F-1 (ракетный двигатель)
F-1 | |
---|---|
![]() Двигатели F-1 на ступени S-IC вместе с создателем ракеты Сатурн V, Вернером фон Брауном | |
Тип | ЖРД |
Топливо | керосин RP-1 |
Окислитель | жидкий кислород |
Камер сгорания | 1 |
Страна | США |
Использование | |
Время эксплуатации | 1967-1973 гг |
Применение | «Сатурн V» (первая ступень, S-IC) |
Развитие | F-1A, F-1B |
Производство | |
Время создания | 1959 год |
Производитель | Rocketdyne |
Массогабаритные характеристики |
|
Масса | 9 115 (сухая - 8 353) кг |
Высота | 5,79 м |
Диаметр | 3,76 м |
Рабочие характеристики | |
Тяга |
Вакуум: 790 тс (7,77 МН) Ур. моря: 690 тс (6.77 МН) |
Удельный импульс |
Ур.моря: 263 с Вакуум: 304 с |
Время работы | 165 с |
Давление в камере сгорания |
7 MPa (69,1 атм) |
Степень расширения | 16 |
Отношение окислитель/топливо | 2,27 |
![]() |
F-1 — американский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), разработанный компанией Rocketdyne. Использовался в ракете-носителе Сатурн V. Пять двигателей F-1 использовались на первой ступени Сатурна V, S-IC. На 2008 год[1] являлся самым мощным из летавших однокамерных ЖРД.
Двигатель использовал в качестве горючего керосин RP-1, в качестве окислителя — жидкий кислород.
До создания жидкостного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) и твердотопливного бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» ЖРД F-1 являлся самым мощным летавшим ракетным двигателем[источник не указан 2686 дней]. На 2018 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших[источник не указан 2686 дней] (двигатель M-1 имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался).
История создания
![](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/4/42/F-1_rocket_engine_at_United_States_Space_and_Rocket_Center_in_2006.jpg/180px-F-1_rocket_engine_at_United_States_Space_and_Rocket_Center_in_2006.jpg)
Первоначально F-1 был разработан Rocketdyne в соответствии с запросом ВВС США от 1955 года о возможности создания очень большого ракетного двигателя. Конечным результатом этого запроса стали два разных двигателя — E-1 и более крупный F-1. Двигатель E-1, хоть и успешно прошёл стендовые огневые испытания, но быстро был признан технологически тупиковым вариантом, и отменён в пользу крупного, более мощного F-1. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия применений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с «Рокетдайн» договор на завершение его разработки. Испытания частей F-1 были начаты в 1957 году. Первое огневое испытание полностью собранного опытного F-1 было совершено в марте 1959 года[2].
Семь лет разработок и испытаний двигателей F-1 выявили серьёзные проблемы с неустойчивостью горения, которые иногда приводили к катастрофическим авариям. Работы по устранению этой проблемы первоначально шли медленно, поскольку она проявлялась периодически и непредсказуемо. Время доводки двигателя заняло несколько лет, в течение которых было проведено 1332 полноразмерных испытаний камеры сгорания со 108 вариантами форсуночных головок и более 800 испытаний элементов. Общая стоимость работ превысила $4 миллиарда. Доводка проводилась по следующим направлениям: повышение акустических потерь в камере сгорания введением охлаждаемых перегородок и установки акустических поглотителей; понижение усилительных свойств зоны горения путём ухудшения качества распыливания; растягивания зоны горения по длине камеры сгорания; уменьшения расхода горючего на завесу[3][4].
В конечном итоге инженеры разработали технику подрыва небольших зарядов взрывчатых веществ (которые они называли «бомбами»), расположенных вне камеры сгорания, в тангенциальных патрубках во время огневых испытаний. Этот метод позволил определить отклик камеры на скачок давления. Конструкторы смогли быстро экспериментировать с различными форсуночными головками для выбора наиболее устойчивого варианта. Над этими задачами работали с 1962 по 1965 годы[5][6]. В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько устойчиво, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную неустойчивость за десятую долю секунды.
Был предусмотрен трёхступенчатый контроль пригодности двигателей к полёту: два контрольных огневых испытаний каждого экземпляра двигателя до установки в ступень ракеты, третье огневое испытание в составе ступени. Подобная методика контроля надёжности двигателей была весьма трудоёмка и финансово высоко-затратна, но её применение окупилось безаварийной работой двигателей в течение выполнения всей Лунной программы[8].
Разработка ускорителя с двигателем F-1B
В рамках программы «Space Launch System» NASA проводило конкурс на разработку боковых ускорителей с целью выбрать победителя к концу 2015 года. В 2012 году в Pratt & Whitney Rocketdyne предложили использовать жидкостный ускоритель с новой версией F-1.[9]
В 2013 году инженеры НАСА решили обратиться к опыту предыдущего поколения инженеров, создавших F-1. В рамках программы разработки тяжёлого носителя SLS проведены испытания газогенератора двигателя F-1.[10] Испытания произошли благодаря молодым инженерам «Космического центра Маршалла», которые разобрали двигатель под номером F-6090, планировавшийся к использованию в отмененной миссии «Аполлон-19», и провели его трехмерное сканирование. По полученным чертежам собрали новые детали для газогенератора от двигателя под номером F-6049, который и был испытан.[11].
