F 1 ракетный двигатель – F-1 (ракетный двигатель) — это… Что такое F-1 (ракетный двигатель)?

Содержание

F-1 (ракетный двигатель) — это… Что такое F-1 (ракетный двигатель)?

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
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 (6,87 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-1 — американский жидкостный ракетный двигатель, разработанный компанией Rocketdyne. Использовался в ракете-носителе Сатурн V. Пять двигателей F-1 использовались на первой ступени Сатурна V, S-IC. До создания жидкостного четырёхкамерного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) ракеты-носителя «Энергия» и твердотопливного ракетного двигателя для бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» являлся самым мощным ракетным двигателем. По сей день остаётся самым мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем из реально летавших.

История создания

S-IC engines and Von Braun.jpg

F-1 в Космическом ракетном центре США в Хантсвилле

Первоначально F-1 был разработан Рокетдайн 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 уже в 1957 году. Первое огневое испытание полностью скомпонованного тестового F-1 было совершено в марте 1959 года.

Семь лет разработок и испытаний двигателей F-1 выявили серьёзные проблемы с нестабильностью процесса горения, которые иногда приводили к катастрофическим авариям.[1] 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 1959 по 1961 годы. В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько стабильно, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную нестабильность за десятую долю секунды.

Конструкция

S-IC engines and Von Braun.jpg

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

На 2011 год, разработанный Rocketdyne двигатель F-1 является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших (двигатель M-1 имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался). Двигатель использовал в качестве топлива керосин RP-1 и жидкий кислород — в качестве окислителя. Для подачи топлива и кислорода в камеру сгорания использовался турбонасос.

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 смазки[источник не указан 787 дней] и охлаждения подшипников турбины.

S-IC engines and Von Braun.jpg

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, 5 800 °F) выхлопных газов из камеры сгорания.[2]

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 галлонов) жидкого кислорода и 976 л (257,9 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 галлонов) в секунду, что могло опустошить 110 000 литровый (30 000 галлонов) плавательный бассейн за 8,9 секунд[2]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые.[3] И почти вдвое большую тягу, чем вся двигательная установка ракеты «Союз»(первая и вторая ступени,32 камеры сгорания), имеющая взлетную тягу 407 т

Интересные факты

  • Так как отработанный генераторный газ подавался внутрь сопла для охлаждения насадка, 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.

См. также

  • ЖРД J-2 — использовался в лунной программе
  • ЖРД РД-270 — аналогичный по классу советский двигатель 60-х годов XX века, не вышедший из стадии испытаний
  • ЖРД РД-170 — более мощный советский/российский четырехкамерный двигатель

Примечания

  1. 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> 
  2. 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. 
  3. «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

dic.academic.ru

Ракетный двигатель F-1 — Факты программы «Аполлон»

Двигатель F-1 — американский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), устанавливавшийся на первой ступени ракеты-носителя (РН) «Сатурн-5», отправлявшей к Луне корабли «Аполлон» и «лунные модули». Также устанавливался на первой ступени в единственном полете ракеты «Сатурн ИНТ-21». В качестве топлива использует керосин (горючее) и жидкий кислород (окислитель).

До сегодняшнего дня F-1 — самый мощный однокамерный ЖРД, когда-либо использовавшийся на летавших РН. По абсолютной мощности его превзошел советский ЖРД РД-170/171, использовавшийся на РН «Энергия» и использующийся до сих пор на РН «Зенит»; при этом РД-170/171 является 4-камерным двигателем. Однако F-1 (как и РД-170/171) не обладают рекордной тягой среди ракетных двигателей: твердотопливные двигатели «Спейс Шаттла» имеют почти вдвое большую тягу.

При большой абсолютной тяге F-1 имеет довольно умеренные удельные характеристики: его удельный импульс достаточно мал для современных ему керосиновых двигателей и значительно уступает удельному импульсу РД-170/171.

Разработчик: Rocketdyne
Тяга на уровне моря: около 680/690 тонн
Тяга в вакууме: около 780 тонн
Удельный импульс на уровне моря:     около 260/263 секунд
Удельный импульс в вакууме: около 304 секунд
Горючее: керосин RP-1
Окислитель: жидкий кислород O2
Соотношение компонентов: в среднем около 2,34
Степень расширения: 16:1 (без соплового насадка 10:1)
Давление в камере сгорания: около 67 атмосфер
Температура в камере сгорания: 3300º C
Сухая масса: около 8400 кг
Высота: около 5,8 м
Ширина: около 3,8 м
Диаметр сопла: около 3,53 м
Время работы: 150/163 секунды
Ракета/ступень: «Сатурн-5», первая ступень S-IC
Количество на ступени: 5
Число успешных пусков ступени: 13
Число летавших экземпляров: 65
Первый пуск: 9 ноября 1967 года, «Аполлон-4»
Последний пуск: 14 мая 1973 года, «Скайлэб»

[1, 2]

Двигатель F-1 — жидкостный реактивный двигатель, работающий по открытой схеме. Часть топлива сжигается в газогенераторе, горячие газы приводят в движение турбонасосы, отработанные в турбонасосном агрегате (ТНА) газы выбрасываются в сопло, охлаждая сопловый насадок. Турбонасосы направляют компоненты топлива в камеру сгорания (КС), где они сжигаются, превращаясь в выхлоп. Выхлоп выбрасывается через сопло, производя тягу. Стенки сопла (кроме соплового насадка) и стенки КС собраны из тонких радиальных трубок, представляющих собой рубашку регенеративного охлаждения. Трубки рубашки скреплены внешними бандажами. Часть горючего, прежде чем попасть в КС, направляется в рубашку регенеративного охлаждения, тем самым отводя тепло от стенок камеры и сопла и предотвращая их прогар.

Пять двигателей F-1 установлены на первой ступени S-IC ракеты «Сатурн-5»: один по центру и четыре симметрично по краям. Центральный двигатель закреплен неподвижно, периферийные имеют карданов подвес, позволяющий им поворачиваться для управления полетом ракеты. Суммарная тяга двигателей на уровне моря составляет около 3,5 тыс. тонн.

Блок камеры сгорания состоит из карданова подвеса, головки, форсуночной головки, корпуса камеры, соплового насадка и изоляции. КС принимает компоненты топлива, смешивает их и сжигает, сообщая выхлопу большую скорость. Блок КС служит опорой остальному оборудованию двигателя.

