Вікіпедія

Rocketdyne F-1

(Перенаправлено з F-1 (ракетний двигун))

F-1 — широко відомий як Rocketdyne F-1, колишній ракетний двигун, розроблений Rocketdyne. Цей двигун використовує газогенераторний цикл, розроблений у Сполучених Штатах наприкінці 1950-х років і використовувався в ракеті Сатурн V у 1960-х та на початку 1970-х років. П'ять двигунів F-1 використовувалися на першому ступені S-IC кожного Сатурн V, який служив основною ракетою-носієм програми Аполлон. F-1 залишається найпотужнішим рідинним ракетним двигуном з однокамерною камерою згоряння, який коли-небудь створювався[3].

Rocketdyne F-1
Зображення
Маса 8353 кг[1] і 8391 кг[1]
Країна походження  США
Виробник Компанія «Рокетдайн»[2][1]
Висота 5,79 м[2]
Діаметр 3,76 м[2]
Джерело енергії рідкий кисень[2][1] і РП-1[1]
Схематична ілюстрація
Максимальна тяга 6 700 000 ньютон[1] і 6 770 000 ньютон[1]
Specific impulse by weight 260 секунда[1] і 263 секунда[1]
CMNS: Rocketdyne F-1 у Вікісховищі

Історія ред.

 
Вернер фон Браун із двигунами F-1 першого ступеня Saturn V у Ракетно-космічному центрі США

Компанія Rocketdyne розробила F-1 і E-1, щоб задовольнити вимоги ВПС США 1955 року щодо дуже великого ракетного двигуна. Незважаючи на те, що E-1 пройшов успішне випробування в статичній стрільбі, він швидко був сприйнятий як технологічний тупик і був залишений для більшого, потужнішого F-1. Військово-повітряні сили зрештою призупинили розробку F-1 через відсутність потреби в такому великому двигуні. Однак нещодавно створене Національне управління з аеронавтики та дослідження космічного простору (NASA) оцінило корисність двигуна з такою великою потужністю та уклало контракт з Rocketdyne для завершення його розробки. Тестові стрільби компонентів F-1 проводилися ще в 1957 році. Перші статичні стрільби повноцінного дослідного Ф-1 були проведені в березні 1959 року. Перший F-1 був доставлений NASA MSFC у жовтні 1963 року. У грудні 1964 року F-1 завершив льотно-рейтингові випробування. Випробування тривали принаймні до 1965 року[4].

Ранні випробування розробки виявили серйозні проблеми нестабільності згоряння, які іноді призводили до катастрофічних збоїв[5]. Спочатку прогрес у цій проблемі був повільним, оскільки він був періодичним і непередбачуваним. Коливання 4 кГц з гармоніками до 24 кГц. Згодом інженери розробили діагностичну техніку детонації малих вибухових зарядів (які вони назвали «бомби») поза камерою згоряння через тангенціальну трубу (використовувалися RDX, C-4 або чорний порох) під час роботи двигуна. Це дозволило їм точно визначити, як робоча камера реагує на коливання тиску, і визначити, як звести нанівець ці коливання. Потім розробники могли швидко експериментувати з різними конструкціями коаксіальних паливних форсунок, щоб отримати найбільш стійкий до нестабільності. Ці проблеми вирішувалися з 1959 по 1961 рік. Зрештою, згоряння двигуна було настільки стабільним, що він самостійно гасив штучно спричинену нестабільність протягом однієї десятої секунди.

Дизайн ред.

 
Компоненти ракетного двигуна F-1

Двигун F-1 є найпотужнішим односопловим ракетним двигуном на рідкому паливі, який коли-небудь використовувався. Ракетний двигун М-1 був розроблений з більшою тягою, але він був випробуваний лише на рівні компонентів. Розроблений пізніше РД-170 набагато стабільніший, технічно досконаліший, створює більшу тягу, але не має однокамерної конструкції. F-1 використовував RP-1 (ракетний гас) як паливо та використовував рідкий кисень (LOX) як окислювач. Для впорскування палива і кисню в камеру згоряння використовувався турбонасос.