Pratt & Whitney, Aerojet Rocketdyne и Dynetics приняли участие в испытании, и в рамках конкурса на ускорители предложили разработку под названием Pyrios с целью замены твердотельных пятисегментных ускорителей МТКК Спейс шаттл, планировавшихся к использованию на ранних вариантах Space Launch System. Pyrios, по плану, должен быть жидкостным ускорителем с двумя двигателями F-1B, и, в случае установки на SLS Block II, ракета-носитель смогла бы доставлять 150 тонн на низкую опорную орбиту.[12].
Конструкция
![](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/d/d8/F-1_Engines_Being_Installed.jpg/220px-F-1_Engines_Being_Installed.jpg)
Основной частью двигателя была камера сгорания, в которой смешивались и сгорали топливо и окислитель, создавая тягу. Куполообразная камера в верхней части двигателя служила в качестве распределительного трубопровода, подводящего жидкий кислород к форсункам, а также служила как крепление для карданного подвеса, передававшего усилие на корпус ракеты. Ниже этого купола находились форсунки, по которым топливо и окислитель направлялись непосредственно в камеру сгорания, они были сконструированы таким образом, чтобы обеспечить хорошее смешивание и сгорание компонентов. Топливо подводилось к форсуночной головке из отдельного распределительного трубопровода; часть топлива направлялась по 178 трубкам, проложенным по всей длине камеры сгорания, которая занимала почти всю верхнюю половину сопла, и возвращалась обратно, охлаждая камеру[13][14].
Выхлопные газы из газогенератора использовались для вращения турбины, приводившей в движение отдельные насосы для топлива и окислителя, питающие системы камеры сгорания. Газогенератор вращал турбину со скоростью 5 500 об/мин, давая мощность в 55 000 лошадиных сил (41 МВт). Топливный насос прокачивал 58 564 литров керосина RP-1 за минуту, в то время как насос окислителя — 93 920 л жидкого кислорода за минуту. С точки зрения условий работы, турбонасос был способен выдерживать диапазон температур от температуры газогенераторного газа в 800 °C (1 500 °F), до температуры жидкого кислорода в −180 °C (−300 °F). Топливо использовалось также для охлаждения подшипников турбины, а вместе с присадкой RB0140-006 (диалкилдитиофосфат цинка) — для смазки зубчатых колёс турбонасоса[15].
![](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/7/71/F-1_Engine_Test_Firing.jpg/220px-F-1_Engine_Test_Firing.jpg)
Ниже камеры сгорания располагался сопловой насадок, занимавший приблизительно половину длины двигателя. Этот насадок повышал степень расширения двигателя от 10:1 до 16:1. Выхлоп газогенератора турбонасоса выводился к насадку с помощью большого суживающегося трубопровода; этот относительно холодный газ образовывал слой, защищавший сопловой насадок от горячих (3 200 °C) выхлопных газов из камеры сгорания.[16]
F-1 сжигал 1 789 кг (3 945 фунтов) жидкого кислорода и 788 кг (1 738 фунтов) керосина RP-1 каждую секунду работы, производя 6,7 МН (1 500 000 фунт-сил) тяги. Это равно скорости вытекания 1 565 л (413,5 US галлонов) жидкого кислорода и 976 л (257,9 US галлонов) керосина в секунду. В течение своих двух с половиной минут работы пять двигателей F-1 поднимали ракету-носитель Сатурн-5 на высоту 68 км, придавая ей скорость 2,76 км/с (9 920 км/ч). Объединённый расход жидкости у пяти двигателей F-1 в РН Сатурн-5 составлял 12 710 л (3 357 US галлонов) в секунду, что могло опустошить 110 000 литровый (30 000 US галлонов) плавательный бассейн за 8,9 секунд[16]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу (690 т), чем все три главных двигателя челноков (SSME), вместе взятые.[17] Тяга одного F-1 примерно равна тяге всей двигательной установки первой ступени из 9 двигателей современной ракеты «Falcon 9» при несколько меньшей эффективности: удельный импульс Merlin 1D+ 282 с при давлении в камере 97 атм. против 265 с при 69 атм. у F-1.
Академик Борис Каторгин давал высокую оценку степени технического совершенства F-1[18].
Подъём двигателей со дна океана
![](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/3/33/Recovered_F-1_Engine_parts_.jpg/220px-Recovered_F-1_Engine_parts_.jpg)
![](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/1/14/Recovered_F-1_engine_injector.jpg/220px-Recovered_F-1_engine_injector.jpg)
В марте 2012 года американский предприниматель Джефф Бэзос объявил, что финансируемая им группа подводных археологов обнаружила остатки двигателей F-1 с помощью сонара на дне Атлантического океана, на глубине около 4300 метров[19][20].