Карданов подвес представляет собой сферический узел с вкладышем из тефлона и стекловолокна для уменьшения трения. Узел допускает отклонения на ±7 градусов в двух взаимно перпендикулярных направлениях. Он передает тягу двигателя на конструкцию ракеты и обеспечивает изменение вектора тяги.

Головка двигателя служит магистралью окислителя при его направлении в форсуночную головку, к ней монтируется карданов подвес, она передает тягу от двигателя к конструкции ракеты. Окислитель поступает в головку через два впускных отверстия с расходом около 1570 литров в минуту.

Форсуночная головка смешивает горючее с окислителем и направляет их в камеру в пропорциях, обеспечивающих оптимальное сгорание. Со стороны камеры головка содержит медные форсунки горючего и окислителя, расположенные в особом порядке. Поверхность головки разделена радиальными и круговыми медными перегородками, которые служат для уменьшения высокочастотных колебаний в КС. Головка вместе с отдельным воспламенителем помещены в стальной корпус.

Корпус КС имеет особую форму, близкую к соплу Лаваля: полость камеры, где происходит сгорание, сужается по направлению к соплу, образуя критическое сечение (самая узкая часть камеры), а затем снова расширяется, образуя сопло. Стенки камеры состоят из радиальных трубок и охлаждаются регенеративно. Трубки удерживаются и укрепляются усиленными круговыми бандажами. К бандажам крепится блок турбонасосного агрегата и сервоприводы для качания двигателя. Со стороны форсуночной головки к корпусу подходит магистраль горючего, сбоку — магистраль, через которую сбрасываемые с ТНА газы направляются к сопловому насадку. Корпус окружен термоизоляцией.

Горючее поступает к двигателю через две магистрали. 30 % горючего направляются сразу в форсуночную головку (что уменьшает общие потери давления и упрощает запуск). 70 % направляются в обход, попадая сначала в 89 профилированных трубок регенеративной рубашки. Это горючее протекает сначала вниз вдоль стенок КС, где попадает в нижнюю магистраль и возвращается по другим 89 трубкам вверх к форсуночной головке. Это горючее охлаждает стенки КС, отбирая от них избыточное тепло. На уровне, где степень расширения составляет 3:1, каждая из трубок расщепляется на две; это необходимо для сохранения поперечника трубок у широкого конца сопла. Форма трубок также меняется: в верхней части они уплощены в касательном направлении, в нижней части — в радиальном.

Магистраль выхлопа турбины представляет собой торообразную трубу в нижней части КС. Специальные соединения компенсируют ее температурное расширение. Из магистрали газы равномерно распределяются по сопловому насадку.

Сопловый насадок представляет собой съемный кольцевой элемент из нержавеющей стали, который прикрепляют к нижней части КС для увеличения степени расширения с 10:1 до 16:1. Внутренняя часть насадка защищается от горячих (3200º C) газов из сопла с помощью пленочного охлаждения выхлопными газами с турбины ТНА (их температура ниже 700º C). Газы с турбины с помощью особых направляющих образуют поверхностный слой между внутренней поверхностью насадка и горячими газами из сопла.

Ампула с самовозгорающимся топливом служит для запуска двигателя. Она представляет собой цилиндрическую капсулу, закрытую с двух сторон мембранами. Ампула содержит смесь из 85 % триэтилбора и 15 % триэтилалюминия. Эта смесь стабильна в закрытом виде, но подвержена самовозгоранию при контакте с кислородом в любой форме. При запуске двигателя давление топлива прорывает мембраны, и смесь топлива с самовозгорающейся смесью попадает в камеру через отдельный воспламенитель на форсуночной головке. В камере смесь вступает в контакт с кислородом, воспламеняется, и происходит запуск двигателя.

Пиротехнические воспламенители обеспечивают поджигание богатой горючем смеси в газогенераторе и поджигание газов, сброшенных с турбины, при их выходе из соплового насадка. Используют электрическую искру.

Термоизоляция защищает двигатель от высоких внешних температур (до 1400 градусов), создаваемых факелом выхлопа и обратным потоком от двигателей, работающих совместно. Используются два типа изоляции: многослойные листы на сложных поверхностях и пластины асбеста на обширных простых поверхностях. Изоляция изготовлена из легких материалов и имеет крепления: отверстия, штыри и др.

Турбонасосный агрегат (ТНА) представляет собой механизм с прямой передачей, состоящий из насоса окислителя, насоса горючего и турбины, смонтированных на общем валу. ТНА направляет горючее и окислитель в газогенератор и камеру сгорания. Жидкий кислород поступает в ТНА через единственную впускную магистраль, соосную валу, и выходит из ТНА по касательной к валу через две выпускных магистрали. Горючее поступает в ТНА радиально через две впускных магистрали и выходит по касательной через две выпускных магистрали. Двойные впускные и выпускные магистрали уравновешивают радиальные нагрузки насосов.

Вал опирается на три подшипника: 2 шариковых подшипника между насосами окислителя и горючего и роликовый подшипник между насосом горючего и колесом турбины. При работе ТНА подшипники охлаждаются горючим. Во время захолаживания насоса окислителя жидким кислородом шариковые подшипники подогреваются специальным устройством.

На валу установлен зубчатый венец, который используется совместно с редуктором для проворачивания вала вручную, а также с магнитным преобразователем для отслеживания скорости вращения вала.

На валу установлены девять углеродных уплотнения: первичное уплотнение окислителя, промежуточное уплотнение окислителя, уплотнение смазки первого шарикоподшипника, масляное уплотнение второго шарикоподшипника, первичное уплотнение горючего, уплотнение впускной магистрали горючего, масляное уплотнение магистрали горючего, вторичное уплотнение горячего газа, первичное уплотнение горячего газа.

Главный вал и детали, монтируемые на него, динамически балансируются перед окончательной сборкой ТНА.

Насос окислителя

Насос окислителя поставляет окислитель в камеру сгорания с расходом около 1670 литров в секунду. Насос состоит из входной магистрали, преднасоса, крыльчатки, корпуса-улитки, подшипников, уплотнений и прокладок. Окислитель поступает в насос через входную магистраль, соединенную с баком окислителя первой ступени. Чтобы предотвратить кавитацию, преднасос в магистрали повышает давление давление окислителя перед тем, как он попадает на крыльчатку. Крыльчатка ускоряет окислитель, повышая его давление до требуемых значений, а затем направляет его через две противоположно расположенные выходные магистрали в линии окислителя высокого давления, ведущие к газогенератору и камере сгорания.