Однією з помітних проблем у конструкції F-1 було регенеративне охолодження камери тяги. Інженер-хімік Денніс «Ден» Бревік зіткнувся із завданням забезпечити охолодження попереднього пучка труб камери згоряння та конструкції колектора, виготовленої Al Bokstellar. По суті, робота Бревіка полягала в тому, щоб «переконатись, що він не розтанув». Завдяки розрахункам гідродинамічних і термодинамічних характеристик F-1 Бревіку він і його команда змогли вирішити проблему, відому як «голодування». Це коли дисбаланс статичного тиску призводить до «гарячих точок» у колекторах. Матеріалом, використаним для пучка труб упорної камери F-1, армуючих смуг і колектора, був Inconel-X750, тугоплавкий сплав на основі нікелю, здатний витримувати високі температури[6].

Газогенератор використовувався для приводу турбіни, яка приводила в рух окремі паливний і кисневий насоси, кожен з яких живив вузол камери тяги. Турбіна приводилася в рух зі швидкістю 5500 об/хв, виробляючи 55 000 brake horsepower (41 MW). Паливний насос подав 15,471 галs (58,56 лs) RP-1 за хвилину, а насос окислювача подав 24,811 US gal (93,92 L) рідкого кисню за хвилину. З точки зору навколишнього середовища турбонасос повинен був витримувати температуру вхідного газу в (820 °C) до рідкого кисню при (−184 °C). Конструктивно паливо використовувалося для змащення і охолодження підшипників турбіни.

 
Тестовий запуск двигуна F-1 на авіабазі Едвардс (великі сфери на платформі — це сфери Хортона для палива й окислювача)

Нижче камери тяги було розширення сопла, приблизно половина довжини двигуна. Це розширення збільшило коефіцієнт розширення двигуна з 10:1 до 16:1. Вихлопні гази від турбіни подавалися в розширення сопла через великий конічний колектор; цей відносно холодний газ утворив плівку, яка захищала розширення сопла від гарячого (3 200 °C) вихлопний газ[7].

Технічні характеристики ред.

 
Установка двигунів F-1 на ступінь Saturn V S-IC. Подовжувач форсунки відсутній на встановленому двигуні.
Аполлон 4, 6 і 8 Аполлон 9–17
Тяга, рівень моря 1 500 000 lbf (6,7 MN) 1 522 000 lbf (6,77 MN)
Час горіння 150 секунд 165 секунд
Питомий імпульс 260 s (2,5 км/с) 263 s (2,58 км/с)
Тиск в камері 70 бар (1 015 psi; 7 MPa) 70 бар (1 015 psi; 7 MPa)
Суха маса двигуна 18 416 lb (8 353 kg) 18 500 lb (8 400 kg)
Вигорання ваги двигуна 20 096 lb (9 115 kg) 20 180 lb (9 150 kg)
Висота 19 ft (5,8 m)
Діаметр 12,3 ft (3,7 m)
Співвідношення виходу до горла 16:1
Пропеленти LOX і RP-1
Масове співвідношення суміші 2,27:1 окислювач до палива
Підрядник NAA/Rocketdyne
Застосування транспортного засобу Saturn V / S-IC 1-й ступінь - 5 двигунів

Покращення F-1 ред.

Тяга та ефективність F-1 були покращені між «Аполлоном 8» (SA-503) і «Аполлоном 17» (SA-512), що було необхідно для задоволення зростаючих вимог щодо вантажопідйомності пізніших місій «Аполлон». Існували невеликі варіації продуктивності між двигунами в певній місії та варіації середньої тяги між місіями. Для Apollo 15 характеристики F-1 були:

  • Тяга (середня, на двигун, зліт над рівнем моря): 1 553 200 lbf (6,909 MN)
  • Час горіння: 159 секунд
  • Питомий імпульс : 264,72 s (2,5960 км/с)
  • Співвідношення суміші: 2,2674
  • Загальна тяга від рівня моря S-IC : 7 766 000 lbf (34,54 MN)
 
Двигун F-1
в космічному центрі Кеннеді

Прискорювач F-1B ред.

 
Vulcain для ракети Ariane 5 використовує цикл, подібний до двигуна F-1, з вихлопними газами турбіни, що виводяться прямо за борт.