В мае 2017 года часть обнаруженных артефактов была выставлена в Музее авиации Сиэтла[21].
Факты
- Так как отработанный генераторный газ подавался внутрь сопла для охлаждения насадки, яркость пламени реактивной струи вблизи сопла двигателя была значительно снижена, что хорошо заметно на кадрах с запусков Сатурн-5 и с огневых испытаний F-1[источник не указан 2686 дней].
См. также
Примечания
- ↑ W. David Woods, How Apollo Flew to the Moon, Springer, 2008, ISBN 978-0-387-71675-6, p. 19
- ↑ 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, Архивировано (PDF) 7 сентября 2006, Дата обращения: 25 декабря 2008
{{citation}}
: Неизвестный параметр|deadurl=
игнорируется (|url-status=
предлагается) (справка) Архивная копия от 7 сентября 2006 на Wayback Machine - ↑ Базаров В. Г., Янг В. Сопоставительный анализ методов подавления высокочастотной неустойчивости в камерах сгорания маршевых керосин-кислородных двигателей в США и России // Тезисы докладов академических чтений по космонавтике памяти С. П. Королёва. — 2013. — С. 57. Архивировано 19 июня 2019 года.
- ↑ Bilstein, 1980.
- ↑ THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY. SP-4206 Stages to Saturn, NASA. «...involved the use of small bombs to upset the thrust exhaust pattern to measure the engine's ability to recover from the disturbance».
- ↑ Андрей Борисов (2018-02-05). "Каждому свое". Lenta.ru. Дата обращения: 5 февраля 2018.
...работы над однокамерным F-1 были начаты компанией Rocketdyne (сегодня входит в Aerojet Rocketdyne) по заказу ВВС США еще в 1955 году, в результате чего первые огневые испытания двигателя состоялись уже в 1959 году. Первоначально в камере сгорания двигателя наблюдалось нарушение режима стабильного горения, с чем к 1961 году успешно удалось справиться
- ↑ Рахманин, 2013, с. 38.
- ↑ Рахманин, 2013, с. 38-39.
- ↑ Spaceflight Now | Breaking News | Rocket companies hope to repurpose Saturn 5 engines . spaceflightnow.com. Дата обращения: 6 апреля 2017.
- ↑ NASA - NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator . Дата обращения: 22 января 2013. Архивировано 2 февраля 2013 года.
- ↑ "How NASA brought the monstrous F-1 "moon rocket" engine back to life". Ars Technica (англ.). Дата обращения: 5 апреля 2017.
- ↑ Dynetics and PWR aiming to liquidize SLS booster competition with F-1 power | NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Дата обращения: 6 апреля 2017.
- ↑ Mike Jetzer. F-1 thrust chamder (англ.). heroicrelics.org. Дата обращения: 25 августа 2019.
- ↑ Гахун Г. Г., 1989.
- ↑ Архивированная копия . Дата обращения: 9 июля 2014. Архивировано из оригинала 14 июля 2014 года.
- ↑ 1 2 Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet (PDF), National Aeronautics and Space Administration, December 1968, pp. 3–3, 3–4, Дата обращения: 1 июня 2008 Архивная копия от 13 апреля 2016 на Wayback Machine
- ↑ NSTS 1988 News Reference Manual, NASA, Дата обращения: 3 июля 2008
{{citation}}
: Проверьте значение даты:|accessdate=
(справка) - ↑ Шаталова Н. Самое важное – конкурентные преимущества // Экспир. — 2016. — 26 мая. Архивировано 10 августа 2019 года.. «Надо сказать, что у них был свой, для того времени великолепный, ракетный двигатель F1 на жидком кислороде с керосином. Он использовался в ракете-носителе Сатурн V, с помощью которого осуществлялась лунная программа «Аполлон»
- ↑ В Атлантике найдены двигатели «Аполлона-11» (рус.). Lenta.ru (30 марта 2012). Дата обращения: 30 марта 2012.
- ↑ Bezos, Jeff F-1 Engine Recovery (англ.). Bezos Expeditions (28 марта 2012). Дата обращения: 30 марта 2012. Архивировано 21 июня 2012 года.
- ↑ David G. Concannon. «Relics of Apollo». The Explorers Journal.
Литература
- Гахун Г. Г. и др. Глава 5. Примеры пневмогидравлических схем ЖРД. Двигатель F-1 // Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей / Гахун Г. Г.. — М.: Машиностроение, 1989. — С. 86—89. — 424 с. — ISBN 5-217-00360-X.
- Рахманин В. Ф. Проблематичное начало и драматический конец разработки ракеты-носителя Н1 // «Двигатель» : журнал. — М., 2013. — № 5(89). — С. 36—42.
- Bilstein, Roger E. The Injector and Combustion Instability // Stages to Saturn: A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles. — NASA SP-4206. — Washington, DC: НАСА, 1980. — P. 112-116. — 511 p. — ISBN 0-16-048909-1.