Входная магистраль окислителя, соединенная с линией, ведущей к баку окислителя ступени, болтами привинчена к улитке насоса. Два поршневых кольца, расположенных между входной магистралью и улиткой, расширяются и сжимаются при изменении температуры, сохраняя надежное уплотнение между сторонами магистрали с высоким и низким давлениями.

Улитка насоса окислителя соединена штифтами и болтами с улиткой насоса горючего, что предотвращает осевые и вращательные сдвиги. Первичное уплотнение окислителя и прокладка в улитке окислителя предотвращают протечку горючего в дренажную полость первичного уплотнения окислителя. Промежуточное уплотнение окислителя направляет продувочный поток в дренажные полости первичного уплотнения и роликового подшипника, где продувка выполняет роль барьера, отделяющего окислитель от смазки подшипников.

Насос горючего

Насос горючего поставляет горючее в камеру сгорания и газогенератор с расходом около 1040 литров в секунду. Насос состоит из входной магистрали, преднасоса, крыльчатки, корпуса-улитки, подшипников, уплотнений и прокладок. Горючее поступает в насос через входную магистраль, соединенную с баком горючего первой ступени. Чтобы предотвратить кавитацию, преднасос в магистрали повышает давление давление горючего перед тем, как оно попадает на крыльчатку. Крыльчатка ускоряет горючее, повышая его давление до требуемых значений, а затем направляет его через две противоположно расположенные выходные магистрали в линии горючего высокого давления, ведущие к газогенератору и камере сгорания.

Улитка горючего привинчена болтами к входной магистрали горючего и к кольцу, штифтами прикрепленному к улитке насоса окислителя. Установленное на улитке кольцо для компенсации износа сопрягается с крыльчаткой. Полость между улиткой и крыльчаткой называется балансировочной полостью. Давление в балансировочной полости воздействует на на крыльчатку горючего и противостоит обратному давлению со стороны крыльчатки окислителя, удерживая в заданных пределах осевое воздействие на шарикоподшипники вала. Уплотнение, установленное между промежуточным уплотнением окислителя и шарикоподшипником со стороны насоса горючего, предотвращает контакт окислителя с горючим, смазывающим шарикоподшипники. Если горючее проникает сквозь уплотнение, дренажный поток со стороны промежуточного уплотнения изгоняет его. С топливной стороны второго шарикоподшипника масляное уплотнение № 4 содержит смазку внутри полости подшипника. Первичное уплотнение в улитке горючего удерживает горючее под высоким давлением в балансировочной полости, предотвращая его проникновение в область низкого давления.

Турбина

Турбина эффективной мощностью 41 МВт служит приводом для насосов горючего и окислителя. Двухступенчатая турбина имеет два активных колеса, разделенных статорами, она смонтирована на общем валу со стороны насоса горючего. Таким образом, два элемента турбонасосного агрегата, находящиеся при крайних температурах (820 ºC на турбине и -180 ºC на насосе окислителя) оказываются отделены друг от друга.

Горячий газ с газогенератора поступает на турбину через входной патрубок с расходом 77 кг/с и направляется через сопло первой ступени на колесо первой ступени, содержащее 119 лопастей. Затем горячий газ проходит через статоры второй ступени на колесо второй ступени, содержащее 107 лопастей, и затем направляется в теплообменник. Этот поток горячего газа вращает турбину, которая, в свою очередь, приводит приводит в движение топливные насосы. В установившемся режиме скорость вращения турбины составляет 5500 об/мин.

Регулирующий клапан хладагента для подшипников

Клапан, включающий три 40-микронных фильтра, три подпружиненных тарельчатых клапана, и ограничитель. Его основное назначение — регулирование снабжения хладагентом (горючим) подшипников ТНА. Вторичная функция клапана — сохранение подшипников ТНА между статическими огневыми испытаниями и во время хранения двигателя. Во время запуска двигателя тарельчатый клапан открывается и снабжает отфильтрованным топливом патрубки хладагента, а ограничитель поддерживает нужное давление в патрубках.

Газогенераторная система обеспечивает горячий газ, приводящий в действие турбину, вращающую топливные насосы. Система состоит из клапана газогенератора, форсунки, камеры сгорания и топливопроводов, соединяющих с газогенератором выходные магистрали горючего и окислителя № 2 из ТНА. Топливо поступает в газогенератор (ГГ) из ТНА через выходные магистрали № 2. Соотношение компонентов, поступающих в ГГ, сдвинуто в сторону горючего по сравнению с соотношением в камере сгорания двигателя. Этим обеспечивается более низкая температура в неохлаждаемом ГГ и на турбине.

Топливо поступает в ГГ через клапан и форсунку и зажигается в камере сгорания ГГ посредством двойного пиротехнического воспламенителя. Клапан ГГ управляется гидросистемой, где в качестве гидравлической жидкости используется горючее.

Клапан газогенератора

Клапан газогенератора управляется гидравлически и управляет поступлением компонентов топлива в ГГ. Горючее, используемое в качестве гидравлической жидкости, циркулирует по пропускному каналу корпуса клапана, чтобы сохранить герметичность уплотнения и предотвратить замерзание горючего в корпусе шарового клапана. Топливо также циркулирует по каналу в поршне между впускным и выпускным отверстиями, чтобы предотвратить замерзание кольца О поршня.

Форсунка газогенератора

Форсунка направляет горючее и окислитель в камеру сгорания газогенератора. Плоская форсунка с множеством отверстий включает в себя головку, пластину, круговую магистраль, пять колец с отверстиями для впуска окислителя, пять колец с отверстиями для впуска горючего, и диска с отверстиями для впуска горючего. На форсунке смонтированы клапан ГГ и тройник впускной магистрали горючего.