У рамках програми Система космічних запусків NASA проводило конкурс Advanced Booster Competition, який мав завершитися вибором переможної конфігурації ракети-носія в 2015 році. У 2013 році інженери Центру космічних польотів імені Маршалла почали випробування з оригінальним F-1 із серійним номером F-6049, який було видалено з «Аполлона-11» через збій. Двигун ніколи не використовувався, і багато років він знаходився в Смітсонівському інституті. Випробування призначені для ознайомлення NASA з конструкцією та паливом F-1 в очікуванні використання вдосконаленої версії двигуна в майбутніх польотах у глибокому космосі[8].

У 2012 році Pratt & Whitney, Rocketdyne і Dynetics, Inc. представили конкурента, відомого як Pyrios, рідинний ракетний прискорювач, у програмі NASA Advanced Booster, метою якої є пошук потужнішого наступника п’ятисегментних ракетних прискорювачів Space Shuttle Solid Rocket Boosters. призначений для ранніх версій Space Launch System. Pyrios використовує два двигуни підвищеної тяги та сильно модифіковані двигуни F-1B на один прискорювач. [9] [10] Завдяки потенційній перевагі двигуна в питомому імпульсі, якщо ця конфігурація F-1B (загалом із використанням чотирьох F-1B) була інтегрована з SLS Block 2, машина могла б доставити 150 tonnes (330 000 lb) на низьку навколоземну орбіту [11], а 113 tonnes (249 000 lb) — це те, що вважається досяжним за допомогою запланованих твердотільних прискорювачів у поєднанні з чотирма двигунами основного ступеня RS-25 . [12]

Примітки ред.

  1. ↑ а б в г д е ж и к https://archive.org/details/MSFC-9801771
  2. ↑ а б в г https://www.space.com/18422-apollo-saturn-v-moon-rocket-nasa-infographic.html
  3. ↑ W. David Woods, How Apollo Flew to the Moon, Springer, 2008, ISBN 978-0-387-71675-6, p. 19
  4. ↑ NASA Rocketdyne document (PDF). Архів оригіналу (PDF) за 15 жовтня 2011. Процитовано 27 грудня 2013.
  5. ↑ Ellison, Renea; Moser, Marlow, Combustion Instability Analysis and the Effects of Drop Size on Acoustic Driving Rocket Flow (PDF), Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, архів оригіналу (PDF) за 7 вересня 2006
  6. ↑ Young, Anthony (2008). The Saturn V F-1 Engine: Powering Apollo into History. Space Exploration (англ.). Praxis. ISBN 978-0-387-09629-2. Архів оригіналу за 6 грудня 2019. Процитовано 6 грудня 2019.
  7. ↑ Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet (PDF), National Aeronautics and Space Administration, December 1968, с. 3—3, 3—4, архів оригіналу (PDF) за 21 грудня 2005, процитовано 1 червня 2008
  8. ↑ Jay Reeves (24 січня 2013). NASA testing vintage engine from Apollo 11 rocket. Associated Press. Архів оригіналу за 25 січня 2022. Процитовано 24 січня 2013.
  9. ↑ Lee Hutchinson (15 квітня 2013). New F-1B rocket engine upgrades Apollo-era design with 1.8M lbs of thrust. Ars Technica. Архів оригіналу за 2 грудня 2017. Процитовано 15 квітня 2013.
  10. ↑ Rocket companies hope to repurpose Saturn 5 engines. Архів оригіналу за 22 квітня 2012. Процитовано 20 квітня 2012.
  11. ↑ Chris Bergin (9 листопада 2012). Dynetics and PWR aiming to liquidize SLS booster competition with F-1 power. NASASpaceFlight.com. Архів оригіналу за 27 вересня 2013. Процитовано 27 грудня 2013.
  12. ↑ Table 2. ATK Advanced Booster Satisfies NASA Exploration Lift Requirements. Архів оригіналу за 3 березня 2016. Процитовано 18 серпня 2015.
Отримано з https://uk.wikipedia.org/w/index.php?title=Rocketdyne_F-1&oldid=40358629