счет того, что конструкция стала одноразовой. Теоретически более ранние двигатели можно было перезапустить в полете, но с одним стартовым картриджем X-1 мог запускаться только один раз.

Другим изменением было введение воспламенителя, использующего пирофорное топливо вместо твердотопливных версий более ранних конструкций. Более ранние двигатели требовали, чтобы воспламенители вставлялись через отверстия в двигателе в камеру сгорания, но новая система позволяла впрыскивать топливо в главный инжектор. Топливо, триэтилалюминий, подавалось в кубе с диафрагмами, которые лопались, когда поток топлива в форсунке достигал заданного порога.

Наконец, X-1 представил новую систему смазки, которая добавляла небольшое количество присадки к топливу RP-1 по мере его прохождения через различные компоненты. Он подавался под давлением в различные подшипники турбонасосной системы, смазывая их и отводя тепло.

Сатурн и H-1

H-1 на выставке в Арканзасский военно-воздушный музей в Фейетвилл, Арканзас

Сатурн начинался как бумажный проект, чтобы познакомиться с новым Министерство обороны США требование к большегрузному автомобилю, способному поднять от 10 000 до 40 000 фунты в низкая околоземная орбита (LEO), или ускорение от 6000 до 12000 фунтов до космическая скорость. Существующие пусковые установки могут быть расширены до 10 000 фунтов на НОО ниже требований. Потребовался новый, более крупный дизайн, и в апреле 1957 г. Вернер фон Браун передал эскизное задание на проектирование Хайнц-Германн Коелле.[4]

Решение Koelle по сокращению времени разработки заключалось в использовании группы топливных баков из Редстоун и ракета Юпитера, сидит их на вершине одной упорной пластины, а затем приложить необходимые двигатели к нижней части пластины. Расчеты показали, что общая тяга около 1 млн. фунты будут необходимы, что значительно ограничит выбор двигателей. В поисках подходящего дизайна Коэль узнал о E-1 от Джорджа Саттона из Rocketdyne.[5] Rocketdyne разрабатывал этот двигатель мощностью 400 000 фунтов силы (1800 кН) для Ракета Титан, и это был самый крупный двигатель, приближающийся к вводу в срок, который ARPA дал Вернер фон Браун разработать то, что тогда было известно как «Юнона V».[6] Первоначально E-1 разрабатывался как резервный двигатель для Ракета Титан, разработанные специально для простоты разработки, если Аэроджет Дженерал LR-87 не удался.[7]

Запуск Спутник Тот октябрь привел к быстрым изменениям в ракетостроении США. Чтобы продемонстрировать мирные намерения, США решили передать свои различные невоенные ракетные программы новому агентству, которое будет развиваться как НАСА. Поскольку армия потеряла интерес к большим ракетам, они согласились передать фон Брауна ABMA в НАСА, став Центр космических полетов Маршалла.[8] Передача состоится в 1960 году.[8]

Вскоре после того, как эти планы были составлены, в июле 1958 года ARPA посетила ABMA и сказала фон Брауну, что у них еще есть 10 миллионов долларов в своем бюджете до передачи, и спросила, есть ли какой-либо способ эффективно использовать деньги. Фон Браун вызвал Келле и показал им модель Juno V, но посетители ARPA отметили, что двигатель E-1 не будет готов к 1960 году.[9] В ходе мозгового штурма они решили, что лучший подход - это сделать небольшую модернизацию существующих двигателей S-3D Rocketdyne, чтобы поднять их с 175 000 фунтов силы (780 кН) до 200 000 фунтов силы (890 кН), и использовать восемь из этих двигателей вместо четырех E- 1с.[9]

Когда Коэль вернулся в Rocketdyne в поисках обновленной версии S-3D, они вместо этого представили X-1 и предложили использовать его вместо дальнейшего обновления S-3. Хотя Х-1 был экспериментальным, он уже находился в нужном диапазоне тяги и был готов к полной разработке. Контракт на разработку был заключен 15 августа 1958 г.[10] и к началу 1959 года название изменилось с Юноны на Сатурн, имея в виду преемственность планеты после Юпитера, Ракета Юпитер это предыдущий дизайн ABMA.[11]