Горючее поступает из клапана ГГ в форсунку через тройник впускной магистрали горючего. Горючее направляется по внутренним каналам в пластине и впрыскивается в в камеру сгорания ГГ через отверстия в кольцах и диске горючего. Некоторые отверстия во внешнем кольце горючего обеспечивают охлаждающую пленку для стенки камеры сгорания. Окислитель поступает в форсунку через клапан ГГ по впускной магистрали окислителя. Окислитель направляется по внутренним каналам в пластине и впрыскивается в камеру сгорания ГГ через отверстия в кольцах горючего.

Камера сгорания газогенератора

Камера сгорания ГГ — это место, где сгорают компоненты топлива, и выделяющиеся газы направляются в магистраль турбины ТНА. Камера с одной стенкой расположена между форсункой и впускной магистралью ТНА.

Система расхода топлива направляет жидкий кислород и горючее из топливных баков к насосам, которые перекачивают их через магистрали высокого давления к газогенератору и камере сгорания. Система состоит из двух клапанов окислителя, двух клапанов топлива, расходного клапана охлаждающей жидкости для подшипников, двух клапанов контроля продувки в головке двигателя, клапана контроля продувки газогенератора и уплотнений насосов, выпускных магистралей ТНА, отверстий и магистралей, соединяющих все компоненты. Горючее под высоким давлением поступает из системы расхода топлива к системе управления вектором тяги.

Клапаны окислителя

Два одинаковых клапана, обозначенных номерами № 1 и № 2, управляют потоком жидкого кислорода от ТНА к головке двигателя и поступлением гидравлической жидкости (горючего) к впускному отверстию клапана ГГ. Каждый из клапанов тарельчатого типа управляется гидравлически. Подпружиненный вентиль допускает обратное течение для обеспечения циркуляции гидравлической жидкости при закрытом положении топливных клапанов, но перекрывает поток горючего до тех пор, пока клапан окислителя открыт менее чем до 16,4 %. При достижении клапаном этого уровня открытия, вал шестерни открывает путь для горючего, позволяя ему течь через клапан, управляющий открытием клапана газогенератора.

Клапаны горючего

Два одинаковых клапана, обозначенных номерами № 1 и № 2, расположены на входной топливной магистрали камеры сгорания и разнесены на 180 градусов. Они контролируют поток горючего от ТНА к КС. Когда клапаны открыты при установленных значениях давлений и расходов, они не закрываются при падении давления гидравлической жидкости. Позиционные указатели в топливных клапанах являются частью релейно-контактной логической схемы в управляющей электрической цепи двигателя, с их помощью фиксируется положение затворов.

Указатели нормального давления

Три указателя нормального давления расположены на единой магистрали, установленной на магистрали горючего КС, чтобы определять давление впрыска горючего. Эти три резервированных указателя используются для указания удовлетворительной работы всех пяти двигателей ракеты-носителя. Если давление в полости впрыска горючего падает, работа указателей прерывается, прерывая тем самым выдачу сигнала нормального давления.

Система наддува подогревает газообразный кислород и гелий для наддува бака ракеты-носителя. Система наддува состоит из теплообменника, контрольного клапана теплообменника, расходомера жидкого кислорода, и трубок теплообменника. Источником жидкого кислорода для теплообменника служит головка двигателя, гелий поступает из баллонов в баке окислителя первой ступени ракеты. Жидкий кислород поступает в теплообменник по магистрали из головки двигателя через контрольный клапан, расходомер.

Теплообменник

Теплообменник подогревает газообразный кислород и гелий, которые проходят через теплообменник по спиралям, с помощью горячих газов выхлопа турбины. Теплообменник состоит из четырех спиральных витков окислителя и двух витков гелия, расположенных внутри выхлопного канала турбины. Он расположен между выходной магистралью ТНА и входного канала выхлопа, ведущего в КС. Кожух теплообменника имеет сильфон, чтобы компенсировать температурное расширение при работе двигателя.

Контрольный клапан

Контрольный клапан предотвращает течение газообразного кислорода и газов наддува баков в головку двигателя. Он состоит из магистрали и контрольного клапанного затвора и установлен между головкой и входной магистралью жидкого кислорода, идущей в теплообменник.

Расходомер жидкого кислорода

Расходомер представляет собой измерительный прибор турбинного типа для измерения объема жидкости и содержит две измерительные катушки. Вращение турбинки расходомера приводит к генерированию переменного тока на выходах измерительных катушек.

Трубки теплообменника

Жидкий кислород и гелий направляются в теплообменник и из него через гибкие трубки. Трубки газообразного кислорода и гелия ведут к соединительным платам ракеты-носителя. Трубка жидкого кислорода соединяет теплообменник с контрольным клапаном.

Соединительная плата двигателя смонтирована поверх входных магистралей жидкого кислорода и топлива в ТНА, она обеспечивает электрическое соединение двигателя с ракетой-носителем. На ней также находятся точки крепления гибкой теплозащитной завесы. Трехсекционная плата отлита из жаропрочной нержавеющей стали, секции соединены между собой заклепками и болтами.

Электросистема состоит из гибкой армированной проводки, которая обеспечивает управление двигателем, и проводки для передачи измерительных данных во время полета.

Гидравлическая контрольная система управляет топливными клапанами двигателя во время его запуска и отсечки. Она состоит из трубопровода с самовоспламеняющейся жидкостью, контрольного клапана, контрольного клапана двигателя и соответствующих трубопроводов и монтажных элементов.

Линия с самовоспламеняющейся жидкостью

Линия с самовоспламеняющейся жидкостью направляет самовоспламеняющуюся жидкость к отдельной системе воспламенения горючего в форсунке камеры сгорания. Линия состоит из ампулы с самовоспламеняющейся жидкостью, управляющего клапана воспламенителя, позиционного переключателя и клапана воспламенителя горючего. Ампула с самовоспламеняющейся жидкостью, позиционный переключатель и клапан воспламенителя горючего являются внутренними составляющими частями линии.

В конструкцию линии входит подпружиненный кулачковый механизм, который предотвращает срабатывание управляющего клапана вплоть до момента прорыва верхней мембраны ампулы с самовоспламеняющейся жидкостью. Тот же механизм приводит в действие позиционный переключатель, который сигнализирует об установке ампулы. Клапан воспламенения горючего представляет собой подпружиненный управляющий клапан, который открывает доступ горючего к ампуле с самовоспламеняющейся жидкостью. Мембраны ампулы прорываются под воздействием нарастающего давления при открытии клапана воспламенения горючего.

