F-1 (ракетный двигатель)

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
F-1
S-IC engines and Von Braun.jpg
Двигатели F-1 на ступени S-IC вместе с создателем ракеты Сатурн V, Вернером фон Брауном
Тип: ЖРД
Топливо: керосин
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 (сухой - 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: 265 с
Время работы: 165 с
Давление в камере сгорания: 7 MPa (69.1 атм.)
Степень расширения: 16
Отношение окислитель/топливо: 2,27

F-1американский 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, однокамерным ЖРД.

Двигатель использовал в качестве топлива керосин RP-1, в качестве окислителя — жидкий кислород.

До создания жидкостного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) и твердотопливного бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» являлся самым мощным летавшим ракетным двигателем[источник не указан 39 дней]. На 2015 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших[источник не указан 39 дней] (двигатель M-1[en] имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался).

История создания[править | править вики-текст]

F-1 в Космическом ракетном центре США в Хантсвилле

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 отменен в пользу крупного, более мощного F-1. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия приложений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с «Рокетдайн» контракт на завершение его разработки. Испытания компонентов F-1 были начаты в 1957 году. Первое огневое испытание полностью скомпонованного тестового F-1 было совершено в марте 1959 года[2].

Семь лет разработок и испытаний двигателей F-1 выявили серьёзные проблемы с нестабильностью процесса горения, которые иногда приводили к катастрофическим авариям. Работы по устранению этой проблемы первоначально шли медленно, поскольку она проявлялась периодически и непредсказуемо. В конечном итоге инженеры разработали технику подрыва небольших зарядов взрывчатых веществ (которые они называли «бомбами») внутри камеры сгорания во время работы двигателя, что позволило им определить, как именно работающая камера отвечает на флуктуации давления. Конструкторы теперь могли быстро экспериментировать с различными форсуночными головками для выбора наиболее устойчивого варианта. Над этими задачами работали с 1962 по 1965 годы.[3] В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько стабильно, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную нестабильность за десятую долю секунды.

Разработка ускорителя с двигателем F-1B[править | править вики-текст]

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.[4]

В 2013 году инженеры НАСА решили обратиться к опыту предыдущего поколения инженеров, создавших F-1. В рамках программы разработки тяжелого носителя SLS проведены испытания газогенератора двигателя F-1.[5] 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.[6]

Pratt & Whitney, Aerojet Rocketdyne и Dynetics приняли участие в тестировании, и в рамках конкурса на ускорители предложили разработку под названием Pyrios, с целью замены твердотельных пятисегментных ускорителей МТКК Спейс шаттл, планируемых 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.[7]

Конструкция[править | править вики-текст]

Установка двигателей F-1 на ступень S-IC РН Сатурн-5. Сопловой насадок снимался на время монтажа двигателей.

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.

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[8].

Огневые испытания двигателя F-1 на базе ВВС Эдвардс.

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.[9]

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 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[9]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые.[10] 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 сек. при давлении в камере 97 атм. против 265 сек. при 69 атм. у F-1.

Факты[править | править вики-текст]

  • 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 39 дней].

См. также[править | править вики-текст]

Примечания[править | править вики-текст]

  1. W. David Woods, How Apollo Flew to the Moon, Springer, 2008, ISBN 978-0-387-71675-6, p. 19
  2. Ellison, Renea & Moser, Marlow, Combustion Instability Analysis and the Effects of Drop Size on Acoustic Driving Rocket Flow, Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, <http://reap.uah.edu/publications/Ellison.pdf> 
  3. THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY, <http://history.nasa.gov/SP-4206/ch4.htm> 
  4. Spaceflight Now | Breaking News | Rocket companies hope to repurpose Saturn 5 engines. spaceflightnow.com. Проверено 6 апреля 2017.
  5. NASA - NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator. Проверено 22 января 2013. Архивировано 2 февраля 2013 года.
  6. How NASA brought the monstrous F-1 “moon rocket” engine back to life (англ.), Ars Technica. Проверено 5 апреля 2017.
  7. Dynetics and PWR aiming to liquidize SLS booster competition with F-1 power | NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Проверено 6 апреля 2017.
  8. http://agentdc.uah.edu/homepages/dcfiles/UAHDC/H1rockengi_010509142633.pdf
  9. 1 2 Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet, National Aeronautics and Space Administration, December 1968, сс. 3-3,3-4, <http://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf>. Проверено 1 июня 2008. 
  10. NSTS 1988 News Reference Manual, NASA, <http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008. 

Ссылки[править | править вики-текст]