F-1 (ракетный двигатель)

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
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 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: 265 с
Время работы 165 с
Давление в камере сгорания 7 MPa
(69,1 атм)
Степень расширения 16
Отношение окислитель/топливо 2,27
Commons-logo.svg Медиафайлы на Викискладе

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 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 962 дня]. На 2018 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших[источник не указан 962 дня] (двигатель M-1[en] имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался).

История создания[править | править код]

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 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[править | править код]

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[править | править код]

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[13].

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[14].

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.[15]

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[15]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу (690 т), чем все три главных двигателя челноков (SSME), вместе взятые.[16] 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[17].

Подъём двигателей со дна океана[править | править код]

Остатки двигателя F-1 в экспозиции музея Сиэтла.
Форсуночная головка двигателя F-1 в экспозиции музея Сиэтла.

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[18][19].

В мае 2017 года часть обнаруженных артефактов была выставлена в Музее авиации Сиэтла[20].

Факты[править | править код]

  • 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 962 дня].

См. также[править | править код]

Примечания[править | править код]

  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>. Проверено 25 декабря 2008.  Архивная копия от 7 сентября 2006 на Wayback Machine
  3. 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.
  4. Bilstein, 1980.
  5. 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».
  6. Андрей Борисов. Каждому свое, Lenta.ru (5 февраля 2018). 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».
  7. Рахманин, 2013, с. 38.
  8. Рахманин, 2013, с. 38-39.
  9. Spaceflight Now | Breaking News | Rocket companies hope to repurpose Saturn 5 engines. spaceflightnow.com. Дата обращения 6 апреля 2017.
  10. NASA - NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator. Дата обращения 22 января 2013. Архивировано 2 февраля 2013 года.
  11. How NASA brought the monstrous F-1 “moon rocket” engine back to life (англ.), Ars Technica. Дата обращения 5 апреля 2017.
  12. Dynetics and PWR aiming to liquidize SLS booster competition with F-1 power | NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Дата обращения 6 апреля 2017.
  13. Mike Jetzer. F-1 thrust chamder (англ.). heroicrelics.org. Дата обращения 25 августа 2019.
  14. Архивированная копия (недоступная ссылка). Дата обращения 9 июля 2014. Архивировано 14 июля 2014 года.
  15. 1 2 Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet, National Aeronautics and Space Administration, December 1968, с. 3-3,3-4, <http://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf>. Проверено 1 июня 2008.  Архивная копия от 13 апреля 2016 на Wayback Machine
  16. NSTS 1988 News Reference Manual, NASA, <http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008. 
  17. Шаталова Н. Самое важное – конкурентные преимущества // Экспир. — 2016. — 26 май. 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»
  18. В Атлантике найдены двигатели «Аполлона-11» (рус.)  (неопр.) ?. Lenta.ru (30 марта 2012). Дата обращения 30 марта 2012.
  19. Bezos, Jeff F-1 Engine Recovery (англ.). Bezos Expeditions (28 March 2012). Дата обращения 30 марта 2012. Архивировано 21 июня 2012 года.
  20. David G. Concannon. «Relics of Apollo». The Explorers Journal.

Литература[править | править код]

Ссылки[править | править код]