Управляющий клапан воспламенителя

Управляющий клапан воспламенителя представляет собой управляемый давлением трехпозиционный клапан, установленный на линии с самовоспламеняющейся жидкостью. Он управляет открытием топливных клапанов и допускает их полное открытие только после установления процесса нормального горения в камере сгорания.

Когда ампула с самовоспламеняющейся жидкостью установлена в линии, кулачковый механизм предотвращает движение затвора управляющего клапана из положения «закрыто». Управляющий клапан имеет шесть входных отверстий: управляющее, входное, два выходных, возвратное и атмосферное. Управляющее отверстие связано давлением с камерой сгорания. Во входное поступает гидравлическая жидкость (горючее), которая открывает клапаны горючего. Когда затвор управляющего клапана находится в положении «закрыто», гидравлическая жидкость, поступающая из входного отверстия, останавливается затвором. Когда ампула с самовоспламеняющейся жидкостью прорывается, подпружиненный кулачковый механизм освобождается, делая возможным беспрепятственное движение затвора управляющего клапана. Когда возрастает давление в камере сгорания (воздействующее на управляющий вход клапана через посредство магистрали горючего), затвор клапана смещается в положение «открыто», и гидравлическая жидкость направляется через два выходных отверстия к топливным клапанам.

Проверочный клапан

Проверочный клапан состоит из шарика, затвора и привода. Проверочный клапан обеспечивает наземный контроль управляющего клапана и топливных клапанов и предотвращает поступление гидравлической жидкости (горючего), возвращающегося в наземную магистраль, в систему двигателя и затем в топливный бак.

При проверках и обслуживании двигателя шарик клапана расположен так, что горючее, поступающее в гидравлическую возвратную входную магистраль двигателя, направляется через шарик и далее в наземную возвратную магистраль GSE. При стендовых огневых испытаниях и во время полета шарик расположен так, что горючее направляется через шарик и далее в возвратную выходную магистраль двигателя.

Контрольный клапан двигателя

Контрольный клапан двигателя включает в себя магистраль фильтров, четерыехпозиционный соленоидальный клапан и два шарнирных проверочных клапана.

Магистраль фильтров содержит три фильтра. Один фильтр для системы питания и по одному на входе и выходе системы давления. Фильтры предотвращают попадание посторонних частиц в четырехпозиционный соленоидальный клапан и в двигатель. Два шарнирных проверочных клапана разветвляются в фильтр системы питания. Проверочные клапаны делают возможной работу системы от гидравлической жидкости, поступающей из наземной магистрали (во время проверок и обслуживания) и от гидравлической жидкости, поступающей от двигателя (во время нормальной работы двигателя).

Четырехпозиционный соленоидальный клапан состоит из основного канала и ниппелей, с его помощью обеспечивается двусторонний контроль потока жидкости к приводам главных клапанов горючего и окислителя, а также к клапану газогенератора. Канал управляется давлением с помощью трехпозиционных вторичных клапанов. Каждый из вторичных клапанов управляется первичным трехпозиционным первичным клапаном, который в рабочем положении открыт.

При выключенном положении контрольного клапана двигателя обеспечивается давление, закрывающее все топливные клапаны двигателя. Импульсное приложение постоянного напряжения в 28 вольт к пусковому соленоиду приводит в действие механизм клапана, в результате чего давление гидравлической жидкости поступает на входной порт, а давление, ранее приложенное к выходному порту, перенаправляется на возвратный порт.

Внутренний канал в кожухе обеспечивает приложение давления между входным портом и вентилем пускового соленоида. При запуске выключающей последовательности это давление поддерживает главный канал в открытом состоянии, тем самым обеспечивая давление на входном порте при отсутствии в дальнейшем электросигнала на пусковом соленоиде. Импульсное приложение постоянного напряжения в 28 вольт на останавливающем соленоиде приводит в действие механизм контрольного клапана, в результате чего давление перенаправляется с входного на выходной порт. В любой момент с помощью давления может быть задействован переключающий поршень, который, при потере электроснабжения, переключает главный канал для приложения гидравлического давления к выходному порту. При одновременной потере электроснабжения и гидравлического давления клапан останется в выключенном положении благодаря пружине. При повторном приложении гидравлического давления, давление будет приложено к выходному порту. Если электросигнал поступает одновременно на пусковой и останавливающий соленоиды, задействован будет останавливающий соленоид, который возвратит клапан в выключенное положение.

Шарнирный проверочный клапан

На контрольном клапане двигателя установлены два одинаковых шарнирных проверочных клапана. С их помощью прилагается давление гидравлического топлива из наземной магистрали во время переходного состояния при запуске двигателя, и давление гидравлического топлива из самого двигателя во время штатной работы двигателя и при его отсечке. Один клапан установлен на входной магистрали гидравлического топлива двигателя, второй — на входной наземной магистрали гидравлического топлива.

Полетная инструментальная система состоит из датчиков давления, температуры, позиционных указателей, устройства измерения потока, электрораспределительных коробок и сопутствующей электрической разводки. Система обеспечивает отслеживать работу двигателя. Основная инструментальная система состоит из основной и вспомогательной систем. Основная система критически важна для всех стендовых испытаний двигателя и последующих полетных операций; вспомогательная система используется в исследовательской, конструкторской и приемочной части программы стендовых испытаний, а также в первых полетах. Ниже перечислены компоненты инструментальной системы, включая основную и вспомогательную системы:

Компоненты основной инструментальной системы

  • Давление в первой входной магистрали насоса горючего
  • Давление во второй входной магистрали насоса горючего
  • Общее возвратное гидравлическое давление
  • Давление в струе подшипника насоса окислителя
  • Давление в камере сгорания
  • Давление во второй выходной магистрали насоса окислителя
  • Давление во второй выходной магистрали насоса горючего
  • Температура первого подшипника насоса окислителя
  • Температура второго подшипника насоса окислителя
  • Температура подшипника ТНА
  • Температура во входном патрубке ТНА
  • Скорость вращения ТНА

Компоненты вспомогательной инструментальной системы

  • Давление в полости насоса окислителя
  • Выходное давление турбины
  • Давление гелия во входной магистрали теплообменника
  • Давление в выходной магистрали теплообменника
  • Давление в первой выходной магистрали насоса окислителя
  • Давление жидкого кислорода во входной магистрали теплообменника
  • Давление газообразного кислорода в выходной магистрали теплообменника
  • Давление в первой выходной магистрали насоса горючего
  • Управляющее открывающее давление двигателя
  • Управляющее закрывающее давление двигателя
  • Температура во второй магистрали насоса горючего
  • Расход жидкого кислорода на входе в теплообменник

Основная и вспомогательная электрораспределительные коробки

Полетная инструментальная система включает в себя две электрораспределительные коробки. Главная коробка содержит восемь электрических разъемов, а вспомогательная — пять. Обе коробки герметично заварены, и в них закачан под давлением инертный газ. Это предотвращает попадание внутрь загрязнений и влаги.