Описание

Восемь двигателей Н-1 в Сатурн I

Как и все ранние двигатели Rocketdyne, H-1 использовал водопадный инжектор, питаемый турбонасосами, и регенеративное охлаждение двигателя с использованием топлива двигателя. Камера сгорания состояла из 292 трубок из нержавеющей стали, спаянных в печи.[12]

в отличие от J-2 двигатель, используемый на S-IVB Этап, H-1 был одностворчатым двигателем. Он мог запускаться несколько раз - и двигатели обычно подвергались двум или более статическим испытаниям перед полетом на летная квалификация их - но его нельзя было перезапустить в полете, потому что некоторые компоненты, необходимые для последовательности запуска, нельзя было повторно использовать. В частности, турбонасосы изначально были движимы Твердое топливо Генератор газа (САУ), которая по сути представляла собой небольшую твердотопливную ракету, которую нужно было заменять после каждого выстрела.

Для запуска двигателя на САУ подавалось переменное напряжение 500 В, которое воспламенило твердое топливо. Это произвело горячий газ, которому позволяли накапливаться до достижения давления 600-700 psi, после чего лопнувшая диафрагма выпустила его в турбину, которая приводила в действие топливные турбонасосы. Это положило начало процессу закачки топлива и окислителя в двигатель, а горячие газы из СПГГ обеспечили начальную энергию, необходимую для воспламенения смеси топлива и окислителя. После того, как топливо и окислитель перекачивались и сжигались, процесс был самоподдерживающимся.[как? ] до остановки двигателя.

(См. Оригинальную схему с техническими характеристиками.)

Характеристики

  • Подрядчик: NAA / Rocketdyne
  • Применение транспортного средства: Сатурн I / S-I 1-я ступень - 8 двигателей
  • Применение транспортного средства: Сатурн IB / S-IB 1-я ступень - 8 двигателей
 Эффективность автомобиля
От SA-201 до SA-205SA-206 и последующие
Тяга (на уровне моря)200000 фунтов-силы (890 кН)205000 фунтов-силы (910 кН)
Продолжительность тяги155 с155 с
Удельный импульс289 секунд (2,83 км / с)289 секунд (2,83 км / с)
Сухой двигатель (внутренний)1830 фунтов (830 кг)2200 фунтов (1000 кг)
Сухая масса двигателя (подвесной)2100 фунтов (950 кг)2100 фунтов (950 кг)
Прогорание массы двигателя2200 фунтов (1000 кг)2200 фунтов (1000 кг)
Отношение площади выхода к площади горла8:18:1
ПропеллентыLOX и RP-1LOX и RP-1
Соотношение смеси2.23±2%2.23±2%
Расход топлива2092 галлона США / мин (132 л / с) 
Скорость потока окислителя3330 галлонов США / мин (210 л / с) 
Номинальное давление в камере633 фунтов на кв. Дюйм (4,36 МПа) 

Рекомендации

  1. ^ «Дельта 2000 серия». Энциклопедия Astronautica. Архивировано из оригинал 18 июня 2012 г.. Получено 8 июн 2012.
  2. ^ Кайл, Эд (9 апреля 2010 г.). «Серия Delta 2000 - удлиненный длинный резервуар Delta». Отчет о космическом запуске. Получено 7 июн 2012.
  3. ^ «Архивная копия». Архивировано из оригинал на 2008-09-06. Получено 2011-09-14.CS1 maint: заархивированная копия как заголовок (связь)
  4. ^ Вернер фон Браун, "Сатурн-великан", НАСА SP-350, 1975 г.
  5. ^ Молодой 2008, п. 41.
  6. ^ Нойфельд 2007, п. 331.
  7. ^ Молодой 2008, п. 40.
  8. ^ а б Нойфельд (2007), стр. 341–346.
  9. ^ а б Нойфельд (2007), стр. 331.
  10. ^ Бильштейн (1996), стр. 27–28.
  11. ^ Бильштейн (1996), п. 37.
  12. ^ Ракетный двигатель H-1 Смитсоновский институт

Эта статья включаетматериалы общественного достояния с веб-сайтов или документов Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства.

Библиография