Для непрерывной работы двигатель нуждается в источнике пневматического давления и электричества, а также в топливе. Для запуска двигателя необходим наземный источник гидравлического давления, предварительное заполнение камеры сгорания, воспламенители в камере сгорания и в газогенераторе, а также самовоспламеняющиеся жидкости.

При нажатии на кнопку запуска проверочный клапан принимает положение, при котором возврат гидравлической жидкости (топлива) переключается с наземной магистрали на входную магистраль ТНА низкого давления. Начинается усиленная продувка жидким кислородом головки двигателя и газогенератора. Срабатывают воспламенитель в газогенераторе и воспламенитель выхлопа турбины, на пусковой соленоид контрольного клапана подается ток. Гидравлическое давление направляется на открывающие порты клапанов окислителя. Клапаны окислителя начинают открываться, и гидравлическое давление направляется на открывающий порт клапана газогенератора. Клапан газогенератора открывается, компоненты топлива под воздействием внутрибакового давления поступают в камеру сгорания газогенератора, где зажигаются воспламенителями. Выхлопной газ направляется сквозь турбину ТНА, теплообменник и выхлопную магистраль на стенки соплового насадка; здесь переобогащенная топливом смесь поджигается воспламенителем выхлопа турбины. По мере того, как турбина разгоняет насосы горючего и окислителя, выходное давление насосов растет, и компоненты топлива поступают в газогенератор с все увеличивающимся расходом. Разгон ТНА продолжается, и по мере роста давления топлива топливный клапан воспламенителя открывается. Это вызывает рост давления топлива на диафрагму ампулы с самовоспламеняющейся жидкостью. Диафрагма прорывается, и самовоспламеняющаяся жидкость, за которой движется топливо, поступает в камеру сгорания. Когда жидкость попадает в камеру сгорания и соприкасается с окислителем, происходит самопроизвольное воспламенение, и в камере сгорания начинается процесс сгорания. Давление из камеры сгорания через магистраль воздействует на диафрагму управляющего клапана воспламенителя. По мере роста давления в камере сгорания управляющий клапан воспламенителя срабатывает и открывает доступ гидравлической жидкости к открывающим портам клапанов горючего. Клапаны горючего открываются, и горючее поступает в камеру сгорания.

Горючее поступает во входную магистраль камеры сгорания и проходит через трубки рубашки регенеративного охлаждения КС, а затем через форсунку попадает в зону горения КС. По мере роста давления в КС, индикаторы нормального давления срабатывают, указывая нормальную работу двигателя. Давление в КС продолжает расти до тех пор, пока газогенератор не выходит на номинальную мощность, которая определяется просветом отверстий в магистралях, питающих газогенератор. Когда давление горючего превышает давление в наземной линии, источник гидравлического давления переключается с наземной линии на сам двигатель. Гидравлическая жидкость (горючее) циркулирует по агрегатам двигателя, а затем возвращается через контрольный клапан двигателя и проверочный клапан во входную топливную магистраль ТНА. Клапан наземного источника гидравлического давления перекрывается, когда топливные клапаны полностью открываются. Это позволяет гидросистеме двигателя обеспечивать гидравлическое давление во время операций отсечки.

Когда подается сигнал на отсечку двигателя, инициируется продувка головки двигателя окислителем, и на останавливающий соленоид контрольного клапана двигателя подается ток. Гидравлическое давление удерживает открытым клапаны газогенератора и окислителя, клапаны горючего переключаются в возвратное положение. Одновременно гидравлическое давление направляется на закрывающие порты клапана газогенератора, клапанов окислителя и горючего. Приводится в действие проверочный клапан, и по мере падения давления компонентов топлива начинается интенсивная продувка окислителем. Затем топливный клапан воспламенителя и управляющий клапан воспламенителя закрываются. Давление в камере сгорания достигает нуля примерно в то же самое время, когда клапаны окислителя полностью закрываются.

apollofacts.wikidot.com

F-1 (ракетный двигатель) — Википедия

F-1
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-1 на Викискладе

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, 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 554 дня]. На 2015 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших[источник не указан 554 дня] (двигатель M-1[en] имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался).

История создания

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][4]. 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

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.[5]

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.[6] 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.[7]

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, 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.[8]

Конструкция

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[9].

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.[10]

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[10]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые.[11] 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

  • 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 554 дня].

См. также

Литература

Примечания

  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. 
  3. THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY, <http://history.nasa.gov/SP-4206/ch5.htm> 
  4. Андрей Борисов. Каждому свое, Lenta.ru (5 февраля 2018). Проверено 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».
  5. ↑ Spaceflight Now | Breaking News | Rocket companies hope to repurpose Saturn 5 engines. spaceflightnow.com. Проверено 6 апреля 2017.
  6. ↑ NASA — NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator. Проверено 22 января 2013. Архивировано 2 февраля 2013 года.
  7. ↑ How NASA brought the monstrous F-1 “moon rocket” engine back to life (англ.), Ars Technica. Проверено 5 апреля 2017.
  8. ↑ Dynetics and PWR aiming to liquidize SLS booster competition with F-1 power | NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Проверено 6 апреля 2017.
  9. ↑ http://agentdc.uah.edu/homepages/dcfiles/UAHDC/h2rockengi_010509142633.pdf (недоступная ссылка)
  10. 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. 
  11. 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

wikipedia.green

F-1 (ракетный двигатель) — Википедия. Что такое F-1 (ракетный двигатель)

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
Commons-logo.svg F-1 на Викискладе

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, 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 550 дней]. На 2015 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших[источник не указан 550 дней] (двигатель M-1[en] имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался).

История создания

Commons-logo.svg 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][4]. 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

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.[5]

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.[6] 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.[7]

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, 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.[8]

Конструкция

Commons-logo.svg 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[9].

Commons-logo.svg

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.[10]

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[10]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые.[11] 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

  • 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 550 дней].

См. также

Литература

Примечания

  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. 
  3. THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY, <http://history.nasa.gov/SP-4206/ch5.htm> 
  4. Андрей Борисов. Каждому свое, Lenta.ru (5 февраля 2018). Проверено 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».
  5. ↑ Spaceflight Now | Breaking News | Rocket companies hope to repurpose Saturn 5 engines. spaceflightnow.com. Проверено 6 апреля 2017.
  6. ↑ NASA — NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator. Проверено 22 января 2013. Архивировано 2 февраля 2013 года.
  7. ↑ How NASA brought the monstrous F-1 “moon rocket” engine back to life (англ.), Ars Technica. Проверено 5 апреля 2017.
  8. ↑ Dynetics and PWR aiming to liquidize SLS booster competition with F-1 power | NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Проверено 6 апреля 2017.
  9. ↑ http://agentdc.uah.edu/homepages/dcfiles/UAHDC/h2rockengi_010509142633.pdf (недоступная ссылка)
  10. 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. 
  11. 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

wiki.sc

f-1 (ракетный двигатель) Википедия

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-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 983 дня]. На 2018 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших[источник не указан 983 дня] (двигатель M-1 имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался).

Содержание

  • 1 История создания
  • 2 Разработка ускорителя с двигателем F-1B
  • 3 Конструкция
  • 4 Подъём двигателей со дна океана
  • 5 Факты
  • 6 См. также
  • 7 Примечания
  • 8 Литература
  • 9 Ссылки

История создания[ | ]

ru-wiki.ru

Самые мощные однокамерные ЖРД: honzales — LiveJournal

Вот скоро минет 50 лет со дня, когда первый человек ступил на поверхность нашего естественного спутника — Луны, а всё не утихают споры сторонников «теории заговора», высасывающих из пальца всё новые и новые аргументы в пользу версии, что космический полёт Аполлонов с высадкой человека на Луну был аферой.
Привлекаются мнения каких-то ученых (в основном — не имеющих никакого отношения к космонавтике в целом и проектированию ракет и их двигателей в частности).

ЖРД F-1 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США),
использовался на 1 ступени носителя Saturn-5:

Снимаются какие-то фильмы, где всё это, умело «упакованное» с применением типичных демагогических приёмов, выдаётся на потребу ищущих сенсаций зрителей, благо уровень критического мышления подавляющего большинства из них гораздо ниже плинтуса, а общая эрудиция и познания в физике и ракетно-космической технике и того ниже.

Однажды я уже рассказывал, что в СССР тоже был свой «лунный проект», основывающийся практически на тех же принципах и технических решениях, что и американский, но «не взлетевший», описывал и причины того, отчего от него СССР отказался.

Однако сторонники фейковости американских лунных экспедиций приводят всё новые, как им кажется, аргументы, «обосновывающие» их точку зрения.

Один из них — «американцы не могли создать двигатель F-1«, который стоял на 1-ё ступени «Сатурна-5», якобы потому, что «теоретическую невозможность этого» будто бы доказал известный советский конструктор ракетных двигателей В.П.Глушко.

Эту версию вытащили из «Воспоминаний ракетчика» Н.В. Лебедева (по образованию — горного инженера, строившего подземные защитные сооружения, пусковые установки и ракетные шахты), в которой он приводит услышанный им разговор Королёва с Келдышем:

<Келдыш>: «…Браун нас не только догонит, но и первым окажется на Луне».
<Королёв>: «Ну, это исключено» – Королев уставился взглядом в возвышавшийся перед ним Протон. – «Он решил создать супердвигатель на 700-800 тонн тяги на криогенных компонентах топлива. Пусть поковыряется, пока не упрется в стену. Мы уже это проходили».
<Келдыш>: «Ну а если мы ошибаемся, и он сумеет преодолеть этот порог?»
<Королёв>: «Как? Пальчиками перед носом помашет? Не смеши… »

И вот на этом-то основании сторонники фейковости американского проекта делают вывод, что сам Королёв «теоретически обосновал невозможность создания двигателя тягой свыше 700 тонн».
Хотя, если внимательно посмотреть текст тех же «воспоминаний…», становится ясным, что фраза вырвана из контекста, речь идёт о космической гонке и неверие Королёва основано на предположении, что для победы над высокочастотной неустойчивостью горения при больших размерах камеры сгорания в однокамерном двигателе требуется значительное время.
Далее, в качестве аргумента, подтверждающего версию о «невозможности», приводится мнение В.П.Глушко.

Н.Лебедев пишет:
как теоретическая, так и практическая НЕВОЗМОЖНОСТЬ создания однокамерного двигателя (F1) на криогенных компонентах топлива тягой в 700 тонн. Об этом говорил Королев (смотри выше), об этом знали все ракетчики-практики.

Откуда взялась «теоретическая» — непонятно.
Однако, у «практической» невозможности, я полагаю, «ноги растут» от мнения В.П.Глушко, в своё время начинавшего работать с криогенными компонентами (советские аналоги V-2), уткнувшегося в проблему высокочастотной неустойчивости горения и решившего уйти от неё, перейдя к высококипящим компонентам, на которых ему практически удаётся создать однокамерный РД-270 по схеме «газ»-«газ» — к слову, с тягой в 630 т.

Такого же мнения придерживается и сайт www.lpre.de

…в 1960-х гг. В.П.Глушко считал, что разработка двигателей замкнутой схемы на топливной паре кислород—керосин связано с неприемлемо длительными сроками из-за неизученности рабочего процесса и сложности обеспечения его устойчивости.

Лебедев, как работавший у Глушко, конечно же, разделяет его мнение.

Однако же в тех же «воспоминаниях…» Н.В.Лебедев пишет:

В середине 1965 академик Глушко года помог Челомею, не меняя идеи, резко упростить конструкцию, предложив для создаваемой первой ступени ракеты УР-700 двигатель РД-270 с тягой в 630 тонн.

Однако тут есть несколько довольно интересных нюансов — изначально тот же В.П. Глушко говорил о невозможности создания двигателей с тягой свыше 100 тонн, и об этом упоминает тот же Лебедев:

Долгие годы создать одиночный ЖРД тягой (даже, Н.Л.) свыше ста тонн считалось весьма проблематичным.

Однако, Фон Браун, как мы с вами знаем, проблему высокочастотной неустойчивости решить сумел, и в основе его технического решения этой проблемы лежат следующие принципы:

Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя F-1 устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя.
Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой.

Кроме того, в конструкции форсуночной камеры F-1 применялись антипульсационные перегородки, фактически поделившие одну большую камеру на ряд более мелких по размеру:

Аналогичные решения значительно позднее применялись на отечественных двигателях 14Д22, 14Д21:

Есть ряд отличий от американского решения в относительных размерах перегородок — но ведь существенно отличались и компоненты топлива, и их фазовое состояние, и давление в камере сгорания.

Приведём основные технические характеристики американского ЖРД F-1:

Тяга на уровне моря, т
Удельный импульс на уровне моря, сек
Состав смеси (окислитель/горючее)
Степень расширения сопла
Диаметр критического сечения, м
Диаметр выходного сечения сопла, м
Давление в камере сгорания, кг 1см2
Температуры газов в камере, °С
Охлаждение камеры сгорания и сопла
Охлаждение сопловой приставки

Угол отклонения ЖРД, от оси, град
Гидропривод отклонения ЖРД

691±1,5%
263
2,27±2%
16
0,92
3,66
63—65
3000
регенеративное, горючим
пленочное, выхлопными
газами турбины
±3
работает на горючем высокого давления

Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя двигатель форсируется до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок.

Сравнение однокамерных ЖРД F-1 и РД-270
ЖРД первой ступени «Сатурна-5» и УР-700 или Р-56

  1. Обозначение       F-1               РД-270

  2. Предназначение    Сатурн-5          УР-700/Р-56

  3. Страна            США               СССР

  4. Изготовитель      Rocketdyne        ОКБ-456 (сегодня НПО Энергомаш)

  5. Руководитель      Роберт Биггс      Валентин Глушко

  6. Разработка        1959-1971 гг.     1962-1969 гг.

  7. Эксплуатация      1967-1973 гг.     нет

  8. Топливо           керосин           гептил (несимметричный диметилгидразин)

  9. Окислитель        жидкий кислород   тетраоксид диазота

  10. Соотношение ок/г  2,27              2,67

  11. Камер сгорания    1                 1

  12. Схема             открытая          закрытая с полной газификацией компонентов

  13. Давление в КС     7 МПа             26,1 МПа

  14. Удельный импульс  263 сек (А9-14)   301 сек

  15. Тяга у земли      6,77 МН (А9-14)   6,272 МН

  16. Тяга в пустоте    7,77 МН (А9-14)   6,713 МН

  17. Дроселирование    нет               ±5%

  18. Полная масса      9115 кг           5603 кг

  19. Сухая масса       8353 кг           4770 кг

  20. Высота            5,79 м            4,85 м

  21. Диаметр           3,76 м            3,30 м

ЖРД РД-270, планировался к использованию на первой ступени проектировававшихся в СССР носителей УР-700 или Р-56:

К сожалению, РД-270 так и не вышел на «финишную прямую»:

Второй этап работ проводился после выхода постановления Правительства от 17 ноября 1967 г. о разработке эскизного проекта ракетно-космического комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270 и проведении экспериментальных работ по двигателю для подтверждения основных технических решений эскизного проекта.

До конца 1967 было проведено еще 3 огневых испытания, которые показали, что возможен запуск двигателя без порохового стартера. Все испытания имели аварийный исход. Самым удачным был пуск двигателя № УД004, при котором удалось выйти на режим рк ~ 200 атм с продолжительностью работы на этом режиме 2 с.

Всего с 23 октября 1967 г. по 24 июля 1969 г. было проведено 27 огневых испытаний 22 доводочных двигателей. Три двигателя испытывались повторно, а один – трижды. Все испытания были кратковременные, при давлении в камере сгорания до 255 атм. При девяти испытаниях двигатель нормально выходил на основной режим и работал на этом режиме по заданной программе.

Все экспериментальные двигатели включали камеру сгорания с укороченным соплом, оба ТНА и оба ГГ. Регуляторы с целью ускорения начала стендовой отработки отсутствовали.

Испытания проводились на стенде № 2, который был специально реконструирован для доводки этого двигателя.

Доводку двигателя предполагалось в основном завершить в 1972 году. Должно было быть проведено 550 огневых испытаний на 200 двигателях, в том числе для летной сертификации (ЛКИ) планировалось испытать 45 двигателей.

P.S.

Принятые сокращения:
ЖРД — жидкостный ракетный двигатель — химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы.

Источники:

honzales.livejournal.com

F-1 (ракетный двигатель) — Википедия

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 906 дней]. На 2018 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших[источник не указан 906 дней] (двигатель M-1[en] имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался).

История создания

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.

О роли Джорджа Миллера в программе наземной отработки надёжности[7]Особенностью предполётной отработки ракетных систем «Сатурн-5» стала беспрецедентная тщательность обеспечения требуемой высокой надёжности ракетного комплекса. Один из руководителей Управления пилотируемых полётов НАСА Джордж Эдвин Миллерruen, отвечавший за надёжность ракетного комплекса, сделал ставку на наземную стендовую отработку ЖРД. В начале 1960-х годов в Космическом центре Маршалла была создана уникальная стендовая база. В неё входили огневой стенд для испытания двигателей F-1 и несколько стендов для предполётных огневых испытаний первой, второй и третьей ступеней ракеты-носителя (РН) «Сатурн-5», а также стенды для статических и динамических испытаний РН в подвешенном состоянииruen. Суммарная наработка двигателей F-1 составила более 18 000 с. На завершающей стадии испытаний двигатель подвергся 20-кратному включению без съёма со стенда, при этом его наработка составила 2 250 с.

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

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].

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

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

В марте 2012 года американский предприниматель, Джеффри 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

  • 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 906 дней].

См. также

Примечания

  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 (неопр.). spaceflightnow.com. Дата обращения 6 апреля 2017.
  10. ↑ NASA — NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator (неопр.). 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 (неопр.) (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. 
  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

Ссылки

wikipedia.bio

Оставьте комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *