F 1 ракетный двигатель: Ну и куда теперь девать эти двигатели? / Хабр

Содержание

Ну и куда теперь девать эти двигатели? / Хабр

Недавняя

публикация

о возрождении и развитии двигателя SSME (RS-25) вызвала

в ЖЖ

наплыв лунных конспирологов в комментариях — судьбу двигателя шаттла они сравнивали с F-1 от Saturn V. Так что сегодня мы сыграем в игру «почувствуй себя руководителем Rocketdyne» и поговорим об извилистом жизненном пути технологий.

Двигатели F-1 и J-2 ракеты Saturn V в музее

В чужой шкуре

Один из «аргументов» конспирологов звучит примерно так: «Двигатели Saturn V (F-1 и/или J-2) были плохими, нужных характеристик не достигали, и после фальсификации лунной программы от них быстро избавились». К сожалению, очень часто сторонникам конспирологических теорий банально не хватает знаний — несмотря на то, что двигатели лунной программы после ее прекращения не летали, они предлагались для множества проектов и до сих пор полностью не умерли. А для того, чтобы наиболее наглядно увидеть, почему их не получилось пристроить на другие ракеты, давайте сыграем в мысленную игру. Итак, мы — лицо, принимающее решения в компании Rocketdyne, которая производит двигатели F-1 и J-2 для Saturn V.

Представим себе, что на дворе 1970 год. В январе отменили Apollo 20, но вскоре сокращения бюджета достигли таких величин, что в сентябре пришлось отменять 18 и 19. Контракт на 15 штук Saturn V близок к выполнению, и становится очевидно, что продолжения не будет. Возникает закономерный вопрос — что делать?

Больше и лучше

Первый вариант очевиден

«А давайте сделаем Saturn V еще лучше и попытаемся использовать двигатели там»

. Еще в середине 60-х были предложены варианты компоновки на базе Saturn V под общим названием Saturn MLV («Modified Launch Vehicle», модифицированная ракета-носитель). С форсированием двигателей, увеличением запаса топлива, добавлением твердотопливных ускорителей или заменой двигателей на HG-3 (из него потом вырастет RS-25) разные варианты MLV могли бы вывести на низкую орбиту от 118 до 160 тонн.

Разные варианты компоновки Saturn MLV, есть даже с ядерной верхней ступенью

Однако вся эта красота не вызвала никакого энтузиазма. Тем более, что в апреле 1972 Палата представителей Конгресса США окончательно принимает решение (и выделяет деньги) на разработку Спейс Шаттла. Крылатый космоплан никак не сочетается с MLV, а огромная стоимость обоих проектов означает, что деньги дадут только на один.

План Б

Хорошо, следующая идея практически очевидна —

«А давайте попробуем пролезть в проект шаттла»

. В качестве первой ступени можно использовать первую ступень Saturn V, а второй ступенью поставить внешний топливный бак шаттла и сам шаттл сбоку. Первую ступень можно оснастить крыльями и сажать обратно на землю, чтобы система получалась полностью многоразовой. У такого варианта есть даже один очень серьезный плюс, которого не было у шаттла в его итоговом варианте — можно запускать модули орбитальной станции или другие очень тяжелые полезные нагрузки в одноразовом варианте второй ступени (грузоподъемность ~100 тонн), а обслуживать орбитальную станцию или спутники уже многоразовым шаттлом (грузоподъемность ~30 тонн). Так появился проект Saturn-Shuttle.

Старт Saturn-Shuttle, рисунок NASA

Увы, и здесь нас ждет неудача. Двигатели F-1 не разрабатывались для многоразового использования, поэтому даже в случае мягкой посадки первой ступени их придется менять. А твердотопливные ускорители кажутся и проще и дешевле, к тому же, их можно будет использовать повторно. Так что наша первая ступень конкурс эскизных проектов проиграла.

Любой ценой

Итак, у нас нет «своей» ракеты и нет возможности встроиться в большой проект шаттла. А

«Можно ли поставить наши двигатели на уже летающие ракеты»

? Для ответа на этот вопрос давайте посмотрим, что стартует с американских космодромов в районе 1972 года.

РН «Тор» в варианте Торад-Аджена

На базе баллистической ракеты «Тор» есть семейство «Тор-Бёрнер», «Тор-Аджена», «Торад-Аджена», «Тор-Дельта». Из него уже появляется семейство ракет «Дельта». Варианты различаются верхними ступенями и боковыми твердотопливными ускорителями. И, увы, для ракет с начальной массой в районе ста тонн F-1 с тягой 700 тонн не подойдет никак — даже если бы он поместился в ступень «Тора» меньшего диаметра, то уже на старте обеспечил бы перегрузку в 7 «же», сломав ракету на первых секундах полета.

«Атлас-Центавр» с межпланетной станцией «Пионер-10», 1972 год

Семейство РН «Атлас» немного потяжелее. Здесь тоже все еще сохраняется разнообразие верхних ступеней — «Атлас-Аджена», «Атлас-Центавр», но даже в самом тяжелом варианте ракета имеет массу в районе 150 тонн, и наш F-1 никак на нее не влезет.

Старт Titan-IIIC

Ну и, наконец, самая тяжелая ракета — Titan-III. Начальная масса в районе 600 тонн, может вывести на низкую орбиту целых 13 тонн. Однако и тут нам ловить нечего. Базовый двигатель RL-87 имеет тягу в районе 200 тонн, и заменить на 700 тонн F-1 не получится не только по причинам прочности. На центральном блоке «Титана» используется другое топливо — гидразин и тетраоксид диазота. И если RL-87 отличался всеядностью — были версии для кислорода/керосина, гидразина/АТ, даже кислорода/водорода, то про варианты F-1 под другие виды топлива ничего не известно. А на перекомпоновку ракеты под другое топливо с увеличением баков и снятием боковых твердотопливных ускорителей (иначе опять слишком большая перегрузка) нам никто средств не даст.

Разгонный блок «Центавр»

J-2 в качестве двигателя верхней ступени тоже не везет. Уже создан кислородно-водородный разгонный блок Centaur, но там стоят двигатели RL-10 с тягой в десять раз меньше, при этом

более эффективные, так что менять их на J-2 нет никакого смысла. А первых водородных ступеней нет.

Что любопытно, по другую сторону океана произошла похожая история, которая, однако, имела позитивный исход — двигатель РД-170, который разрабатывали для боковых ускорителей РН «Энергия» был четырехкамерный, поэтому его сначала порезали пополам, и получившийся двухкамерный РД-180 стали продавать американцам на первую ступень подросшего и ставшего более тяжелым «Атласа». А затем еще раз пополам, поставив однокамерный РД-191 на «Ангару» и предложив почти такой же РД-193 для «Союза-2.1в».

Схема развития семейства РД-170

Гибернация

Увы, F-1 с J-2 однокамерные, и снижать размеры и тягу простыми и дешевыми действиями мы не можем. Так что нам остается один вариант —

положить чертежи с двигателями на склад, по возможности проводить модернизации в инициативном порядке и предлагать их в любом конкурсе на сверхтяжелые ракеты

. Как показала практика, схема оказалась вполне рабочей, подарив несколько шансов (пусть и не реализовавшихся в итоге) на возвращение «скакунов Аполлона».

J-2 получил шанс первым, но в результате от него осталось только название. Двигатель J-2X, который сначала хотели сделать на базе J-2, предлагался для разгонного блока Earth Departure Stage ракеты Ares программы Constellation. Но из-за возросших требований получился фактически новый двигатель, с тягой на 30% больше, на новых материалах и заметно более тяжелый.

В 2009 программу Constellation закрыли, и с J-2X пока что повторяется история J-2. Для разгонного блока ракеты SLS он был сочтен слишком мощным, и один J-2X тягой 130 тонн решили заменить на 4 RL-10 общей тягой 44 тонны. Но если SLS потребуется двигатель с большей тягой, J-2X получит новый шанс.

F-1 пришлось ждать дольше. В Constellation он не попал, но, когда объявили конкурс на двигатели для SLS, забрезжила надежда и для него. Дошло даже до очень поучительной истории — инженеры достали со склада двигатель номер F-6049, снятый с «Сатурна-5» для «Аполлона-11» из-за глюка на испытаниях, и стали разбираться, как он работает, и как его можно улучшить. В 2013 году, спустя десятилетия хранения, испытали газогенератор (приводит в действие турбонасос, качающий топливо в двигатель).

Двигателестроение, материаловедение и способы производства ракетных двигателей не стояли на месте. Новая модификация под названием F-1B должна иметь в 50 раз меньше деталей и заметно упрощенную конструкцию. Например, выхлоп газогенератора больше не направлялся в сопло для дополнительной теплоизоляции его завесой избытка топлива, а банально сбрасывался параллельно соплу, возвращая красивые картины зари космонавтики, когда рядом с основным выхлопом

хлестало пламя газогенератора

.

Но пока что шанс не реализовался — конкурс на двигатели для SLS F-1B проиграл и снова отправился на склад.

Заключение

В истории космонавтики есть случай, когда двигатели десятилетиями лежат на складе а потом начинают использоваться с минимальными доработками. Сохранившийся запас советских двигателей НК-33 стали ставить на американскую РН Antares и российский «Союз-2.1в». Но производство их возобновлять не будут — доверие к двигателю подорвано аварией Antares 2014 года, похожей на аварии советской лунной ракеты Н-1, для которой изначально и делался НК-33. Antares уже перешел на РД-181, а «Союзу-2.1в» переход на родственный РД-193 предстоит после исчерпания складского запаса НК-33. Несмотря на то, что теоретически возможно возобновить производство точных копий двигателей американской лунной программы, практического смысла в этом уже нет. Технологии не стоят на месте — 3D печать заменяет множество деталей одной, а современная электроника проще и надежней

«гидравлической логической машины»

, открывавшей и закрывавшей клапаны при запуске двигателя F-1. Но прямые потомки легендарных лунных двигателей вполне могут вернуться к активной жизни, если окажутся подходящими для будущих задач.

Пламенный мотор Сатурна-5 / Хабр

Так 16 июля 1969 в 13:32 по Гринвичу (UTC) начинался «маленький шаг для одного человека». Ракету с начальной массой 2 725 т подняли на высоту 67 км и разогнали до 2.75 км/сек пять двигателей 1-й ступени F-1 c тягой по 690 т на уровне Земли. Это — до сих пор самый мощный мотор в истории, т.к. советский РД-170 с тягой 740 т представляет собой четверку ЖРД в одной «упряжке». Массовое помешательство на отрицании лунных полетов, среди прочего, выражается в попытках оспорить существование F-1 или занизить его показатели.

Одно из таких исследований, если можно так назвать натяжку фактов на фантазии, принадлежит Геннадию Ивченкову с его статьей «Оценка характеристик F-1, основанная на анализе теплообмена и прочности трубчатой рубашки охлаждения» www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf. Будучи к.т.н.-ом, изучавшим ракетные двигатели в бытность студентом и аспирантом МВТУ, он написал на первый взгляд серьезную работу, имея целью доказать, что главный мотор Сатурна-5 не мог развивать тягу выше 500 тонн. Отсюда следовало бы, что Аполлоны 8,10,11,12,13,14,15,16,17 к Луне не летали, а нога человека не ступала на ее пыльную поверхность. Но эта попытка притянуть реальность за уши к желаемому выводу, как и все остальные плоды лунной паранойи, оказалась безуспешной. Ниже статья www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf подвергнута критическому анализу и всюду, где прямо не сказано иное, речь будет идти только о ней.

На стр. 1 автор демонстрирует свою предубежденность, которая задает тон публикации. «Первыми этот вопрос подняли сами американцы почти сразу после полетов “Аполлонов”. За последующие годы вскрылось большое количество прямых и косвенных свидетельств о том, что, как минимум часть из этих полетов была действительно инсценирована«. Автор дает понять читателю, что «сами американцы» были серьезными специалистами. Об отцах-основателях секты луноборцев — Кэйсинге и Рене можно прочитать в статье geektimes.ru/post/285236. Специалистами эти «сами американцы» были не то, что не совсем серьезными, а вовсе никакими!

На фоне других «разоблачителей», включая д.ф.-м.н. А.И. Попова (ему уделено внимание в статье geektimes.ru/post/274384), Геннадий Ивченков выглядит предпочтительней. Однако, его апломб эксперта при ближайшем рассмотрении не подтверждается. Как все луноборцы автор строит возражения на собственных ошибках и фактах, которые ему — Ивченкову непонятны. Как обычно, это наукообразное мессиво пропитано антиамериканизмом и приправлено публицистическим сарказмом.

На стр. 2 автор пишет. «Сейчас же накопилась своеобразная “критическая масса” свидетельств, включая те же фото и киноматериалы, рассказы астронавтов, якобы лунные камни, вызывающие удивление у исследователей, и несоответствий (и явныx глупостей) в конструкциях “Сатурна-5”, его двигателей, корабля “Аполлон” и посадочного модуля.» На самом деле в Сети накопился огромный массив квазинаучных измышлений, которые миллионы профанов принимают за твердые доказательства того, что «американцы не летали на Луну».

«В частности, кто догадался спроектировать служебный модуль “Аполлона” из секторов (как дольки апельсина) и сделать в служебном отсеке большой (50 градусов по окружности) продольный резервный отсек, который для баланса центра тяжести должен быть загружен балластом(??!!)?» Автор возмущен тем, что он — Ивченков, никогда не занимавшийся проектированием космических и других машин, не понимает технические решения, заложенные в Аполлоне? Три вопросительных и два восклицательных знака усиливают этот нелепый пафос.

И далее. «Кто догадался поставить туда избыточный по размерам и весу двигатель AJ-10-137 тягой 11 тонн, когда сами американцы пишут, что он был в два раза больше, чем необходимо, в то время как более подходящий двигатель был (AJ-10, тягой 5 тонн) и весил на 200 кг меньше? Ракетные двигатели с их проблемами — это только часть вопроса

Согласно данным из epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/obl.html, тяга AJ-10-137 была несколько меньше — 9.76 т, а некоторые источники дают 9.3 т. Следуя Википедии автор утверждает, что тяга была вдвое больше, чем необходимо для выхода на окололунную орбиту. Очевидно, что для корабля с начальной массой больше 43 т лишние 200 кг веса ЖРД проблемой не являются. Примерно такую массу имел луномобиль, который возили с собой Аполлоны 15,16 и 17. Даже если эта избыточная тяга была не нужна, то данный факт не служит основанием для заявления о том, что «Ракетные двигатели с их проблемами — это только часть вопроса.» Как будет показано в дальнейшем эти проблемы — в голове у автора!

В англоязычной Википедии, на которую ссылается «эксперт по ЖРД» (стр. 3) en.wikipedia.org/wiki/Apollo_Command/Service_Module дано такое объяснение. Первоначальный профиль миссии предполагал посадку на Луну всего корабля Аполлон, поэтому двигатель проектировали с большей тягой. На момент, когда профиль изменили, работа над AJ-10-137 уже кипела, а графики лунной программы были очень жесткими. Но я думаю, что двигатель с запасом тяги поставили на Аполлон сознательно, т.к. главным приоритетом была надежность, а не оптимизация. Как это принято у луноборцев, Ивченков цепляется к мелочам, пытаясь раздувать из них принципиальные проблемы.


Двигатели F-1, которых «не было» (без сопловых насадков, которые крепились на готовую ракету)

Дальше на стр. 3 он утверждает. «В частности «трубчато–струйная» камера сгорания (далее КС) принципиально не могла обеспечить заявленное давление и тягу двигателей F-1. Это подробно показано в работе А. Велюрова.» Ниже будет показано совсем другое. А именно, что аргументы Ивченкова не выдерживают критики. Об этом виртуальном луноборце можно почитать apollofacts.wikidot.com/hoax:people-velyurov. Чтобы составить собственное мнение хватило беглого взгляда на статью free-inform.narod.ru/pepelaz/pepelaz-1.htm. Вот показательный фрагмент из этой буффонады.

«Зато второй полет 5 июля 1966г. был орбитальным! Американцы пишут, что целью миссии AS-203 было изучение «поведение жидкого водорода в невесомости». И не смотря как обычно на мелкие пустяки, полет прошел успешно… А вот ежегодник Большой Советской Энциклопедии (БСЭ) (3) за 1967г описывает результаты так:

«Последняя ступень (ракета S-4B) экспериментальной ракеты-носителя «Сатурн IB» SA-203 выведена на орбиту с не полностью израсходованным топливом. Основные задачи запуска — изучение поведения жидкого водорода в состоянии невесомости и испытания системы, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕЙ ПОВТОРНОЕ ВКЛЮЧЕНИЕ основного двигателя ступени. После проведения запланированных экспериментов в системе отвода паров водорода из бака были закрыты клапаны, и в результате повышения давления ступень ВЗОРВАЛАСЬ на седьмом витке».

«При этом ступень SA-203 разлетелась на 37 фрагментов! (2) Можно поздравить НАСА с успешным выполнением программы полета, почти как пелось в известной песне: за исключеньем пустяка, — сгорел ваш дом с конюшней вместе, когда пылало все поместье… А в остальном прекрасная маркиза, все хорошо, все хорошо!».

Ежегодник Большой Советской Энциклопедии за 1967 действительно так писал istmat.info/files/uploads/22100/17_str_496-540_nauka_i_tehnika_chast1.pdf. Но если прочитать это в оригинале, без комментариев Велюрова и истерически кричащих выделений цветом и размером, то станет ясно, что никакой аварии на самом деле не было. Ступень взорвали преднамеренно! Возможно из соображений секретности, чтобы она как-нибудь не досталась русским. Кто и как посчитал фрагменты? На этом риторическом вопросе мы с Велюровым расстанемся, вернувшись к Ивченкову на стр. 3.

«Кроме того, согласно приведённым в американских «рекламках» данным о ракете “Сатурн-5”, ее первая ступень является лучшей первой ступенью «для всех времен и народов». У нее 5 самых надежных и мощных в мире двигателей F-1 и, кроме того, ее весовое совершенство (отношение веса заправленной ступени к весу пустой ступени) – самое лучшее и непревзойденное до сих пор! Оно (опять же, согласно американским «рекламкам») составляет аж 17,5! В то время, как эта величина у 1-й ступени Н-1 была равна 14,4, у Протона — 15, у 2-й ступени Союза — 15,2, у Атласа II – 16, у Шаттла (если прибавить к весу бака вес двигателей и двигательного отсека) – 17 (для самой последней модификации).«

А собственно чему так удивляется «эксперт по ЖРД»? Тот факт, что отношение веса заправленной 1-й ступени Сатурна-5 к весу пустой является наибольшим естественно вытекает из того, что эта ракета была и остается самой большой из всех когда-либо летавших. Масса тонкостенной оболочки, каковой является ракета, пропорциональна квадрату, а масса топлива пропорциональна кубу ее линейного размера. Поэтому их отношение растет по мере возрастания размеров. Разумеется, это суждение не стоит воспринимать буквально, т.к. в реальности есть много других факторов. Но в целом оно объясняет ту особенность Сатурна-5, к которой прицепился Ивченков.


Главный мотор Сатурна-5 (с сопловым насадком)

Внутренние поверхности камеры сгорания и сопла F-1 были выполнены из продольных трубок, по которым протекало 70% керосина перед подачей в форсуночную головку, обеспечивая таким образом охлаждение. На снимке трубки хорошо видны — они направлены сверху-вниз. Сопловый насадок (заканчивается немного выше девушки) охлаждается потоком газов из выхлопа турбины топливопривода с температурой около 920 K, что намного ниже температуры в камере сгорания (около 3 500 К). Магистраль подачи выхлопных газов выглядит на фото, как толстый рукав, охватывающих сопловый насадок. Трубки охлаждения были изготовлены из жаропрочного, никелевого сплава Inconel X-750. Основным содержанием www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf является попытка доказать, что трубки из этого сплава не могли работать под давлением в камере F-1 (70 атм).

Стоит заметить, что некоторые источники указывают меньшее давление, например 63 — 65 атм epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/1-1.html. Там же дана температура 3 273 К, что несколько ниже того, чем пользуется Ивченков. Учитывая, что он «балансирует на краю», эти отличия существенны. Но мы будем использовать данные автора, т.к. они не помешают доказать несостоятельность его фантазий.

Автор сравнивает F-1 с H-1, который представлял собой уменьшенную копию, но с трубками охлаждения из нержавеющей стали 347. Сопоставляя свойства этих материалов и характеристики моторов Ивченков, как ему кажется, доказал, что F-1 не мог иметь тягу выше 500 т. На стр. 13 он пишет. «Проблемы со сплавами, подобными Inconel X-750 были подробно и высокопрофессионально описаны С. Покровским«. Покровский — это авторитетный среди луноборцев, ныне покойный конспиролог, написавший статью www.manonmoon.ru/addon/22/inkonel.doc.

То, что в ней сказано по поводу сплава Inconel X-750, на первый взгляд выглядит очень солидно с точки зрения физики твердого тела и металлургии. Но на стр. 2 своей статьи Покровский пишет «Так получилось, что автор данной работы — лазерщик, которому в своей лабораторной практике приходилось для текущих нужд практически оценивать поглощательную способность металлов на длине волны 1 мкм, приблизительно соответствующей спектральному максимуму излучения газов камеры сгорания Ф-1.» Таким образом, специалистом в данных областях он не являлся. Покровский сосредоточился на том, что ему было близко — на взаимодействии трубок из X-750 и припоя с излучением раскаленного газа.

На стр. 1 своей статьи он пишет. «Двигатель Ф-1 был построен по традиционной к тому времени схеме с охлаждаемой камерой сгорания из спаянных между собой трубок. Это решение – было как бы простым масштабированием достаточно отработанной схемы. Все верно, но дальше начинается безграмотная чепуха. «Но не все в нем допускало простое масштабирование. Рост размеров камеры сгорания в первом приближении пропорционально кубу линейных размеров, — ведет к такому же увеличению объема горячих излучающих газов. Площадь поверхности, воспринимающей излучение, — растет как квадрат линейных размеров. Таким образом, удельный поток лучистой энергии на поверхность стенки камеры с ростом размеров возрастает

Мощность излучения черного тела определяется площадью его поверхности и температурой, но отнюдь не объемом. Поэтому излучение на стенки камеры происходит не из всего объема газа, а только с внешней поверхности газового сгустка. Внутри же имеет место переизлучение — атомы поглощают и испускают фотоны с равными вероятностями, что отвечает термодинамическому (квази)равновесию. Согласно закону Стефана-Больцмана, при росте размеров камеры сгорания плотность потока излучения не изменится, будучи пропорциональной 4-й степени температуры. Если температура в F-1 была такая же, как в Н-1, то и поток лучистой энергии на стенки камеры был той же плотности.

В этом месте специалист по лазерам продемонстрировал не только апломб эксперта, но и незнание термодинамики излучения. Что привело его к грубой ошибке на стр.5 Вт/см2. Это типичные масштабы лазерного воздействия.»

Здесь утверждается, что плотность потока излучения с поверхности газового сгустка на стенки камеры сгорания превышает . Но при температуре 3 500 К интенсивность чернотельного излучения равна

Как видно, она была завышена Покровским более, чем в 10 раз. Таким образом, «высокопрофессиональные» претензии к двигателю F-1 основаны на его собственных ошибках. Все как всегда у конспирологов! Вернемся к статье Ивченкова

www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf

.


Двигатель H-1, младший брат F-1

От стр. 4 до стр. 32 автор обсуждает устройство двигателя F-1 и сравнивает его с другими, но доказательства невозможности откладывает «на потом», ограничиваясь оценочными, категоричными суждениями.

На стр. 12 — 15 Ивченков приводит доводы в пользу того, что трубки охлаждения из сплава Inconel X-750 подвергались отжигу, в результате чего они приобретали предел упругости в 2 400 кг/кв.см ( МПа). В сущности это — лишь правдоподобные догадки. Единственный аргумент, который можно считать доказательством, предъявлен на стр. 15. «То, что материал трубок подвергался отжигу, а не термической закалке, полностью подтверждается снимками F-1 “со дна моря” (рис. 2 и 3), на которых видно, что трубки погнуты (то есть материал – пластичный.) Если бы они были подвергнуты термической закалке, то они не гнулись бы, а ломались (попробуйте погнуть пружину).» Но на рис. 3 трубок нет вообще, а на рис. 2 они выглядят скорей изломанными, чем погнутыми. На мой взгляд гипотеза о том, что «материал трубок подвергался отжигу, а не термической закалке«, этой фотографией не подтверждается. Более того — на ней явно запечатлен не F-1! Но даже если верно то, что предел упругости был равен 240 МПа, то и в этом случае доводы автора основаны на произвольных допущениях (см. ниже).

На стр. 15 Ивченков пишет. «Кроме того, особенности Inconel X-750 могут вызвать проблемы при кратковременном нагреве под давлением (в частности, при работе F-1.) При этом на огневой поверхности трубки начинается кристаллизация с некоторым упрочнением и, главное, повышением твердости и, соответственно, хрупкости, в то время как внутренние слои огневой стенки и другая стенка этому не подвержены. Давление в трубках повышается и идет пластическая деформация, на хрупкой поверхности могут появиться трещины

Но откуда автору известно, что при работе F-1 могут возникать эти проблемы? Допустим, что часть трубки, находящаяся в контакте с раскаленным газом, становится более твердой и хрупкой. При отсутствии деформаций это никак себя не проявит, а откуда взяться деформациям? Давление в 70 атм на 2 порядка меньше, чем предел упругости. Ивченков пишет, как о факте, что идет пластическая деформация, хотя на самом деле это лишь предположение. Видимо он считает, что неравномерная перестройка кристаллической структуры сплава вызовет изгибания трубки. Учитывая, что автор не является специалистом в физике твердого тела и металлургии, нет оснований доверять этим фантазиям.

Стоит также обратить внимание на слово «могут». Могут — это не значит, что появятся, учитывая краткость жизненного цикла F-1 (меньше 3 мин). Более того, на стр. 13 автор утверждает прямо противоположное. «Повышение yield strength при 1200-1300 F объясняется началом кристаллизации при эксплуатации сплава на данных температурах. Это не происходит при кратковременном воздействии таких температур (при кратковременном нагреве, например, в течение 168 сек работы F-1), так как процесс полной реструктуризации сплава идет медленно и занимает часы«. Геннадий Ивченков противоречит сам себе, как часто бывает с луноборцами.

Дальше на стр. 15 автор еще раз формулирует свои фантазии, придав им форму твердо установленного факта. «Получается, что Inconel X-750 — материал проблемный, в частности, из-за возможности неконтролируемой реструктуризации во время эксплуатации«. Прием из арсенала конспирологов: порассуждав о том, что, как им кажется, могло бы иметь место, закончить категоричным выводом том, что так оно в реальности и было ))


Останки двигателя, который Ивченков называет F-1 (сравните с фотографией, где девушка)

На стр. 16 Ивченков пишет об еще одной, по его мнению, фатальной проблеме двигателя F-1. «Кроме того, при отработке двигателя Н-1 возникли дополнительные проблемы, связанные с взаимодействием никелевых сплавов с керосином RP-1«. Дальше он цитирует фрагмент на английском из архива NASA, где сказано о том, что специалисты подозревали (suspected) возможность химической реакции межу серой в керосине и сплавом Inconel X-750, которая могла бы привести к охрупчиванию трубок. Для исключения этой предполагаемой проблемы у вновь создаваемых H-1 их выполнили из сплава 347. Судя по тому, что слово «исправление» (fix) взято в кавычки, это было сделано из предосторожности, а не потому, что наблюдались реальные последствия реакции c керосином PR-1.

По-видимому в дальнейшем выяснилось, что эти опасения преувеличены и Inconel X-750 использовался в F-1. Но автор уверенно пишет о том, что серьезные проблемы были и перекочевали с «исправленного» Н-1 в двигатель F-1 (стр. 16). «Возникает вопрос, а как же с трубками из никелевого сплава в F-1? Ведь керосин RP-1 – тот же, сплав Inconel X750 – с большим содержанием никеля (70%), а температура и давление у F-1 выше, чем у Н-1«. Ставить вопросы луноборцы мастера, только искать ответы им не хочется, поэтому предпочитают те, что отвечают их «разоблачениям». А между тем, кроме реакции сплавления никеля с серой , идущей при температуре около 1200 К, реакция окисления при 900 — 1100 К выводит серу из металла. Не потому ли Rocketdyne вернулась к сплаву Inconel X-750, разрабатывая F-1?

Но Ивченков вопросами себя не затрудняет, ибо он «знает» точные ответы! Последний абзац на стр. 16. «Этот фактор, вместе с неконтролируемой кристаллизацией жаропрочных никелевых сплавов типа Inconel, ставит вопрос о возможности применения никелевых сплавов для огневых стенок КС, работающих на керосине. Вывод здесь однозначный – никелевые сплавы не могут (и не могли) быть материалом трубок охлаждения при заявленных для F-1 характеристиках.» Вот так, сначала «ставит вопрос» и сразу «Вывод здесь однозначный» )) Но, как показано выше, он далеко не однозначный, а скорее за уши притянутый к мифу о лунной афере.

На стр. 18 автор заявляет. «Стенки трубок рубашки охлаждения имеют толщину в доли миллиметра, например, толщина стенок трубок у Н-1 составляет 0,25 мм. В литературе указана толщина трубок F-1 в 0.457 мм, достоверность чего вызывает большие сомнения, так как такая толщина стенок совершенно не проходит по требованиям к охлаждению (это будет показано далее).» В оценках толщины стенок трубок Ивченков опирался на свои фантазии (см. ниже).

На стр. 21 — 22 автор считает трубки охлаждения, силясь найти противоречие и в этом. «Таким образом, в случае одинарного слоя, количество трубок после раздвоения (сопло от степени расширения 1/3 до 1/10) должно быть равным 356. Теперь взглянем на фото сопла F-1 на дне моря (рис.2), сделанное экспедицией Джефа Безоса. На фото можно насчитать 178 трубок расположенных ниже сечения 1/3 (просматривается до сечения 1/8, далее трубки смяты и погнуты). И сколько же трубок на самом деле и каков их реальный диаметр? В то же время на снимках NASA (Rocketdyne) четко можно насчитать 178 трубок, уложенных в один слой и раздваивающихся на 356 ниже сечения 1/36«.

Снимок Джефа Безоса, о котором идет речь, можно увидеть выше (останки на дне моря). Я лично не смог насчитать на обломке сопла больше, чем 60 трубок. Кроме того, нижняя часть этого обломка совершенно не похожа на F-1. Число поперечных (разорванных) колец явно не превышает 9. На снимке с девушкой видно, что таких колец было гораздо больше. Откуда вообще известно, что на этом фото изображены остатки F-1? Экспедиция Джефа Безоса находила обломки двигателей различных ракет, работая на том участке океана, над которым проходили их трассы после взлета с мыса Канаверал. Скорее всего на фото изображен обломок Н-1, которые ставили на первые модели Сатурнов в качестве бустеров. Но луноборцы выбирают из возможных объяснений только те, которые укладываются в их картину мира. Мира, в котором американцы не летали на Луну и в космосе, похоже, вовсе не были ))


Камера сгорания F-1 изнутри, видны трубки охлаждения и форсунки

Дальше, вплоть до стр. 27 Ивченков хвалит советскую технологию ракетных двигателей, основанную на использовании двойной стенки камеры сгорания, образующей рубашку охлаждения. При этом он критикует подход, избранный американцами в лунных ракетах — камера, составленная из трубок охлаждения. Вполне возможно, что все это справедливо… за одним исключением. Американская технология обеспечила меньший вес камеры сгорания и сопла, что для огромных двигателей имеет принципиальное значение. СССР так и не сумел создать ничего похожего на F-1 по размеру, пытаясь запрячь в свою ракету десятки сравнительно малых ЖРД. Итог известен — лунную гонку наша страна с треском проиграла.

Завершаются эти сравнения очередной порцией фантазий (стр. 27). «Все это говорит о том, что разработки двигателей в СССР и США шли разными путями. В то же время, практика показала, что «американская технология» является ущербной, тупиковой, не позволяющей получить удовлетворительные характеристики двигателя, такие как давление в камере (не больше 50 атм) и, соответственно, удельный импульс«. Какая практика показала? Полеты Аполлонов на Луну? Кто установил, что давление в камере F-1 было не больше 50 атм? Велюров и его последователь Ивченков? Ниже мы обсудим, как именно он оценил это давление, а пока еще одна струя желчи с ложью («горючее и окислитель») на стр. 27.

«Форсуночная головка, сделанная по «американской технологии» имеет струйные форсунки и напоминает стиральную доску с дырками (или плоскую доску с отверстиями, выполненными под углом – см. рис.11). Практика показала ущербность и этой технологии, не обеспечивающей удовлетворительный распыл и смешение компонентов. Факт применения струйных форсунок американцами, вообще-то, является странным, так как на двигателе известной им Фау-2 стояли все виды форсунок, а они выбрали наихудшие, преимуществом которых является только меньшее гидросопротивление

Слегка модифицируя заданный выше вопрос: «ущербность» этой технологии показала практика девяти пилотируемых полетов к Луне и запуска целиком станции Скайлэб? Хотя конечно, Скайлэба тоже не было, бдительных луноборцев не обманешь )) Что касается меньшего гидросопротивления «ущербных» форсунок F-1, то как раз это имело для него принципиальное значение, учитывая систему охлаждения и огромный расход топлива. Чуть забегая вперед заметим, что проблема с повышенной тепловой нагрузкой на трубки в двигателе F-1 по сравнению с Н-1, которую по Ивченкову можно было решить только за счет истончения стенок до неприемлемых по прочности 0.2 мм, решалась как раз за счет ускоренной циркуляции керосина в системе охлаждения. С форсунками другого типа это бы, вероятно, не сработало.


Орбитальная станция Скайлэб изнутри,… которой тоже не было

На стр. 33 автор переходит к оценке тепловой нагрузки на трубки охлаждения. Он берет за основу эмпирическую формулу из теплотехники, описывающую теплообмен между потоком газа и стенкой трубы, и применяет для сравнения коэффициентов теплообмена и между раскаленным газом и стенками камеры сгорания для двигателей F-1 и H-1 соответственно, так что:

(*)

где — давление в камере сгорания и — ее диаметр. Отсюда автор получает, что отношение находится в диапазоне 1.22 — 1.29. Как всегда бывает при «разоблачениях», это отношение завышено. Если принять давление в камере F-1 65 атм и считать, что , то получится . Учитывая, что формула (*) является эмпирической, а камера сгорания не является трубой, различие в коэффициентах теплообмена, по-видимому, близко к методической погрешности вычислений. Как обычно луноборцы балансируют на краю, пытаясь натянуть числовые данные на домыслы.

Но предположим, что оценка , которой оперирует в дальнейшем Ивченков, верна. Пусть — температура газа в камере сгорания (3 500 К), — температура поверхности стенки трубки, соприкасающейся с этим газом, — температура поверхности стенки, соприкасающейся с охладителем (керосином), и — плотности потоков тепла (Вт/кв.м) из газа в стенку трубки и через стенку в охладитель. Тогда

и (**)

где — коэффициент теплопроводности и — толщина стенки. Автор считает, что K. При той же разности величина для двигателя F-1 будет в 1.22 раза больше, чем для H-1. На стр. 34 отсюда делается ложный вывод о том, что для сохранения теплового потока неизменным достаточно было бы повысить с 1000 К до 1220 К. Из (**) следует, что за счет этого уменьшился бы не в 1.22, а только в 1.1 раза.

Чтобы сохранить «пропускную способность» стенки трубки, считая неизменной (1000 К), автор предлагает уменьшить толщину стенки в 1.22 раза. Но что произойдет, если не уменьшится, а увеличится с 0.254 мм в двигателе H-1 до 0.457 мм в F-1? Последнее значение Ивченков объявил плодом фантазии Technical Writer-ов, но именно его указывает NASA для F-1. В таком случае уменьшится в 1.8 раза. При этом мы предположили, что поток увеличился в 1.22 раза. В таком режиме, разумеется, система охлаждения работать не смогла бы.

Легко проверить, что тепловые потоки из газа в стенку и через стенку в охладитель будут динамические уравновешены (т.е. ), если K и K. Таким мог бы быть режим работы F-1 в предположении , если бы двигатель H-1 работал в режиме K и K. В этом случае температура керосина выше точки замерзания. Пониженную температуру охладителя в F-1 можно было обеспечить за счет большей скорости его прокачки через трубки. Температура 1 300 К, вероятно, была приемлемой для сплава Inconel X-750 с температурой плавления около 1 700 К, учитывая малую длительность работы двигателя (~165 сек). А также тот факт, что только огневая поверхность стенки была бы нагрета до 1 450 К, а внутри нее температура падала бы до 300 К на холодной поверхности (автор принимает K, что видно из расчета на стр. 35, где он получает К).

Нетрудно придумать еще более реалистичные режимы для систем охлаждения F-1 и H-1 при том же предположении о коэффициентах теплообмена. Например, для F-1 пусть K и K, а для H-1 пусть K и К. Температура огневой стенки 1 145 К для трубки из Inconel X-750, работающей меньше 3-х минут, явно не является большой проблемой. Разница температур охладителей всего лишь 85 К. Поскольку суть средние по системе охлаждения, эти температуры и не должны иметь «комнатные» значения вблизи 300 К, которые предполагались выше. Стоит также заметить, что при температурах свыше 1 000 К теплопроводность сплава Inconel X-750 несколько выше, чем у стали 347. Хотя различие невелико, в 1.1 — 1.2 раза, это дополнительно усиливает позицию двигателя F-1 в «соревновании» с Н-1.


Первая ступень Сатурна-5. Сопловые насадки сняты

До стр. 47 Ивченков мусолит тему якобы слишком тонких стенок, словно упиваясь свои «открытием». На стр. 47. «Подобные расчеты (конечно, более детальные, включая компьютерное моделирование) наверняка проводили американцы в процессе проектирования и получили вполне реальную величину рабочего давления в 46–50 атм и тягу двигателя порядка 450 тонн. Как они дальше пытались форсировать F-1 до 70 атм и 690 тонн и что из этого получилось – это большой секрет компании “Рокетдайн” (Rocketdyne)«. Откуда все это известно Ивченкову? Вопрос риторический — он самозабвенно фантазирует ))

На стр. 48 «Отличие конструкции двигателей, вытащенных со дна моря Джефом Безосом от представленных в перечисленных в статье источниках от NASA» выделено жирным шрифтом. Выше уже было сказано о том, что на снимке, который имеет ввиду автор (двигатель на морском дне) почти наверняка запечатлен H-1.

На стр. 49 — 53 автор пытается придраться к системе подачи выхлопных газов в сопловой насадок. Ничего серьезного он вроде бы здесь не выдумал. Доказывает, что советские ЖРД были лучшими, а у американцев вообще идей хороших не было. Кто бы с этим спорил? Россия — родина слонов.

На стр. 56 — 58 Ивченков пишет чепуху о том, что двигатель F-1 в полете горел (фото в начале статьи). Но если он горел, поскольку где-то прогорели трубки охлаждения с керосином, то почему так симметрично?

Столь эффектное расширение факела было связано, очевидно, с падением давления атмосферы при подъеме ракеты. Внешнее давление снижалось, поэтому огненный сгусток, вылетающий из сопла, радиально расширялся. Жутковатый выброс пламени выше уровня сопел объясняется подъемом части раскаленных газов в пустое пространство двигательного отсека. Этому не стоит удивляться, т.к. при пересечении факелов из различных двигателей (всего их было 5) неизбежно появляются частицы пламени, имеющие импульс по движению ракеты. Они-то и врываются в пустоты двигательного отсека, покидая его затем через отверстия в корпусе ракеты (на фото выше видны 4 продольных щели ниже буквы А). В плотной атмосфере этого не происходило, поскольку такие частицы пламени быстро тормозились воздухом. А в стратосфере часть факела, говоря более простыми словами, засасывало в пустое пространство двигательного отсека. И Сатурн-5 раскрывался огненным цветком во всем своем великолепии!

Это была потрясающая ракета, плод технического гения Вернера Фон Брауна, а также огромного труда немецких и американских инженеров. Но не стоит забывать о компании Rocketdyne, создавшей двигатель F-1, который доставил человека на Луну.

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.

в США заявили о невозможности заменить российский ракетный двигатель РД-180 до 2030 года — РТ на русском

Аналитики американского конгресса считают, что Соединённым Штатам не удастся найти альтернативу российскому ракетному двигателю РД-180 как минимум до 2030 года. По их мнению, производство похожего американского аппарата предполагает технические и плановые риски. Тем временем в Пентагоне заявляют, что к 2022 году Штатам удастся полностью «уйти от зависимости» от РД-180. Как пояснили RT эксперты, в США уже несколько лет ведутся разработки собственного двигателя, однако на данный момент достичь показателей эффективности и надёжности российского аппарата не удалось.

В исследовательской службе американского конгресса заявили, что США не смогут заменить российский ракетный двигатель РД-180 ещё как минимум десять лет. К такому выводу специалисты пришли, проанализировав состояние программы космических запусков в интересах национальной безопасности. С докладом ознакомился RT.

По мнению аналитиков, переход к альтернативному двигателю или ракете-носителю американского производства не обойдётся без технических, программных или организационных рисков. Достичь эффективности и надёжности, какими обладает РД-180, вряд ли удастся до 2030 года, считают в исследовательской службе.

«Даже в случае плавного и осуществлённого точно по графику перехода от РД-180 к другим двигателям или ракетам-носителям вполне вероятно, что показатели результативности и надёжности, достигнутые на данный момент при использовании РД-180, удастся воспроизвести лишь гораздо позднее 2030 года», — говорится в докладе.

Число успешных последовательных пусков у РД-180 с 2000 года достигло примерно 81, уточняют исследователи. Они совершались в области гражданской и коммерческой космонавтики, а также в сфере обеспечения национальной безопасности Штатов.

Напомним, что РД-180 производит научно-производственное объединение «Энергомаш». Соединённые Штаты используют российский двигатель для разгона первой ступени одноразовой двухступенчатой ракеты-носителя Atlas V, которая выводит в космос военные спутники ВВС США и научно-исследовательские аппараты NASA. Впервые договор о поставках аппарата был заключён ещё в 1997 году, а затем неоднократно продлевался. В 2016 году сенат США согласовал закупку 18 ракетных двигателей до 2022 года.

Однако по окончании этого срока Вашингтон планирует отказаться от РД-180. В апреле прошлого года об этом заявил глава космического командования ВВС США Джон Реймонд.

«Наша стратегия по запускам работает. У нас 76 из 76 удачных запусков. На 24% сокращены затраты с 2012 года. Мы движемся в рамках намеченного плана в вопросе ухода от зависимости от РД-180», — сказал он.

Также по теме


«Самый мощный в мире»: какими характеристиками будет обладать новый российский ракетный двигатель РД-171МВ

В России началось производство опытных образцов новых ракетных двигателей РД-171МВ, которые считаются самыми мощными в мире….

Более того, в 2019 году Пентагон ввёл запрет на сотрудничество с Россией и рядом других стран при космических пусках. Ограничения распространяются в отношении спутников, а также пусковых установок для их запуска. Решение военного ведомства вступит в силу 31 декабря 2022 года.  

В «Роскосмосе» такой шаг назвали недобросовестной конкуренцией. По мнению госкорпорации, власти США разрушают двусторонние отношения стран в космической отрасли и лишают американские компании возможности работать с РФ.

«Фактически это попытка лишить американских производителей возможности работать с российской ракетно-космической отраслью, искусственно ограничить использование российских средств выведения на международном рынке. Пентагон хочет разрушить то, что с таким трудом создано и поддерживается в российско-американских отношениях в области космоса», — сообщается в заявлении «Роскосмоса».

Впрочем, в исследовательской службе конгресса подчёркивают, что ВВС США предвидят ряд серьёзных проблем, связанных с отказом от российских двигателей и переходом к конкурентному рынку космических запусков. В частности, речь идёт о недавнем решении предприятия United Launch Alliance вывести из эксплуатации ракету-носитель Delta IV Medium. Её использовали для запусков самых тяжёлых военных спутников. Опасения вызывает и тот факт, что теперь единственным поставщиком, отвечающим требованиям нацбезопасности, остаётся компания SpaceX. Кроме того, ограничения на закупку РД-180, действующие во время переходного периода, могут затронуть график пусков Atlas V.

Как пояснил RT руководитель Института космической политики Иван Моисеев, на данный момент в мире нет аналогов российскому РД-180. Он отметил, что решение Вашингтона отказаться от двигателя в дальнейшем, скорее всего, окажется невыгодным.

«РД-180 — очень хороший двигатель, он в своём классе тяжёлых двигателей «кислород — керосин» является лучшим в настоящий момент. РД-180 стал основателем целого семейства двигателей, которые сейчас активно используются у нас и продаются в Штаты. Для американцев было бы выгодно строить свои новые ракеты также на базе нашего двигателя», — считает Моисеев.

По его мнению, имеющихся у США запасов РД-180 может хватить на запуски как раз до 2030 года. По данным НПО «Энергомаш», в прошлом году американской стороне было передано шесть двигателей. Кроме того, шесть двигателей РД-180 планируется отправить в США в 2020 году.

Американские специалисты принимали участие в создании РД-180 в 1990-е годы и даже получили часть документов, но разработать собственный двигатель с такими же характеристиками им не удалось, рассказал военный эксперт Алексей Леонков.

«Американский двигатель проигрывал российскому по многим показателям примерно в два раза», — добавил он.

При этом Леонков напомнил, что в последние годы Штаты уже несколько раз заявляли о планах отказаться от РД-180, но этого так и не произошло.

«США это решение принимали и раньше, планировали отказать к 2018 году, потом к 2019, 2020, а теперь к 2022-му. Цифра всё время смещается в надежде, что у них появится свой достаточно дешёвый и надёжный аналог. Сроки проходят, а без наших двигателей никуда. Посмотрим, что будет на этот раз», — сказал эксперт.

  • Здание Пентагона
  • AFP

Политическое решение 

Поиск альтернативы РД-180 начался в США в 2015 году, пишут аналитики конгресса. Поводом для активизации процесса послужила реакция Москвы на американские санкции после событий на Украине.  

«Негативная реакция России на санкции, введённые США в 2014 году в связи с её действиями на Украине, усугубила и без того серьёзную проблему и усилила давно укоренившуюся внутреннюю обеспокоенность по поводу зависимости США от российского ракетного двигателя (РД-180), которым оснащена одна из основных ракет, используемых для критических важных космических запусков, осуществляемых в интересах национальной безопасности», — сообщается в материале.

Напомним, Вашингтон ограничил сотрудничество с Москвой из-за конфликта на юго-востоке Украины и воссоединения Крыма с РФ.

Как указывают исследователи, после якобы «нападения» России на Украину Соединённые Штаты ввели санкции против ряда российских физических и юридических лиц, включая главу «Роскосмоса» Дмитрия Рогозина.

Также по теме


«Главные соперники»: в США заявили о «планах» России и Китая использовать космос в военных операциях

Главную угрозу для сил США в космосе представляют Россия и Китай, говорится в аналитическом материале Института стратегических…

В ответ в РФ заявили о возможной отмене поставок РД-180. В докладе приводится цитата гендиректора госкорпорации о том, что Москва не сможет поставлять двигатели в США, если не получит гарантии, что они используются исключительно в гражданских целях. Такая реакция вызвала беспокойство в экспертных кругах.

«У многих наблюдателей нарастала обеспокоенность тем, что Россия могла внезапно ввести полный запрет на экспорт данного двигателя в США или же в некоторой степени ограничить экспорт продукции военного назначения», — отмечают сотрудники исследовательской службы.

Примечательно, что в 2014 году США попытались ввести запрет на закупку РД-180, но вскоре отказались от этой идеи, потому что не смогли найти замену. Бывший астронавт, член комитета сената по делам вооружённых сил Билл Нельсон пояснил, что поспешный отказ от российского двигателя способен поставить под удар национальную безопасность Соединённых Штатов. 

В том же 2014 году Пентагон сформировал комиссию, чтобы решить вопрос о возможной утрате РД-180, подчёркивается в докладе. Та порекомендовала не организовывать совместное производство аппарата в США, а потратить $141 млн на разработку нового американского двигателя к 2022 году.

Как стало известно ранее, ВВС США опубликовали тендер на разработку систем, которые обеспечат стране гарантированный доступ в космос и позволят отказаться от РД-180 «несоюзнического производства».

По мнению Ивана Моисеева, отказ США от РД-180 — это политическое решение. Похожий метод Вашингтон использовал во времена холодной войны.

«Отказ Пентагона сотрудничать с фирмами, которые работают по контракту с Россией, является следствием напряжённой обстановки между двумя государствами, результатом санкций. Здесь есть политическая составляющая. Это уже было во времена СССР, когда США запретили поставку в Советский Союз своих спутников и любых других, где есть американские комплектующие. До 1995 года мы фактически не занимались коммерцией в космосе», — сказал собеседник RT.

  • Сотрудники во время сборки ракетного двигателя РД-180
  • РИА Новости
  • © Сергей Гунеев

Неоспоримое преимущество 

В настоящий момент разработкой американской версии ракетного двигателя занимаются несколько частных компаний. Например, Blue Origin, которая принадлежит владельцу Amazon Джеффу Безосу, работает над созданием BE-4. Двигатель предназначен для ракеты-носителя Vulcan. Предполагается, что в будущем она заменит Atlas V, однако старт новой ракеты пока не был произведён. 

Разработки ведёт также SpaceX Илона Маска. Компания взяла на себя обязательство вывести на орбиту в 2020 году военный спутник AFSPC-52 при помощи тяжёлой ракеты Falcon Heavy.

Также по теме


Межпланетные амбиции: почему частные космические компании конкурируют в борьбе за сотрудничество с Пентагоном

В будущем «триллионы людей» покорят космос, убеждён миллиардер Джефф Безос, основатель компаний Amazon и Blue Origin. Он подчеркнул,…

Помимо этого SpaceX создаёт двигатель Raptor, который будет использован для ракеты Starship. По мнению Маска, изобретение его компании превзошло РД-180, так как давление в камере сгорания двигателя достигло 268,9 бар (у РД-180 — 266,7 бар).

Однако, как пояснял главный конструктор НПО «Энергомаш» Пётр Лёвочкин, сравниваемые двигатели служат для ракет с разными топливными системами. Raptor работает на кислороде и метане, а РД-180 — на кислороде и керосине. Это всё равно, что сопоставлять дизельный и бензиновый двигатели, заметил он.

«Господин Маск, не будучи техническим специалистом, не учитывает, что в двигателе РД-180 для ракеты-носителя Atlas используется совершенно другая топливная схема — «кислород — керосин», а это иные параметры работы двигателя», — прокомментировал Лёвочкин. 

Между тем Дмитрий Рогозин, комментируя высказывание Маска, заключил, что у РД-180 нет конкурентов.

«Хочу сказать, что дай бог им удачи создать двигатель лучше, чем у нас. Пока не получится, Россия в этой части номер один в мире», — сказал он.

Военный эксперт Алексей Леонков напомнил, что на сегодняшний день все американские космические программы по освоению дальнего космоса и вывода на геостационарные орбиты связаны с российскими двигателями. Этим доказывается их преимущество перед остальными аппаратами.

«Скоро в США будут запускать более дорогой BE-4 или (двигатель для. — RT) Falcon Heavy. Если бы они были выгоднее, чем российские двигатели, то американцы давно бы отказались от наших в пользу своих разработок», — заключил эксперт.

Сверхзвуковые флейты Гефеста – Наука – Коммерсантъ

Везувий в Италии — один из самых известных в мире вулканов. Сложение его конуса хорошо изучено, и многочисленные туристы осматривают кратер, прогуливаясь по самому краю кромки. Кратер представляет собой пропасть с почти вертикальными, слегка расходящимися кверху стенками. Можно взглянуть на него иначе. С точки зрения газодинамики перед нами вулканическое сопло.

Сопло — это структура, создающая струю истечения. Кратер и его канал извергают с большим давлением и температурой вулканические газы и пары, насыщенные минеральной взвесью. С такой большой плотностью энергии газ не течет пассивно и неизменно; он совершает работу. Это и образование минеральной взвеси, и взламывание пластов породы, и разброс твердого материала. При удачном стечении условий (готовый канал, слабое минеральное наполнение газов) много энергии парогазовой смеси может идти на разгон извергаемой струи.

Для этого нужна особая геометрия канала, делающая такой разгон высокоэффективным. У многих кратеров стенки почти отвесные, с расширением кверху — узкие воронки, идущие со дна кратера. Если под самым узким местом такого канала есть лежащее глубже расширение, то при достаточной энергии газов эта форма может работать соплом Лаваля, создавая сверхзвуковой поток.

Близким газодинамическим аналогом вулканического сопла выступает ракетный двигатель на твердом топливе. Температуры горения ряда твердых топлив (смесевых порохов без металлов в своем составе) невысоки, пара тысяч градусов. Их газы содержат мелкодисперсную минеральную взвесь продуктов сгорания. Очень похожую на минеральные пепловые компоненты вулканических газов, при схожих давлениях и температурах.

Канал вулкана начинается в магматическом котле. В верхней части котла иногда возникает газовая подушка, запертая кратерной пробкой. Температура смеси паров и газов достигает 1500–1800°C, давление — десятков атмосфер. По этим параметрам вулканические газы совпадают с газами ракетного двигателя с низкими температурами горения. После взрыва пробки освобожденные газы образуют поток с разгоном до сверхзвука, если есть сужение-расширение канала. Из кратера выходит сверхзвуковая струя.

Сопла бывают разными

Сопла Лаваля имеют разную геометрию, подчиняясь общему закону наличия талии. Внутреннее сужение — это возможность перехода потока в канале с дозвука в сверхзвук. В самом узком месте установится скорость звука. Разделив проточную часть на дозвуковую и сверхзвуковую.

Чем больше давление и температура перед соплом, тем больше расширяется газ и разгоняется поток. Расширение газа идет главным образом в сверхзвуковой части канала. Степень расширения — это отношение площадей выходного сечения (среза) и самого узкого (критического) сечения сопла. Например, в двигателях РД-107 и РД-108 первой ступени РН «Союз», возящей космонавтов, степень расширения 16. Для такого расширения давление в камере сгорания РД-107 держат на уровне 60 атмосфер. Что далеко не предел — в камерах бывают и две-три сотни атмосфер. Поэтому в двигателях мощных ракет самое узкое место выглядит осиной талией перед широкой юбкой сверхзвуковой части сопла.

Есть сверхзвуковые сопла с гораздо меньшим давлением. Это сопла авиационных форсажных двигателей боевых самолетов. Давление перед соплом лишь несколько атмосфер, поэтому степень его расширения невелика, порядка 2. В усиленном режиме (форсаже) перед соплом сжигают добавочные порции топлива. Газ нагревают на +1000°C, накачивая теплом. И сопло выдает усиленный сверхзвуковой поток, с ростом тяги почти вдвое. Геометрия кратера может быть близка к форме такого авиационного сопла с малым сужением и расширением. А параметры газа перед соплом двигателя схожи с вулканическими: температура 1700°C, давление 5–6 атмосфер.

Сверхзвуковые струи реальных извержений

Современные наблюдения фиксируют разные сверхзвуковые события в извержениях. Большую долю составляют ударные волны от взрывов, то есть движущиеся со сверхзвуковой скоростью колебания давления. В других случаях возникает сверхзвуковой газовый поток.

Шум его очень похож на звук авиационного форсажа и ракетного двигателя. И это не просто метафора. При извержении африканского вулкана Набро в Эритрее 12 июня 2011 года шум его струи записывался и сравнивался со звуком реактивной струи. Как пишут исследователи, «были выбраны данные испытаний реактивного двигателя самолета F/A-18E Super Hornet и ракетного двигателя GEM-60. Данные F/A-18E взяты из теста, в котором закрепленный самолет работал на форсаже, записи делались конденсаторным микрофоном Bruel and Kjaer 4938 диаметром 6,35 мм. GEM-60 — твердотопливная ракета, используемая в качестве ускорителя для ракеты-носителя Delta IV, со средней тягой в вакууме 83 тонны. Ракета имеет длину 16,2 м и сопло диаметром 1,52 м. Данные ускорителя GEM-60 записаны микрофоном GRAS 6,35 мм 40BD». Сравнение спектра звучания показало высокую степень сходства, подтверждая общую сверхзвуковую природу источника звука.

В России акустику извержений исследуют давно, на базе многочисленных камчатских вулканов; информация растет по мере наблюдений. Микробарографические данные позволили смоделировать и описать (П. П. Фирстов, 1996) динамику известного мощного извержения Шивелуча 11 ноября 1964 года. Тогда снесло больше кубического километра породы, возник кратер размером в пару километров. Автор не раз наблюдал след этого плинианского извержения в виде черно-бурого слоя пемзы шириной с ладонь, видный на стенках шурфов в десятке километров от кратера. Всякий, кто в шурф у подножий заглянет, сам наберет и подарит кому-то — пемзой оттуда орудует в бане личный состав измерительных пунктов.

Вулкан создает сопло Лаваля

Как возникнет сужение в канале вулкана, не разрушаясь при извержении? Возможно, временным ослаблением режима извержений. Сначала, при большом давлении в магматической камере, вулкан выбрасывает рыхлые раздробленные минеральные массы, слагающие его конус. Они сильнее насыщены газами, поэтому более пористые и легкие.

Если давление в камере слабеет (например, из-за прошлых извержений), выброс рыхлого материала прекращается и на конус вулкана с меньшим напором изливаются более плотные расплавы. Они отлагают прочный застывший каменный (обычно базальтовый или андезитовый) слой на рыхлом конусе. Далее питание вулкана может снова усилиться. Например, при подъеме к магматическому очагу порции расплава от субдуцирующей плиты под вулканом. Плотный лавовый пласт засыпается снова рыхлым и пористым материалом — продуктом возросшего давления в магматической камере и насыщения магмы газами.

Так внутри конуса вулкана отлагается прочный слой, образующий критическое сечение в канале вулкана. Нижние рыхлые слои могут обрушаться в пустеющую камеру, задавая дозвуковое сужение сопла (возможно, прямо в ходе извержения). А наружные рыхлые слои над прочными застывшими расплавами разбрасываются взрывами и расширяются эрозией парогазового потока, образуя сверхзвуковую часть сопла.

Время работы сопла может быть разным. Оно зависит от размеров канала, режима расхода, запаса газов в питающем очаге, температуры и давления газов, их состава, размеров магматической камеры, механизма и зональности выделения газов из магмы. В выпуске за сентябрь 2020 года «Ъ-Наука» писала о динамике дегазации магмы и механизмах обильного газоотделения из магмы на больших глубинах до 30 км, охватывающих очень большие объемы расплавов. Такие процессы играют ключевую роль в питании вулканического сопла. Объемы выделяемых газов определяют мощность и длительность работы сопла и изменение режима. На секунды и минуты поток может стать сверхзвуковым. В слабых проявлениях в кратере создается околозвуковой поток, дующий вверх по воронке несколько секунд.

Сверхзвуковой сверхвулканизм

Сверхзвуковое вулканическое сопло не обязательно круглое в сечении, оно может быть и щелевым, и трещинным

Фото: Getty Images

Чем ограничится мощность природного сопла Лаваля?

Очевидно, газ не должен взорвать конус кратера и разрушать сопло. При больших диаметрах канала газ может истекать не разрушая — был бы ему достаточный выход. Что ограничивает мощность явления в этом случае? Широкие каналы требуют большой расход газов. Насколько хватит источника, чтобы питать такое жерло? И развить в нем сверхзвуковое течение?

Вопрос расхода газов — это вопрос дегазации магмы. Чем больше объем магматического очага и насыщенность магмы газами — тем больше потенциал питания сопла. Важен механизм оперативной дегазации. Если все слагаемые велики, пределы газового питания сверхсопла просматриваются плохо, ибо объемы расплавов могут быть гигантскими. Так в прошлом могли возникать и работать сопла огромной мощности.

В ходе миллиардов лет вулканизма Земли, при масштабе и разнообразии его проявлений, природа могла создавать сверхмощные сверхзвуковые сопла в ряду столь же удивительных образований, как, например, протерозойский природный ядерный реактор в габонском Окло.

Работа вулканического сопла создает огромную реактивную силу. Она давит на вулкан с усилием в миллионы тонн, смотря по масштабу события. Под действием такой силы кратер должен оседать вниз сильнее обычного гравитационного процесса, вдавливаемый реактивной отдачей. Одновременно происходит коррекция формы чаши кратера за счет давления газов на ее поверхность.

Крупномасштабная сверхзвуковая струя способствует раннему обрушению конуса. Ее реактивная сила добавочно нагружает конус, провоцируя его провал в магматическую камеру раньше, при большем давлении в ней, делая такое обрушение более взрывообразным и динамичным.

Сверхмощные сверхзвуковые струи оставляли следы. Можно анализировать вулканические местности для поиска таких следов на окружающем рельефе. Можно попробовать найти сверхзвуковые кратерные формы, характерные сигнатуры, возникающие при воздействии реактивной силы на кратер. Газодинамический анализ кратеров обнаружит следы реактивного воздействия, ранее не открытые.

Кроме кратера, следы оставались на окружающем рельефе. Гигантская сверхзвуковая струя создавала колоссальное звуковое давление на прилегающую местность. Акустическое излучение гипотетически могло достигать плотности энергии, ровняющей ближний рельеф. Большое давление звукового поля могло, возможно, заставить катиться валуны, становящиеся в таком случае акустическими эрратическими валунами. И не обязательно вниз, но и вверх по склону. В зонах большого акустического давления может инициироваться оползневая активность на склонах, принимающих поток акустической энергии и разжижаемых вибрациями.

Человек встречал сильные акустические поля лишь в своем техническом масштабе. Максимальный уровень постоянного звука (ударные волны не в счет), созданный конструкциями человека, достигал 220 децибел при старте ракеты Saturn V. Вулканический сверхзвук мог превышать этот уровень на порядки, до многих сотен и до тысяч децибел. Моделирование воздействия вулканической сверхзвуковой струи на местность, выбор характерных картин и признаков создаст основу поиска следов этих воздействий.

На Земле, гипотетически, возникали крупномасштабные сверхзвуковые течения вулканических газов. Они оставляли специфические следы, которые могут сохраняться до наших дней и быть прочитаны, выделены в общем «шуме» воздействий на рельеф. Сверхмощные сверхзвуковые струи и их звуковые поля стоит признать отдельным фактором воздействия на местность. Возможно выделение звуковой или акустической эрозии, как комплекса специфических акустических воздействий. Поиск мощных сверхзвуковых струй прошлого можно вести по данным высокоточного картографирования, с моделированием вулканических сверхзвуковых структур. Прогнозировать остаточную морфологию после их «работы». Потребуются модели действия мощной сверхзвуковой струи на ландшафт.

Сверхзвуковой апокалипсис

Такие струи были катастрофическими событиями с непривычными факторами смертоносности. Диаметры сверхзвуковых струй могли достигать сотни метров, а может, и больше — вспомним про супервулканы. В небо на километры поднимались крупномасштабные сверхзвуковые потоки со скачками уплотнения — дисками Маха, лежавшими вертикальным слоеным столбом от кратера до облаков. Диски Маха излучали мощное акустическое поле на широкие окружающие пространства. Мгновенно погибали птицы в ближних окрестностях. За ними наземные животные. Происходило особое поражение местности — поражение звуковым полем. Иерихонская труба могла быть сверхзвуковой. Природной сверхзвуковой трубой. Вблизи она звучала смертельно — то есть никак. Время реакции человека на звук — порядка 0,12 секунды. Возле струи наблюдатель погибал раньше, чем успевал что-то услышать. Уровень шума 200 децибел для человека смертельный. Что тогда сказать об уровнях 500–800 децибел — это мгновенная смерть за доли секунды. Дальше от струи располагались нелетальные зоны звуковых контузий.

Возможно, шум такой мощности — сильнейший длительный звук, когда-либо возникавший на Земле. Звуковым полем могло ломать деревья, обрывать ветки. Катить камни. Вырывать заросли травы. Гнать воду из озер и ручьев. Делать рыхлой и быстротекучей ледниковую массу, превращая ее в сползающий сель. Он мог ползти и вверх по склону под действием сильного звукового давления.

При мощном акустическом воздействии на влажный воздух возникал плотный туман — на местность падала непроницаемая завеса. Но могло быть и ясно, смотря в какой климатической зоне и при какой погоде возникал сверхзвуковой апокалипсис. Пробивание тропопаузы вулканической струей происходило уже не тепловой энергией и архимедовой силой, а за счет кинетической энергии, являя особый, исключительный газодинамический тип проникновения в стратосферу. Столб пепла и пара мог оставаться сверхзвуковым до стратосферы. С падением плотности воздуха его тормозящее действие быстро снижалось, оставалась только гравитация. Запаса скорости хватало для кинетического прохождения стратосферы насквозь, до ионосферы. При хорошей освещенности столб крупномасштабного сверхзвукового потока виднелся за тысячу километров плотной вертикальной полосой над горизонтом. Происходил прямой газодинамический вдув в ионосферу вулканического материала — газов и паров, минеральной пыли, серной кислоты. Это изменяло ионосферу. В самых сильных сверхзвуковых извержениях поток мог достигать высот 200–300 км, с рассасыванием газовых компонент и последующим гравитационным оседанием минеральной пыли. Поднимаясь над 100-километровой линией Кармана, назначенной границей атмосферы, вулканические струи становились космическими.

Возможно, подобные картины встречал человек на своем долгом пути, на палеолитическом этапе или в более поздние времена. В человеческой культуре следы сверхзвуковых вулканических струй прямо не зафиксированы. Либо свидетели погибали в звуковом поле, хотя могли выживать с контузиями на периферии, где акустика слабела ниже смертельных уровней. Либо такие события происходили вне населенной людьми местности, в том числе до возникновения человека.

Мелкие флейты и грохот трещин

Могут существовать и мелкие формы сверхзвуковых вулканических струй. С соплами в десятки метров и метры. Важна форма, а не размер. Они работают с меньшими запасами рабочего тела в питающем резервуаре. Растет ли число природных сверхзвуковых сопел с уменьшением их размера?

Сверхзвуковое сопло к тому же не обязательно круглое в сечении. Оно может быть щелевым, но с тем же характером канала — сужением-расширением. В реактивной турбине разгон газа происходит в щелях между лопатками, со сверхзвуковым профилем щели. Щелевых сопел известно много, они есть и у авиадвигателей — например, на самолете F-22.

А у вулканов широко известен трещинный тип. Извержение происходит через трещину главного разлома — газодинамический аналог круглого кратера стратовулкана. Или систему разломов и трещин. Трещины с подходящей геометрией (сужение-расширение канала) могут сделать сжатый и нагретый газопылевой поток сверхзвуковым, работая щелевым соплом.

На местности действия таких трещин возникали сверхзвуковые заборы — плоские или изогнутые поверхности сверхзвуковых струй. Они могли располагаться как угодно — неровно, под наклоном, где усиливаясь, где ослабевая. Со временем меняя свое положение, направление и работу. Конфигурация трещин и режим подведения к ним газов варьировались.

Тут работала не только акустика. Плоские струи могут падать на близкий уступ, край разлома, течь по неровностям склона. Насыщенность газов минеральным материалом запускает сверхзвуковые пескоструйные машины, шлифующие твердые поверхности минеральным абразивом. Шлифовка газопылевым потоком сродни ледниковой штриховке твердых пород, но более растушеванная, с абразивным размывом.

Как выглядели черные или бурые сверхзвуковые стены, вдруг выраставшие на десятки и сотни метров? В них горели красным разогревом зоны скачков уплотнения. В плоской струе это уже не диски Маха, а вытянутые «доски Маха», располагавшиеся поперек плоского потока. Как грохотали эти плоские струи, могла ли их вогнутая форма фокусировать звуковое поле в каком-либо направлении, создавая направленные максимумы звукового давления? Точнее показало бы моделирование таких явлений, углубляя наше понимание. Возможно, даже до возможности услышать звучание сверхзвуковых сиринг Гефеста. Которые ждут своих исследователей и хранят для них будущие открытия.

Автор выражает искреннюю благодарность доктору физ.-мат. наук, профессору Н. М. Шапиро за ценные замечания при подготовке этого материала.

Николай Цыгикало

Сверхлегкая ракета — двигатель на батарейках

07.07.2020

В
обход идти, понятно, не очень-то легко,


довольно
неприятно и очень далеко


Айболит 66 

Продолжение, начало — статьи 1, 2, 3, 4, 5, 6

В первой, второй и третьей публикациях цикла было рассказано о
потенциальном рынке сверхлегких ракет-носителей (СЛРН). В четвертой и пятой статьях были рассмотрены некоторые
нетрадиционные решения, которые пытались применять в проектах СЛРН. В шестой статье рассмотрены широкодиапазонные
двигатели. В настоящей статье изучается вопрос замены турбонасосного агрегата
(ТНА) на электрический привод насосов (ЭН) с питанием от аккумуляторных батарей
(АКБ). Статья скучноватая, картинок мало, но полезная, ссылок много.

Зачем ракете батарейки

Единственный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с ЭН, слетавший в
космос, это Резерфорд (Rutherford) ракеты RocketLab Electron (рис.1-а). Он
оснащен раздельным приводом насосов горючего и окислителя, что позволяет гибко
дросселировать его мощность. Но такая схема не является обязательной, привод
может быть и общим (рис.1-б). Обзор ЖРД Rutherford приведен в статьях [1],[2].
Каждый ЖРД снабжен двумя гидроцилиндрами (синие на рис.1-а), которые позволяют
качать его по двум осям, обеспечивая таким образом управление ракетой. Питание
ЭН осуществляется от АКБ. Следует отметить, что АКБ давно и широко применяются
на ракетах-носителях (РН) и космических аппаратах [3],
но для питания электрических приводов насосов ЖРД они использованы на СЛРН
Electron впервые.

Рисунок 1 -
ЖРД Rutherford с индивидуальным электрическим приводом насоса окислителя и
горючего (а) и альтернативная схема с насосами на одном валу и приводом от
общего электрического двигателя

Основной причиной, почему в ракете Electron применены ЭН, является
недоступность на рынке коммерческих ТНА. Лидер в области разработки и
производства ТНА фирма Barber&Nichols [4] фактически является единственной, кто поставляет ТНА отдельно от ЖРД. Однако
она не выпускает ТНА для ЖРД малой тяги. Насосы же и высокооборотные
электрические двигатели являются серийной коммерческой продукцией, доступной на
рынке, АКБ используются особые, но они тоже серийные.

Пожалуй, единственным подходящим по размерности для СЛРН является
ТНА водородного воздушно-реактивного двигателя НК-88, устанавливавшегося в
конце 80-х годов на экспериментальный самолёт Ту-155. Данный ТНА при частоте
вращения 50 тыс. об/мин может использоваться на водородном НК-88, а при 20 тыс.
об/мин – на метановом НК-89. Ценой немалых переделок этот ТНА можно
приспособить для метанового ЖРД тягой 1,5 — 2,2 тс [5],[6].

АКБ — революция закончилась

Химические источники тока основаны на
окислительно-восстановительной реакции между элементами.

Литий-ионные батареи – лучший выбор при времени работы до 5
мин. Литий является металлом с предельными характеристиками: самой низкой
массой, самым низким электродным потенциалом (–3,05 В) и самой высокой токовой
нагрузкой (3,83 А·ч/г). Литий-ионные аккумуляторы появились
на рынке в начале 90-х годов, история их создания изложена в статье [7],
а разновидности и перспективны развития – в статье [8].
Возможность применения литий-ионных АКБ для питания ЭН ЖРД рассмотрена в работе
[9].
Показано, что необходимо учитывать одновременно два параметра: удельную емкость
E/m и
удельную мощность P/m
(m-масса
элемента). Кроме того, важен ток разрядки, т.е. то, как быстро батарея может
отдать накопленную энергию (C-rate),
т.к. вращение электродвигателя зависит от силы тока. Емкость по току измеряется
в С=ампер·час. В
настоящее время на литий-ионных серийных АКБ одновременно достигнуты E/m
=220 Вт·ч/кг и P/m=2 кВт/кг, полная картина сочетания
этих параметров представлена на рисунке 2.

Рисунок 2 — Характеристики
современных АКБ различных типов

В отдельных тестах достигнуты удельная энергоемкость литий-ионных
элементов порядка 1,5 кВт·ч/кг и рекордный ток 20
кА/кг массы электродов [10]. Их гибриды с литий-оксидными Li-Ο2
(которые сами по себе недостаточно мощные, но теоретически могут обладать
рекордной емкостью до 5 кВт·ч/кг [11])
лидируют среди перспективных аналогов по обоим параметрам [12], но внедрены они могут быть не
ранее, чем в течение 10 лет. Это связано с тем, что подача кислорода воздуха в
ячейку, содержащую легко воспламеняющийся литий, требует сложных
технологических решений, кроме того, имеются проблемы с электродами с высокой
плотностью тока. С применением новых материалов анода, например, кремния, можно
ожидать дальнейшего прогресса, однако этому препятствуют трудности: разрушение
и разуплотнение элементов кремниевого слоя, а также рост литиевых дендритов
через электролит.

На режимах высоких нагрузок литиевые батареи начинают
перегреваться. Например, на токе 15С (характерный ток разрядки АКБ в ЖРД с ЭН)
литий-ионные элементы выходят из строя за 600 с [13]. Также, в условиях стратосферы
при нагреве может закипеть растворитель электролита, т.к. ячейки не защищены от
падения давления и начинают разбухать. Безопасной считается эксплуатация АКБ
при температуре элементов ниже 100°С,
иначе могут инициироваться экзотермические реакции [14].
Максимум отдачи энергии наблюдается при температуре 35-41ºС. В сухих сборках
без принудительного охлаждения теплоотвод осуществляется медленнее в несколько
раз, поэтому высокомощные сборки элементов требуется защищать от перегрева даже
для длительности пуска 150-200 с. Ожидается, что контроль температуры батарей хладагентом
поможет на 20% повысить их энергоотдачу.

Литий-серные батареи имеют отличные показатели удельной
энергии (до 1,6 кВт·ч/кг для малых токов разряда), поэтому их
можно рассматривать при длительности работы от 10 мин. Напомним, у СЛРН
Electron время работы первой ступени – 2,5 мин, второй ступени – 6,5 мин, т.е.
применение литий-серных АКБ потребует изменения траектории выведения на более
пологую, что попутно уменьшит гравитационные потери. В литий-серных батареях
используются различные степени окисления серы в составе полисульфид-иона, что,
вероятно, позволяет достигать множества стабильных промежуточных состояний
серного электрода. Максимальный задокументированный ток разряда в лабораторных
условиях – 3С для удельной энергии порядка 1 кВт·ч/кг [15].

Другие авторы полагают, что у потенциально реализуемых изделий ток
разряда не превысит 0,2С [16]. В работе [17] для литий-серных АКБ приняты следующие параметры: 1,2 кВт/кг и 350 Вт·ч/кг, приведено их сравнение с литий-ионными и литий-ионными с
полимерным электролитом АКБ (литий-полимерных). Сделан вывод, что для
применения на СЛРН литий-серные АКБ хуже литий-полимерных.

Для литий-серных лабораторных тестовых микросборок, использующих
структурированные наноуглеродные электроды, значение удельной мощности может
достигать 10 кВт/кг, как у коммерческих суперконденсаторов, но это, как всегда
с нанотехнологиями, дело отдаленного будущего.

Другие типы АКБ – серебряно-цинковые, никель-кадмиевые и
никель-металлогидридные, литий-титанатные по отдельным характеристикам могут
превосходить литий-полимерные элементы, но по интегральным показателям уступают
им (см. рис.2).

Прекрасными разрядными характеристиками обладают АКБ на базе
титаната лития: они быстро заряжаются и дают мощную отдачу по току, что делает
привлекательным их применение в общественном транспорте. Но они очень тяжелые,
и это закрывает им путь в космос.

К литий-ионным близки и отчасти их превосходят серебряно-цинковые
элементы с емкостью до 0,22 кВт·ч/кг и током
разряда до 50C (т.е. удельной мощностью до 10 кВт/кг) [18].

Ближайшими к ним серийно выпускаемыми бюджетными элементами
являются никель-кадмиевые и никель-металлогидридные с мощностью разряда до 1
кВт/кг и удельной энергией в пределах до 0,11 кВт·ч/кг [19].

Гибрид суперконденсатора и элемента питания – «supercapattery»
с использованием наноматериалов является перспективным направлением
исследований. Сами по себе суперконденсаторы обладают максимально
возможной мощностью разряда, превосходящей все известные элементы питания, но
их удельная энергоемкость не превышает 10 Вт·ч/кг [20], что является крайне низким
показателем (см. рисунок 3).

Рисунок 3 -
Соотношение удельной емкости и удельной мощности у источников энергии различных
типов, серым показаны области преимущественного использования

Таким образом, их применение целесообразно при времени разряда в
несколько секунд, например, при страгивании с места автомобиля в городской среде
или других транспортных средств с тяжелым грузом – тепловозов, электровозов,
тягачей и т.п. На СЛРН суперконденсаторы могут быть использованы для раскрутки
ЭН при запуске ЖРД.

Представляется также целесообразным объединить АКБ и
суперконденсаторы в одну сборку. Удельная энергия таких систем в лабораторных
условиях уже достигает 200 Вт·ч/кг, а удельная мощность 3
кВт/кг [21]. При использовании ионных
жидкостей в качестве электролита уже сейчас достигнута емкость на уровне 90 Вт·ч/кг при комнатной температуре и 136 Вт·ч/кг при 80ºС [22] с перспективой увеличения до 230 Вт·ч/кг при
использовании в качестве электролита LiClO4.
Удельная мощность теоретически может достигать 10-20 кВт/кг, что выше, чем у
турбокомпрессора.

Для СЛРН гибриды суперконденсаторов с АКБ – supercapattery сегодня уже лучше литий-ионных АКБ, но эта технология
находится в самом начале пути своего развития. Кроме того, supercapattery тяготеют к периодичности
функционирования заряд/разряд.

Можно сделать заключение, что в обозримом будущем на традиционной
ракете могут быть применены только литий-ионные АКБ, причем, наиболее вероятно,
с полимерным электролитом. Не следует ожидать улучшения их характеристик более,
чем на 25%. Другие типы батарей и топливных элементов не имеют перспектив на классических
ракетах-носителях.

При этом необходимо учитывать, что масса элементов – это еще не вся
масса АКБ. Так, на гибридных автомобилях масса элементов составляет 0,55 массы
АКБ. В перспективе, с учетом возможностей новых материалов и «высоких» аэрокосмических
технологий, прогнозируется увеличение этого показателя до 0,7-0,8.

Перспективным направлением исследования являются гибриды supercapattery.

Альтернативные источники питания — а если попробовать в обход?

Как будет показано в следующей статье цикла, даже при самых
оптимистичных характеристиках АКБ, ракета с ЭН существенно уступает ракете с
ТНА по весовому совершенству. Не существует ли иных обходных путей, которые
позволили бы получать электричество на борту в количестве и с параметрами тока,
достаточными для привода ЭН?

Топливные элементы (ТЭ) фосфатных, карбонатных, щелочных
классов и твердооксидные (ТОТЭ) обладают существенно большей эквивалентной
удельной энергоемкостью по сравнение с лучшими АКБ. Как сообщает портал GasWorld [23],
дрон на топливных элементах компании MetaVista с баком жидкого водорода и
двигателем FCPM производства Intelligent Energy провел
в небе 10 часов 50 минут. Удельная энергоемкость системы составила 1865 Вт·ч/кг. Для сравнения: энергоемкость систем на основе Li-Ion аккумуляторов редко
превышает 200 Вт·ч/кг.

ТЭ не могут быть мгновенно введены в действие из-за необходимости
разогрева до температур порядка 200-1000ºС, что не является для СЛРН серьезным
недостатком. Время подготовки ракеты к старту, в любом случае, составляет
несколько часов. Большинство ТЭ требуют подачи чистого водорода, что затрудняет
их применение в ЖРД, работающих на углеводородном горючем.

К сожалению, достигнутая удельная мощность серийных ТЭ составляет
около 1 кВт/кг, максимум — 1,25 кВт/кг, т.е. существенно ниже, чем у лучших
литий-полимерных АКБ. Именно невысокая удельная мощность ограничивает
применение ТЭ на борту СЛРН.

Интересными свойствами и способностью работать не только на
водороде, но и на углеводородном горючем, высоким КПД преобразования химической энергии в электрическую обладают
ТОТЭ и родственные им протон-керамические ТЭ [24],
но они еще тяжелее обычных.

Таким образом, как и в случае литий-серных батарей, применение ТЭ
может быть обоснованным при времени работы больше 10 минут, что потребует
запуска СЛРН по пологой траектории.

Интересной идеей является прокачка водорода через протонообменную
мембрану под давлением [25],
предложенная компанией HyPoint,
что позволяет прокачивать через ТЭ в три раза больше водорода, чем в
традиционной конструкции – соответственно,  увеличивается в три раза его
удельная выходная мощность (см. рис.4).

 

Рисунок 4 -
Топливный элемент с воздушным охлаждением и принудительной прокачкой водорода
под давлением фирмы HyPoint

Глава компании Алекс Иваненко заявляет, что достигнута удельная
мощность 2 кВт/кг. Смущает только то, что компания, перебравшаяся из Сколково в
Кремниевую долину, «прославилась» тем, что совместно с небезызвестной
сколковской фирмой Бартини под камеры прессы в первом же публичном показе
отправила своё чудо техники мордой в сугроб [26].
Очевидная безграмотность конструкции беспилотника Бартини, негативная реакция
прессы и насмешки в социальных сетях вызвали специальный пресс-релиз Ассоциации
«Аэронет», смысл которого был в том, что профессионалы к этим самодельщинам
никакого отношения не имеют.

Сама же идея прокачки водорода под давлением на СЛРН может быть
вполне продуктивной, тем более что на борту есть, чем охлаждать ТЭ.

Безгенераторные ТНА в ряде случаев могут быть альтернативой
ЭН на АКБ. В безгенераторных водородных ЖРД рекордная энергия теплоотведения
водорода, получаемая при охлаждении камеры сгорания и сопла, достаточна для привода
турбины ТНА даже на ЖРД малой тяги. Низкие давления и температура перед
турбиной позволяют выполнить её конструкцию надежной и легкой.

Так, в КБХА были разработаны безгенераторные ТНА для привода
отдельно насоса водорода и отдельно насоса кислорода в ЖРД РД-0146 (см. рисунок
5), а также для первого в мире безгенераторного кислородно-водородного ЖРД
Пратт-Уитни Рокетдайн RL10 (США, 1963 г), у которого насосы находятся на одном
валу и связаны через редуктор (рисунок 6) [27].
Применение нового ТНА позволяет расширить диапазон использования двигателя RL10 по тяге – от 5 до 15,6 т
вместо 6,7– 11,0 т.

Применение на таких ЖРД ЭН, АКБ и ТЭ лишено всякого смысла. Однако
с уменьшением размерности турбины КПД её стремительно падает, площадь, с
которой собирается энергия за счет охлаждения камеры сгорания, тоже
уменьшается, а технические сложности нарастают.

1 – ТНА водорода, 2 – ТНА кислорода, 3 – БТНА
водорода, 4 – БТНА кислорода, 5 – камера

Рисунок 5 — Схема системы
питаний водородного ЖРД РД-0146 (КБХА) безгенераторного типа (а) и ротор ТНА
подачи водорода (б)

Рисунок 6 — Схема системы
питаний водородного ЖРД RL-10 (а), ротор водородного насоса (б) и разрез
блочного ТНА (в)

Получение водорода для ТЭ прямо на борту. На ЖРД с
углеводородным горючим для питания ТЭ необходимо использовать дополнительный
источник водорода. Для применения в краткосрочных пусках от 5 минут может
рассматриваться пара «цинк-перекись водорода» [28].
Экспериментальная сборка достигает плотностей мощности 1,2 Вт/см2
(как в коммерческих топливных элементах), топливом служит цинковый порошок,
окисляемый на аноде. Однако такая конструкция ТЭ уступает известным ТНА,
работающим за счет реакции разложения перекиси водорода в газогенераторе. Кроме
того, позиция Роскосмоса – применение на борту СЛРН перекиси водорода в любых
видах нежелательно. Существуют различные твердые порошки, содержащие водород,
например, аминоборан и борогидрид лития, которые отдают при нагревании до 300ºС
от 13% до 15% по массе водорода. Но они не конкурентоспособны с АКБ по
энергоемкости.

Более перспективны жидкие вещества, которые можно использовать для
охлаждения камеры сгорания и сопла ЖРД, например – метанол, который при
нагревании до 300-350ºС разлагается на синтез-газ (СО+H2). Метанол
имеет сравнительно слабые характеристики теплоотбора и как топливо неинтересен.

Аммиак весьма перспективен. Рассматриваются
кислородно-керосиново-аммиачные ЖРД [29],
в которых доля аммиака может достигать 35% без потери удельного импульса по
сравнению с парой керосин-кислород (см. рис.7). При этом температура горения
снижается почти на 600 — 1000ºС из-за невысокой теплотворной способности
аммиака (меньше, чем у керосина на 30-33%), что упрощает охлаждение камеры
сгорания.

Рисунок 7 — Зависимость идеального удельного
импульса в пустоте (I
у,п) от массового соотношения
кислородно-керосиновых компонентов топливной смеси (K
m) и доли аммиака (в процентах от суммарного
расхода топлива)

Такие характеристики являются следствием высокого значения газовой
постоянной у продуктов сгорания смеси керосин-аммиак-кислород, которая на 10%
больше, чем у керосина с кислородом. А удельный импульс Iу.и. ∽ (RT)½, где R — газовая постоянная,
T — температура. При
использовании в паре с жидким кислородом пустотный удельный импульс аммиака
составляет порядка 2900 м/с, т.е. чуть меньше, чем у керосина, но в смеси с
керосином удельный импульс не ниже.

По интенсивности теплоотбора (при паровой конверсии до 6 МДж/кг)
аммиак уступает только водороду, хотя и сильно. Но все остальные углеводородные
топлива он превосходит в четыре и более раза (паровая конверсия керосина — 1121
кДж/кг, что соответствует теплосъему 0,7 МВт/м2). По
теплопроводности аммиак превосходит керосин в 40 и более раз.

Как хладагент аммиак превосходит и жидкий метан. В последнее время
стали появляться публикации, что содержащейся в тугоплавких сплавах никель
способствует пиролизу метана уже при температуре около 700ºС [30],
что сопровождается образованием сажи. В упомянутой работе предлагается защищать
охлаждаемую поверхность инертным материалом, например, графитом, что достаточно
сложно для регенеративного охлаждения с внутренними каналами сложной формы.

Таким образом, аммиак – отличный хладагент: разлагаясь, он дает
водород. При температуре 500-600ºС аммиак разлагается на водород и азот в
пропорции 1:3. Высокая газовая постоянная и сравнительно низкая температура
парогазовой смеси позволяют сделать турбину ТНА простой и эффективной. Аммиак
можно использовать и внутри камеры сгорания и сопла для организации завесного
охлаждения, при этом он также в 5-6 раз эффективнее керосина. Расчеты
показывают, что при умеренных значениях давления в камере сгорания (80-100 атм)
и применении турбины ТНА с перепадом давления πт>2, возможно
организовать безгенераторную схему с использованием в качестве рабочего тела
парогазовый смеси уже на первой ступени, тем более, на высотных и
широкодиапазонных соплах.

Аммиак относится к 4 группе опасности, т.е. мало опасен, его утечки
благодаря резкому запаху легко обнаруживаются, в этом отношении он гораздо
безопаснее водорода. Он летуч, и его разливы вызывают меньшие экологические
последствия, чем разливы керосина. Продукты сгорания содержат окислы азота, но
в связи с отсутствием в нем углерода, подбор режимов, при которых выбросы NOx минимальные, не представляет проблемы. Следовательно, аммиак
можно считать сравнительно безопасной для экологии и персонала добавкой к
топливу.

Ацетам — аммиачно-ацетиленовый раствор. Ацетам имеет
удельный импульс до 4200 м/с в пустоте и до 4000 м/с на уровне моря.
Зависимость удельного импульса от концентрации аммиака в готовой топливной
смеси с кислородом и от соотношения окислителя и горючего (Km)
приведены на рисунке 8 [31],
где видно, что ацетам существенно превосходит керосин, а при доле аммиака в
топливной смеси 15% требует такого же количества кислорода.

Рисунок 8 -
Зависимость идеальных значений удельного пустотного импульса для продуктов
сгорания в кислороде ацетилено-аммиачного горючего различного процентного
состава от Km при
степени расширения сопла r
= 10,3, (pк = 166 кгс/см
2 , Km  массовое отношение кислорода к
ацетилену/керосину в топливной смеси), процентное содержание аммиака в топливе

Ацетам — высокоэнергетическое топливо, уступающее только водороду.
Оно может храниться при температуре минус 40ºС и давлении около 3 атм, что
хорошо соответствует условиям наддува баков СЛРН по условиям прочности, когда
стартовая тяговооруженность составляет порядка 2. Именно такая
тяговооруженность является оптимальной для ракеты с корпусом из углепластика.
Можно использовать аммиак для охлаждения, а затем смешивать его с ацетамом.
Переход от окислительного газа к нейтральному парогазу снимает целый ряд острых
технических проблем и повышает безопасность эксплуатации ЖРД, в том числе при
многоразовом использовании. Вдобавок к
химической нейтральности, лучше у аммиачной смеси также и работоспособность –
газовая постоянная около 60 Дж/кг·град, тогда как
для окислительного турбогаза она не превышает 30 Дж/кг·град. Следовательно, смешиваемый с ацетамов парогаз также может
использоваться для получения электроэнергии на борту в ТЭ или в качестве
рабочего тела для безгенераторного ТНА.

К сожалению, ацетам плохо изучен. Достоверно известно, что
относительно безопасными могут быть смеси с парциальным давлением ацетилена в
газовой смеси не более 10 атм. Растворимость ацетилена в жидком аммиаке
нелинейно расчет с уменьшением температуры. Соответственно, при сжатии
раствора, выделяться в газовую фазу будет больше ацетилена. Газообразный
ацетилен непредсказуем, коварен и чрезвычайно взрывоопасен. Поскольку он
детонирует при сжатии, а также и при нагреве до 500ºС, то совершено непонятно,
как поведет его смесь с аммиаком в топливных насосах. Все эти вопросы требуют
тщательного изучения и экспериментальной отработки.

С другой стороны, даже смесь ацетилена с аммиаком в пропорции 50-50%
превосходит керосин по всем показателям как ракетное горючее и как хладагент.
Ацетам является весьма перспективным для применения в ротационно-детонационном
двигателе, который при работе на ацетаме и давлении в камере сгорания до 150
атм вообще не требует насосов.

Комбинированная схема с генератором электроэнергии для
подзарядки АКБ может быть использована на классической ракете для вариантов,
когда отбираемой за счет охлаждения энергии не хватает для привода ТНА.
Поскольку удельная мощность электрогенератора в зависимости от частоты вращения
составляет 3-5 кВт/кг, то выгоднее использовать для получения энергии генератор,
а не ТЭ, в тех случаях, когда требуется высокая удельная мощность, т.е. при
классическом вертикальном старте с большим ускорением. Следовательно, мощный
электрический генератор, работающий через высокорейтинговые АКБ или, в идеале,
через supercapattery, является оптимальным источником тока.

Вполне интересным может быть вариант с термоэмиссионным охлаждением
(ТэО), кратко рассмотренным в шестой статье. Напомним, что в типичном случае,
термоэмиссионное покрытие может генерировать электрическую мощность 250 кВт/м2
при температурах более 1500К. Защищаемая конструкция охлаждается при этом на
500-700 гр. С нагреваемых участков собирается электроэнергия с КПД
преобразования в электричество порядка 50%. Её можно использовать для подзарядки АКБ.

Заключение

В настоящей статье были рассмотрены аккумуляторные батареи
различных типов. Показано, что для традиционной сверхлегкой ракеты с быстрым
вертикальным стартом наилучшим вариантом на обозримую перспективу являются
литий-полимерные элементы. Наиболее перспективным направлением исследований
являются гибриды суперконденсаторов и аккумуляторных батарей — supercapattery.

Переход на водород исключает потребность в электронасосах, т.к.
безгенераторная схема с использованием паров водорода из рубашки охлаждения ЖРД
генерирует достаточно энергии для привода насосов. Применение в качестве
горючего смеси керосина с аммиаком и ацетилена с аммиаком представляется
хорошей альтернативой водороду. В этом случае может быть реализована
безгенераторная схема, в том числе, с выработкой водорода на борту для питания
топливных элементов, но более привлекательным с точки зрения удельной массы
выглядит привод от турбины электрического синхронного генератора,
подзаряжающего аккумуляторные батареи. Данная схема отличается наибольшей
гибкостью, поскольку частоты вращения турбины и насосов могут изменяться
независимо друг от друга.

Для подзарядки батарей могут использоваться элементы
термоэмиссионного охлаждения, которые уступают по эффективности теплоотбора
регенеративным системам, использующим керосин, но преобразуют энергию
непосредственно в электричество с КПД порядка 50%.

В следующей статье будет приведен весовой анализ ракет с
электрическими насосами и турбонасосными агрегатами. Будут рассмотрены варианты
различных топлив в сочетании с электрическим приводом.

Благодарности

Автор благодарит за помощь в подготовке статьи и предоставленные
материалы сотрудников Научно — Исследовательской Лаборатории Беспилотных
авиационно-космических систем (НИЛ БАКТС) БГТУ «Военмех»: Станислава Колосенка,
Алексея Колычева и Александра Никитенко.


[1]
https://thealphacentauri.net/25345-o-dvigatele-rutherford/

[2]
https://habr.com/ru/post/404025/

[3]
http://jurnal.vniiem.ru/text/171/14-23.pdf

[4]
https://www.barber-nichols.com

[5]
Иванов А.И., Борисов А.В. Кислородно-водородный ЖРД для разгонных блоков
ракет-носителей легкого класса с использованием водородного ТНА, разработанного
для авиационного ГТД. Вестник Самарского государственного аэрокосмического
университета, №3(34), 2012, с.302-306.

[6]
Иванов А.И., Косицын И.П., Борисов В.А. Анализ схем жидкостного ракетного
двигателя небольшой тяги с авиационным турбонасосным агрегатом на метане //
Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и
машиностроение. 2016. Т. 15, No 4. С. 75-80. DOI: 10.18287/2541-7533- 2016-15-4-75-80.

[7]
https://habr.com/ru/company/toshibarus/blog/455513/

[8]
https://habr.com/ru/company/toshibarus/blog/462185/

[9] Rachov, A. Pavlov, P & Tacca,
H.E. & Lentini, Diego. “Electric Feed Systems for Liquid-Propellant Rockets,” Journal of
Propulsion and Power, Vol. 29, No. 5, 2013, pp. 1171-1180.

doi:
10.2514/1.B34714.

[10] Linpo Yu,
George Zheng Chen, “Supercapatteries as High‑Performance
Electrochemical Energy Storage Devices”, Electrochemical Energy Reviews, 2020.

[11] Grande L, Paillard E, Hassoun J,
et al. The lithium/air battery: still an emerging system or a practical
reality? Adv Mater. 2015;27:784–800. doi: 10.1002/adma.201403064.

[12] L. An, T.S. Zhao et al., “A
low-cost, high-performance zinc-hydrogen peroxide fuel cell”, Journal of Power
Sources 275 (2015) 831e.

[13] X T. Dong, P. Peng, F. Jiang,
“Numerical modeling and analysis of the thermal behavior of NCM lithium-ion
batteries subjected to very high C-rate discharge/charge operations”,
International Journal of Heat and Mass Transfer, Volume 117, February 2018, pp.
261-272.

[14] Yang Yang, Yishen Xue, et al., “A
Facile Microfluidic Hydrogen Peroxide Fuel Cell with High Performance:
Electrode Interface and Power-Generation Properties”, ACS Appl. Energy Mater.,
2018, 1, 10, 5328-5335.

[15] Zhan Lin, Chengdu Liang “Lithium-Sulfur
Batteries: from Liquid to Solid Cells”, J.
Mater. Chem. A, 2015, 3, 936-958.

[16] Zhu Kunlei, Wang Chao, Chi Zixiang,
Ke Fei, Yang Yang, Wang Anbang, Wang Weikun, Miao Lixiao, “How Far Away Are
Lithium-Sulfur Batteries From Commercialization?” , Frontiers in Energy
Research, vol. 7, 2019, p.123.

[17] Kaan Gegeoglu, Mehmet Kahraman, Arif Karabeyoglu. Assessment of
Using Electric Pump on Hybrid Rockets. Conference: AIAA Propulsion and Energy
2019 Forum. DOI: 10.2514/6.2019-4124.

[18] Thomas P. J. Crompton, Battery
Reference Book, Elsevier, Mar 20, 2000.

[19] Siraj Sabihuddin, Aristides E.
Kiprakis and Markus Mueller, “A Numerical and Graphical Review of Energy
Storage Technologies”, Energies 2015, 8, 172-216.

[20]
М.Сизов, “Устройство для выравнивания напряжений на элементах батареи
суперконденсаторов”, Современная Электроника, № 1, 2013, c 40-43.

[21] Linpo Yu,
George Zheng Chen, “Supercapatteries as High‑Performance
Electrochemical Energy Storage Devices”, Electrochemical Energy Reviews, 2020.

[22] Yu LP., Chen GZ. High energy
supercapattery with an ionic liquid solution of LiClO4. Farad Discuss. 2016;190:231–240. doi: 10.1039/C5FD00232J.

[23]
https://www.gasworld.com/hydrogen-powered-uav-sets-record-in-the-sky/2016427.article

[24] Duan C, Kee RJ, Zhu H, Karakaya C,
Chen Y, Ricote S, et al. Highly durable, coking and sulfur tolerant,
fuel-flexible protonic ceramic fuel cells. Nature 2018;557:217–22. doi:10.1038/s41586-018-0082-6.

[25]
https://naukatehnika.com/turbo-toplivnyie-elementyi-evtol.html

[26]
https://nplus1.ru/news/2018/12/08/bartini

[27]
А. И. Дмитренко, А. В. Иванов, В. С. Рачук. Развитие конструкций турбонасосных
агрегатов для водородных ЖРД безгенераторной схемы, разработанных в КБХА.
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. No 4 (24) 2010 г., с.38-48.

[28] L. An, T.S. Zhao et al., “A
low-cost, high-performance zinc-hydrogen peroxide fuel cell”, Journal of Power
Sources 275 (2015) 831e.

[29]
В.И. Архангельский, В.Н. Хазов. Кислородно-Керосино-Аммиачные топливные композиции
в ЖРД. http://lpre.de/resources/articles/83121926.pdf.

[30] R. Minato, K. Higashino, M.
Sugioka and Y. Sasayama. Control of LNG Pyrolysis and Application to
Regenerative Cooling Rocket Engine. https://www.intechopen.com/books/heat-exchangers-basics-design-applications/control-of-lng-pyrolysis….

[31]
Хазов, В.Н. Ацетилено-аммиачные растворы как высокоэффективное горючее
кислородных ЖРД [Teкст] / В.Н. Хазов // Труды
НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко. – 2008. – No 26. – С. 48-67.

#Аэроспейснет, #ракета, #космос

Новейший ракетный двигатель РД-171МВ

Работы над РД-170/171 начались в 1976 году в подмосковных Химках, где сейчас расположено головное предприятие НПО «Энергомаш». Речь шла о создании самого мощного в мире жидкостного ракетного двигателя с тягой 800 т (для сравнения: однокамерный двигатель F-1 от ракеты Saturn V имел тягу 680 т).

«Дело шло непросто, – рассказывает Петр Левочкин. – У этого двигателя мощность турбины, которая приводит в действие насосы, составляет 246 тыс. л. с. (что сравнимо с мощью пяти атомных ледоколов «Ленин» – по 44 тыс. л. с.), а весит агрегат всего 300 кг. И это при общей массе двигателя 10 т. Задачей конструкторов было не дать вырваться гигантской мощности наружу, и задача решалась очень тяжело. Основной проблемой стало обеспечение работы турбонасосного агрегата (ТНА). В СССР был накоплен большой опыт работы с мощными двигателями, где в качестве топлива использовался несимметричный диметилгидразин, а окислителем выступал азотный тетраоксид. Но когда перешли с высококипящих компонентов на пару «кислород-керосин», выяснилось, что в кислороде горит буквально все. Понадобилась новая культура производства. Нельзя, например, было допускать попадания жировых пятен в кислородный тракт: наличие органики приводило к мгновенному окислению, а дальше – пожар. У некоторых конструкторов даже появилось мнение, что надо бросить бесплодные попытки достраивать постоянно горящий двигатель (вместе с которым горели и сроки), и перейти к созданию силовой установки меньшей мощности. Эта точка зрения дошла до коллегии Министерства общего машиностроения СССР, где Валентин Глушко и министр Сергей Афанасьев пообщались на высоких тонах. В итоге НПО «Энергомаш» получило задание на проектирование силовой установки половинной мощности – на 400 т тяги. К счастью, это не означало полного прекращения работ над большим двигателем – работы по его доводке были продолжены. И к тому самому моменту, как 400-тонный РД-180 был воплощен пока лишь в эскизном проекте, РД-170 гореть перестал. Решение было найдено. Более того, в процессе отработки двигатель был сертифицирован на 10-кратное полетное использование».

Как НАСА вернуло к жизни чудовищный двигатель F-1 «лунная ракета»

Никогда не было ничего подобного Сатурну V, ракете-носителю, которая позволила Соединенным Штатам миновать Советский Союз и совершить серию пилотируемых посадок на Луну в конце 1960-х — начале 1970-х годов. Ракета переосмыслила понятие «массивная»: ее высота составляла 363 фута (110 метров), и она производила смехотворные 7,68 миллиона фунтов (34 меганьютона) тяги от пяти чудовищных, поглощающих керосин ракетных двигателей Rocketdyne F-1, составлявших ее первую ступень.

В то время F-1 был самым большим и мощным двигателем на жидком топливе из когда-либо созданных; даже сегодня его конструкция остается непревзойденной (хотя см. врезку «Советы» для получения дополнительной информации о двигателях, которые конкурировали с F-1). Мощность, вырабатываемая пятью из этих двигателей, была лучше всего описана автором Дэвидом Вудсом в его книге « Как Аполлон полетел на Луну» — «[T] Выходная мощность первой ступени Сатурна составляла 60 гигаватт. Это очень похоже на пиковый спрос на электроэнергию в Соединенном Королевстве.«

Несмотря на ошеломляющий успех Saturn V, направление НАСА изменилось после завершения проекта Apollo; космическая транспортная система — космический шаттл и связанное с ним оборудование — вместо этого была разработана с совершенно другими двигателями. В течение тридцати лет отряд астронавтов НАСА выходил на орбиту на борту космических челноков, оснащенных двигателями РС-25, работающими на жидком водороде, и твердотопливными ускорителями. После прекращения производства шаттла НАСА в настоящее время организует космические полеты с русскими.

Но есть шанс, что в ближайшем будущем гигантская ракета с обновленными двигателями F-1 может снова взорваться в небе.И в немалой степени это связано с группой молодых и талантливых инженеров НАСА в Хантсвилле, штат Алабама, которые хотели извлечь уроки из прошлого, разбирая бесценные музейные реликвии … и поджигая их.

Увеличить / Двигатель F-1 на выставке в Центре космических полетов им. Маршалла НАСА. Жена автора справа на масштабе.

Ли Хатчинсон

Представляем наших молодых ученых-ракетчиков

Том Уильямс — это тот начальник, которым вы хотите быть. Он, конечно, умен — это необходимое условие для его работы в качестве директора Департамента двигательных систем Центра космических полетов им. Маршалла НАСА (MSFC).Но он не против отступить и дать своей команде интересные задачи, а затем дать им возможность проработать детали. Показательный пример: система космического запуска НАСА (SLS), задуманная как огромная система для перевозки тяжелых грузов, которая будет конкурировать с Saturn V по размеру и возможностям. Размышляя о силовой установке SLS, НАСА впервые за тридцать лет рассматривает нечто иное, чем твердотопливные ракетные ускорители.

Решение использовать пару твердотопливных ракетных ускорителей для Space Shuttle вместо двигателей на жидком топливе, таких как F-1, было отчасти техническим, а отчасти политическим.Твердое топливо очень плотное по энергии и дает отличный толчок для отрыва космического корабля от земли; Кроме того, выбор твердотопливных ускорителей позволил правительству направить часть имеющихся контрактных долларов компаниям, занимающимся созданием межконтинентальных баллистических ракет, используя этот опыт и предоставив этим компаниям дополнительную работу.

Но у твердотопливных ускорителей есть несколько недостатков, в том числе невозможность остановить горение. Без насосов, которые нужно выключить, или клапанов, которые закрываются, твердотопливные ускорители работают во многом так же, как бенгальские огни «ипомеи», которые мой отец покупал четвертого июля — однажды зажженные, они горят, пока не закончатся.Конструктивные решения твердотопливного ракетного ускорителя, особенно в отношении сдерживания горения, способствовали разрушению Space Shuttle Challenger и гибели его экипажа (хотя разрушение Challenger было скорее провалом руководства НАСА, чем технологией).

Реклама

Тем не менее, когда программа «Спейс шаттл» подходила к концу, а потенциальные преемники приходили и уходили, инерция твердотопливных ускорителей, оборудования и людей, которые их производили, гарантировала, что они останутся частью планов.

SLS дал НАСА возможность полностью переосмыслить. По мере того как начались проектные исследования, Уильямс понял, что было бы неплохо повторно познакомить отдел силовых установок MSFC с огромными газогенераторными двигателями на керосине, такими как F-1 (сокращенно «LOX / RP-1» или просто «»). Двигателей LOX / RP «после их окислителя и топливной смеси жидкого кислорода и керосина РП-1). Если не брать в расчет масштаб, F-1 концептуально представляет собой относительно простую конструкцию, и эта простота может привести к снижению затрат.Снижение затрат на доступ к пространству является ключевым приоритетом — возможно, даже — приоритетным приоритетом — помимо безопасности.

Однако была проблема. Конструктивные параметры SLS требовали создания аппарата Saturn V-scale, способного поднимать 150 метрических тонн на низкую околоземную орбиту. Никто из работающих в MSFC не имел реального опыта работы с гигантскими двигателями LOX / RP-1; Ничто в мировом арсенале ракет-носителей сегодня не работает в таком масштабе. Так как же стать экспертом в технологиях, которых никто полностью не понимает?

Ник Кейс и Эрин Беттс, два инженера по жидкостным двигателям, работающие в Williams, нашли способ.Хотя ракет-носителей с двигателями F-1 до сих пор нет, настоящие F-1 существуют. Пятнадцать экземпляров прикреплены к трем стекам Saturn V, выставленным на объектах НАСА, включая MSFC; еще десятки разбросаны по стране, выставлены на обозрение или хранятся в хранилищах. Команда Уильямса осмотрела доступные двигатели и вскоре нашла свою цель: готовый к полету F-1, который был заменен на ракету-носитель, предназначенную для предстоящей отмены миссии Аполлон-19, и вместо этого хранился на хранении в течение десятилетий.Он был в отличном состоянии.

Case and Betts возглавили трудоемкую работу по оформлению документов, чтобы забрать F-1 со склада и доставить его в свою мастерскую. Им помогал Р.Х. Коутс, более старший член команды Уильямса и ведущий инженер по силовым установкам Отдела передовых разработок SLS. Уильямс предложил поддержку и поддержку со стороны руководства, но в остальном команде была предоставлена ​​полная свобода действий. После некоторого изучения они пришли к Уильямсу с просьбой, которая была чисто инженерной: «Почему бы нам просто не пойти дальше и не разобрать эту штуку и не посмотреть, что заставляет ее работать?»

Уильямс сказал да.«Это позволило некоторым из наших молодых инженеров получить некоторый практический опыт работы с оборудованием, — сказал он мне, — что мы назвали бы подходом к обучению« грязными руками », точно так же, как вы это сделали, когда разобрали свой велосипед, когда вы были ребенком, или газонокосилкой вашего отца, или его радиоприемником. Один из лучших способов научиться работать инженером или чему-то еще — это разбирать это на части, изучать, задавать вопросы ».

А потом, надеюсь, построим еще лучше.

В планах! Планы!

Разборка F-1 началась относительно скромно.Когда команда приступила к работе с двигателем, стало очевидно, что внутренние компоненты в хорошем состоянии. Фактически, хотя были некоторые свидетельства повреждения дождевой водой, двигатель в целом имел форму , отличную .

Изначально команда хотела построить точную компьютерную модель каждого компонента в двигателе, чтобы его поведение можно было моделировать и моделировать, но вскоре начала обретать форму другая цель: возможно, просто возможно, они могли бы установить некоторые из компонентов двигателя на испытательный стенд и заставит F-1 снова заговорить через 40 лет.

Реклама

Почему НАСА работало с древними двигателями вместо того, чтобы строить новый F-1 или полный Сатурн V? Одна городская легенда гласит, что ключевые «планы» или «чертежи» давно были уничтожены по неосторожности или бюрократическому надзору. Нет ничего более далекого от правды; Каждый клочок документации, созданной в ходе проекта «Аполлон», включая проектную документацию для двигателей Saturn V и F-1, остается в файле. Если бы воссоздание двигателя F-1 было просто делом позаимствованным из каких-то чертежей 1960-х годов, НАСА уже сделало бы это.

Типичный проектный документ для чего-то вроде F-1, однако, был создан в жесткие сроки и не имел даже самых простых форм компьютеризированных средств проектирования. Такой документ просто не может рассказать всю историю оборудования. Каждый двигатель F-1 создавался вручную, и у каждого есть свои недокументированные особенности. Кроме того, процесс проектирования, использовавшийся в 1960-х годах, обязательно был итеративным: инженеры проектировали компонент, производили его, тестировали и смотрели, как он работает. Затем они изменили дизайн, построили новую версию и снова ее протестировали.Так будет продолжаться до тех пор, пока дизайн не станет «достаточно хорошим».

Кроме того, хотя принципы, лежащие в основе F-1, хорошо известны, некоторые аспекты его работы в то время просто не были полностью поняты. Проблема нестабильности тяги — прекрасный тому пример. Когда F-1 строился, ранние экземпляры имели тенденцию взорваться на испытательном стенде. Повторные испытания показали, что проблема была вызвана горящим шлейфом движущегося вещества, которое вращалось во время сгорания в сопле. Эти вращения будут увеличиваться в скорости, пока они не будут происходить тысячи раз в секунду, вызывая резкие колебания тяги, которые в конечном итоге разносят двигатель.Проблема могла сорвать программу Сатурна и поставить под угрозу крайний срок посадки президента Кеннеди на Луну, но инженеры в конечном итоге использовали набор коротких барьеров (перегородок), торчащих из большой пластины с отверстиями, которая распыляла топливо и жидкий кислород в камеру сгорания (» пластина форсунки »). Эти перегородки подавляли колебания до приемлемого уровня, но никто не знал, оптимальна ли их точная компоновка.

Увеличить / детализировать пластину форсунки двигателя F-1 на переднем конце сопла.Топливо и жидкий кислород разбрызгиваются из этих отверстий под огромным давлением, при этом в каждом кольце чередуются пропеллент и окислитель. Фотография взята с двигателя F-1 номер F-6045, выставленного на всеобщее обозрение в Космическом и ракетном центре США в Хантсвилле.

Ли Хатчинсон

Расположение перегородок «было просто методом проб и ошибок», — пояснил старший инженер по силовым установкам Р.Х. Коутс. «Но мы хотели бы смоделировать это и сказать: а что, если бы вы убрали одну из этих перегородок?» Поскольку перегородки устанавливаются непосредственно на пластину инжектора, они занимают площадь поверхности, которая в противном случае была бы занята большим количеством отверстий инжектора, распыляющих больше топлива и окислителя; поэтому они лишают двигатель силы.«Так что, если вы хотите повысить производительность этой штуки, мы можем оценить это с помощью современных аналитических методов и посмотреть, как это повлияет на стабильность вашего горения».

Но прежде, чем могло произойти какое-либо «горячее» испытание, команде пришлось взять физически реальный двигатель F-1 и каким-то образом смоделировать его. Легко — ну, относительно легко — превратить набор файлов САПР в реальный продукт. Однако преобразование реального продукта в набор файлов САПР требует некоторой изобретательности, особенно когда этот продукт представляет собой гигантский ракетный двигатель.

Для решения этой задачи НАСА привлекло компанию под названием Shape Fidelity, которая специализируется на технике, называемой «сканирование структурированного света». Если у вас нет доступа к лазеру от TRON , сканирование структурированным светом — это чуть ли не лучший способ втиснуть что-то в компьютер.

Ф-1

На главную — Поиск — Обзор — Алфавитный указатель: 0-1-2-3-4-5-6-7-8-9
A- B- C- D- E- F- G- H- I- J- K- L- M- N- O- P- Q- R- S- T- U- V- W- X- Y- Z


Ф-1



Двигатель F-1
Кредит: © Марк Уэйд,


Rocketdyne LOx / Керосиновый ракетный двигатель.Самый большой жидкостный ракетный двигатель из когда-либо созданных и эксплуатируемых. Серьезные проблемы стабильности горения были решены во время разработки, и он никогда не подводил в полете. Первый полёт 1967 г.

Дата : 1959. Номер : 65. Усилие : 7740,50 кН (1740134 фунт-силы). Масса без топлива : 8 391 кг (18 498 фунтов). Удельный импульс : 304 с. Удельный импульс на уровне моря : 265 с. Время горения : 161 с. Высота : 5,64 м (18,50 футов). Диаметр : 3,72 м (12,20 фута).

Используется в Saturn IC. Самый большой ракетный двигатель с жидкостным двигателем из когда-либо разработанных, он представлял собой невероятное развитие двигателя класса тяги 150000 фунтов, разработанного для Навахо, Юпитера, Тора, Атласа, Титана I и Сатурна I. Серьезные проблемы стабильности сгорания были решены во время развития и никогда не подводил в полете. Предлагается для использования на Nova NASA-1; Нова А-1; Nova NASA-2; Джарвис-1; Нова Б-1; Nova 59-4-2; Сатурн МЛВ 5-23Л-0; Сатурн S-IB-2; Nova 59-4-1; Nova 60-8-1; Сатурн S-ID; Сатурн S-IB-4.Сатурн V S-1C Stage. Разработан для бустерных приложений. Газогенератор, насосный.

Усилие (sl): 6747,500 кН (1516898 фунтов силы). Тяга (сл): 688 062 кгс. Двигатель: 8 391 кг (18 498 фунтов). Давление в камере: 70,00 бар. Соотношение площадей: 16. Состав топлива: Lox / RP-1. Отношение тяги к массе: 94.0680252651651. Соотношение окислителя и топлива: 2.27. Коэффициент тяги вакуума: 1.815664036964. Коэффициент тяги на уровне моря: 1,58709260839257.




Подтемы


F-1A Rocketdyne LOx / Керосиновый ракетный двигатель, конструкция 1968 года. Усовершенствованная версия F-1, которая будет использоваться в любом последующем производстве ракет-носителей «Сатурн». Разработан для бустерных приложений. Газогенератор, насосный.

Страна : США.
Ракеты-носители : Nova NASA,
Нова Б,
Nova C,
Nova 8L Mod,
Нова Д,
Нова 9Л,
Сатурн C-4,
Нова 4Л,
Нова А,
Сатурн C-3,
Сатурн C-5,
Сатурн C-3B,
Сатурн C-4B,
Сатурн С-3БН,
Сатурн C-5N,
Нова 8Л,
Сатурн C-8,
Сатурн MLV-V-4 (S),
Сатурн МЛВ-В-1А,
Сатурн МЛВ-В-4 (С) -А,
Сатурн ИНТ-20,
Сатурн ИНТ-21,
Сатурн МЛВ-В-4 (С) -Б,
Ракета-носитель «Джарвис». Пропелленты : локс / керосин.
Этапы : Сатурн IC,
Джарвис-1,
Нова 59-4-1,
Нова 59-4-2,
Новая НАСА-1,
Новая НАСА-2,
Модуль Nova 2 F-1,
Нова 60-8-1,
Нова 9Л-1,
Нова 9Л-2,
Нова А-1,
Нова Б-1,
Сатурн S-IB-2,
Сатурн S-IB-4,
Сатурн S-IC-8,
Сатурн IC C-3B,
Сатурн IC C-4B,
Сатурн IC C-5A,
Saturn IC-Flat Переборка,
Сатурн MS-IC-1A,
Сатурн МЛВ 5-23Л-0,
Сатурн MS-IC-4 (S) B,
Сатурн MS-IC / 260,
Сатурн MS-IC-23 (L),
Сатурн МС-ЛРБ-23 (Л),
Сатурн S-IC-TLB этап,
Сатурн S-ID Sustainer-1,
Сатурн S-ID Booster,
Saturn S-ID Sustainer. Агентство : Рокетдайн.
Библиография : 225.


Фотогалерея



F-1
Кредит: Boeing / Rocketdyne



Вернуться к началу страницы


На главную — Поиск — Обзор — Алфавитный указатель: 0-1-2-3-4-5-6-7-8-9
A- B- C- D- E- F- G- H- I- J- K- L- M- N- O- P- Q- R- S- T- U- V- W- X- Y- Z


© 1997-2019 Mark Wade — Контакт
© / Условия использования


Почему мы не можем переделать двигатель Rocketdyne F1? — Apollo11Space

Мы, , не можем переделать могучие двигатели Rocketdyne F-1 , потому что многие навыки и методы, использованные для создания двигателей Rocketdyne F-1 , больше не используются.У нас больше нет людей и навыков, которые могли бы сделать их такими же. Пятьдесят лет назад все было иначе. Узнайте больше в этой статье.

Двигатель Rocketdyne F-1

F-1 был рабочей лошадкой для НАСА. Это был самый мощный из когда-либо созданных однокамерных жидкостных двигателей. Космическое агентство использовало пять двигателей F-1 на первой ступени каждого Сатурна V. Двигатели F-1 от первой ступени ракеты Сатурн V использовались на протяжении всей программы Apollo, которая запускала людей на Луну.

Ниже представлен увеличенный вид двигателя F-1 для Saturn V S-IC (первая ступень), который описывает сложность двигателя.

Двигатель


F-1 — самый мощный из когда-либо разработанных однокамерных жидкостных двигателей.


Изготовленный компанией Rocketdyne под управлением Центра космических полетов им. Маршалла, двигатель Saturn V F-1 входил в группу из пяти драйверов для запуска первой ступени Saturn V, S-IC. В качестве топлива использовались жидкий кислород и керосин, изначально рассчитанные на тягу в 1 500 000 фунтов.

Двигатель Saturn V Rocketdyne F-1 был позже улучшен до 1522000 фунтов тяги после третьего запуска Saturn V. И это был запуск в 1968 году Аполлона-8, первой миссии Сатурна-5 с человеческим экипажем.

Пять двигателей F-1 сжигали более 15 тонн топлива в секунду за две минуты и тридцать секунд работы, чтобы поднять транспортное средство на высоту около 36 миль и максимальную скорость около 6000 миль в час.

Сколько лошадиных сил выдал Saturn V?

Ответ: 160 млн лошадиных сил .Итак, при взлете Saturn V взлетел с тягой 3,4 миллиона кг, что эквивалентно 160 миллионам лошадиных сил , и ему потребовалось 11 секунд, чтобы очистить стартовую площадку.

По состоянию на 2019 год Saturn V остается самой высокой, самой тяжелой и самой мощной (с самым высоким суммарным импульсом) ракетой, когда-либо доведенной до рабочего состояния, и удерживает рекорды по самой тяжелой запущенной полезной нагрузке и максимальной полезной нагрузке на низкую околоземную орбиту (НОО) в 140000 кг. .


Ракетный двигатель Ф-1.
Кредит: УНИВЕРСАЛЬНАЯ ИСТОРИЯ АРХИВЕГЕТИЧЕСКИХ ИЗОБРАЖЕНИЙ.


По мере того, как мы постоянно совершенствуем наши технологии, вы думаете, что переделать дизайн 50-летней давности должно быть легко, но все не так просто, как кажется на первый взгляд.

Когда разрабатывалась система космического запуска или SLS, НАСА провело соревнование по продвинутым ускорителям, чтобы найти новую систему ускорителей, и в двух из трех заявок использовались двигатели на жидком топливе.


Часть ракеты Saturn V движется через всю страну к мысу Канаверал, 1968 год. Фото: NASAGETTY IMAGES.


Бустеры на жидком топливе будут более безопасными и могут быть отключены в случае возникновения проблемы, в отличие от твердотопливных ускорителей, которые не работают. Однако, в отличие от космического челнока, новые ускорители будут одноразовыми и сгорят при падении на землю. Но какие двигатели на жидком топливе будут достаточно мощными? Сегодня действительно не используются какие-либо массивные двигатели.


ракет F-1 на выставке в Космическом центре Кеннеди.
Кредит: JAYLYONGETTY IMAGES.


Когда был построен последний двигатель Rocketdyne F-1?

Ракета-носитель могла использовать четыре одинаковых модифицированных двигателя РС-25Д.Эти остатки программы космических шаттлов также будут использоваться в качестве основной основной ступени SLS. Но это будет очень расточительно для сложного, дорогого и в то же время высокоэффективного двигателя.

Теперь у нас уже есть двигатель, способный выполнять эту работу, могучий Rocketdyne F-1, огромные двигатели, которые доставили людей на Луну по программе Apollo, но их не строили с 1960-х годов.



Мощный двигатель Ф-1

Двигатели F-1 были не только мощными, но и простыми, что означало, что они были достаточно дешевыми, чтобы быть одноразовыми, так почему бы нам не переделать их.Сейчас существует распространенный миф, согласно которому НАСА потеряло или выбросило чертежи. Что, конечно, полная чушь.


Камера сгорания двигателя Rocketdyne F-1. Пять из этих двигателей использовались для обеспечения тяги ракеты Сатурн V. Кредит: GETTY IMAGES / ХОВАРД СОЧУРЕК.


Все проектные документы, когда-либо созданные для программы Apollo, по-прежнему доступны. Но если бы это был просто случай отказа от старых конструкций, они бы сделали это много лет назад. Нет, проблема не в конструкции, а в том, как мир двигался вперед с тех пор, как инженеры впервые создали эти двигатели F-1 еще в 1960-х годах.

Когда группа современных ракетных инженеров посмотрела на то, как они могут воссоздать культовые двигатели F-1, они вскоре поняли, насколько иначе все было сделано около 50 лет назад, когда не было компьютерного проектирования, правил скольжения и испытаний. и тестирование ошибок.


Тяговое испытание двигателя F-1, пять из которых обеспечивают тягу в 7,5 миллионов фунтов, необходимую для ракеты Saturn V.
Кредит: УНИВЕРСАЛЬНАЯ ИСТОРИЯ АРХИВЕГЕТИЧЕСКИХ ИЗОБРАЖЕНИЙ.


Кто были первоначальными создателями двигателя F-1?

Компоненты

были спроектированы, изготовлены, затем протестированы, а затем часто модифицированы перед использованием.Сложные узлы двигателя были сварены из сотен более мелких деталей с помощью опытных сварщиков, иногда на создание одного сложного мира уходит целый день.


Двигатели Saturn V F-1.


Несмотря на то, что у них были оригинальные конструкции, они обнаружили, что им не хватало заметок инженеров, поскольку они фактически вручную создавали каждый двигатель, каждый из которых немного отличался со своими причудами и недостатками. Первыми строителями двигателей F-1 были высококвалифицированные инженеры, сварщики и слесари.

Практически все делали вручную. Потому что часто тогда это был единственный способ сделать это. И в спешке, чтобы уложиться в сроки, они сохранили многие уловки, которые они использовали, чтобы заставить вещи работать и работать вместе, в своих головах или записали на клочках бумаги, которые уже давно утеряны.


Ракетные двигатели разгонной ступени ракеты Сатурн V.
Кредит: Википедия Commons.


Прокрутите 50 лет, и все эти квалифицированные специалисты уже давно вышли на пенсию. И многие скончались, забрав с собой свои навыки и понимание.С появлением современных технологий производства многие из этих навыков больше не используются. И сегодня они есть у немногих людей, поэтому, столкнувшись с чертежами 50-летней давности, мы обнаруживаем, что у нас больше нет людей, обладающих навыками, которые могли бы делать их таким же образом.

Использование компьютерного моделирования

Путем детального изучения оставшихся двигателей F-1 из музеев и хранилищ. Наши новые инженеры обнаружили достаточно, чтобы создать новый двигатель F-1B, если он когда-либо будет построен. Использование современных компьютерных технологий моделирования и изготовления.Новый двигатель мог бы быть более эффективным и таким же мощным, как и усиленный, но невылетевший F-1A.

При тяговом усилии 1,8 миллиона фунтов, но, что более важно, это уменьшит количество производимых деталей. С примерно 5600 до всего 40, что повысит надежность и снизит затраты. Хотя в конце концов НАСА выбрало твердотопливные ракетные ускорители для SLS, это упражнение доказало, что иногда легче переделать что-то с нуля, чем пытаться переделать прошлое.


Если бы вы могли задать только один вопрос экипажу Аполлона-11, что бы это было?


Как это:

Нравится Загрузка …

Двигатель Saturn F-1 после Аполлона

Спустя много времени после взлета последнего Сатурна V НАСА и промышленность изучали другие варианты использования двигателей F-1, которые приводили в действие его первую ступень. (кредит: НАСА)

Возвращение к Аполлону

Дуэйн А. Дэй

3 июня 2019 г.

Двигатель F-1 Сатурна V, вероятно, самый легендарный из когда-либо созданных ракетных двигателей.После проблемного раннего запуска, разрушившего несколько испытательных стендов, мощный двигатель отправил 12 астронавтов на поверхность Луны. Позже, когда НАСА планировало списать аппаратное обеспечение Apollo, проницательные лидеры поняли, что оно может им снова понадобиться. Это привело к Программе сохранения производственных знаний F-1. Это был проект Rocketdyne, компании, которая построила двигатель F-1, чтобы сохранить как можно больше технической документации и знаний о двигателе. Согласно инвентаризации документации, Программа сохранения знаний подготовила 20 томов материалов по таким темам, как комплект колец форсунок двигателя, клапаны, сборка двигателя и проверка, теплоизоляция и электрические кабели, среди прочего.

НАСА рассматривало возможность использования двигателя F-1 в конце 1980-х — начале 1990-х годов в рамках своей инициативы по исследованию космоса (SEI). Даже когда SEI был политически мертв, агентство продолжало исследования торговли, в том числе F-1.

Но проект вышел за рамки простого сохранения документации. Rocketdyne даже стремился запечатлеть знания в головах людей, которые проектировали и производили двигатели. Они проводили с ними записанные на магнитофон интервью, задавая вопросы о деталях, которые было сложно произвести, и производственных хитростях, которым они научились в процессе создания нескольких двигателей.В дополнение ко всему этому материалу у НАСА также было несколько двигателей F-1 на хранении, а также те, которые попали в музеи, которые можно было разобрать и исследовать. После завершения программы Apollo пять двигателей находились на хранении в сборочном центре НАСА в Мишуде, а десять других были установлены на подиумах на внешнем дисплее.

Rocketdyne поставила НАСА 98 серийных двигателей, 65 из которых были запущены. Всего было испытано 56 эквивалентных двигателей разработки. Компания провела 2771 заводское и научно-исследовательское испытание одиночных двигателей, всего 1110 полных испытаний и накопила 239 124 секунды — более 66 часов — опыта запуска двигателей.Группа из пяти двигателей, используемая на Saturn V, была запущена на испытательных объектах в Миссисипи и Алабаме 34 раза, из них 18 полных испытаний, в общей сложности 15 534 секунды работы двигателя. В 1992 году компания Rocketdyne подсчитала, что восьмилетняя программа разработки двигателей F-1 обошлась в 1,77 миллиарда долларов в 1991 финансовом году.

Двигатель F-1 был рассчитан на тягу 6,7 миллиона ньютонов. Rocketdyne усилил двигатель и увеличил тягу до 8 миллионов ньютонов на уровне моря, или около 8.9 миллионов ньютонов в вакууме. Конструктивные изменения, увеличивающие мощность двигателя, были успешно продемонстрированы на двух двигателях, получивших обозначение F-1A.

НАСА рассматривало возможность использования двигателя F-1 в конце 1980-х — начале 1990-х годов в рамках своей инициативы по исследованию космоса (SEI). Даже когда SEI был политически мертв, агентство продолжало «торговые исследования», то есть торговлю между затратами и возможностями различных вариантов. F-1A рассматривался как часть этих торговых исследований, и исследование, проведенное старшими специалистами в 1992 году, рекомендовало вернуть F-1 в эксплуатацию.Но стоимость использования F-1A в ракете-носителе большой грузоподъемности была высокой.

В 1992 году компания Rocketdyne, в то время входившая в состав Rockwell International, провела исследование способности компании возобновить производство F-1A. Компания опросила свой персонал, имеющий опыт работы с двигателями F-1 в трех областях — инжиниринг, качество и производство — и определила, сколько из них были активны, а сколько вышли на пенсию и готовы работать по программе, если их спросят (всего было 248 и 76, соответственно.Компания отметила, что двигатели Atlas и Delta были сняты с производства в течение многих лет и были перезапущены. Например, двигатели Delta не производились с 1968 по 1989 год, когда компания перезапустила производственную линию RS-27 / 27A, поэтому возобновление производства F-1 было немыслимым.

Но F-1A был бы дорогим. По оценке Rocketdyne, активация производственной линии обойдется в 315 миллионов долларов в долларах 1991 года. Значительная часть этих денег, 100 миллионов долларов, потребуется для оплаты четырех испытательных двигателей и одного запасного.Эти расходы, по-видимому, не включали повторную активацию специальных испытательных стендов, которые использовались для F-1.

Однако удельную стоимость серийного двигателя было трудно оценить, поскольку она зависела от заказанного количества и производительности. Rocketdyne подсчитал, что стоимость каждого двигателя составит 15 миллионов долларов при заказе 40 или более двигателей из расчета 10–12 в год. Но после смерти Space Exploration Initiative дальнейшие исследования по возобновлению производства двигателей F-1 прекратились.

В октябре 2012 года группа под руководством Dynetics получила 30-месячный контракт стоимостью 73,3 миллиона долларов на изучение некоторых аспектов усовершенствованного бустера для SLS. НАСА одновременно изучало F-1 в основном в качестве учебной программы по развитию навыков проектирования двигателей для молодых инженеров.

В начале января 2013 года, спустя почти сорок лет с момента последнего взрыва F-1, леса, окружающие Центр космических полетов НАСА им. Маршалла, содрогнулись от громового грохота. Инженеры НАСА тестировали не ракетный двигатель, а только его часть, так называемый газогенератор, устройство, которое сжигает топливо для производства горячих выхлопных газов, чтобы вращать турбину, которая затем вращает насос, перекачивающий топливо и окислитель в камеру тяги, где он воспламеняется, производя выхлоп, приводящий в действие ракету.Газогенератор во многом похож на ракетный двигатель, и его нужно запускать на испытательном стенде. Этот газогенератор был от двигателя Saturn F-1, первый раз за более чем три с половиной десятилетия. Один только газогенератор F-1 составлял почти треть тяги ракетного двигателя Merlin 1C для ракеты-носителя Falcon 9.

За январскими испытаниями газогенератора F-1 в 2013 г. последовало еще несколько. Его проводило НАСА, которое разбирало и исследовало несколько устаревших двигателей F-1 в рамках программы инженерного обучения.Но была также предпринята еще одна попытка адаптировать F-1 к новой ракете-носителю.

В 2012 году НАСА заключило исследовательский контракт с командой, возглавляемой компанией Dynetics из Хантсвилла, в которую входила компания Rocketdyne, производитель оригинальных F-1. Компании исследовали возможность использования F-1 в ускорителях, прикрепленных к обновленной версии системы космического запуска. НАСА заключило несколько контрактов на продвинутую демонстрацию разработки ускорителей и / или усилия по снижению риска.Dynetics предоставляет инженерные решения для оборонной, аэрокосмической и коммерческой отраслей.

В октябре 2012 года группа под руководством Dynetics получила 30-месячный контракт на сумму 73,3 миллиона долларов на изучение нескольких аспектов усовершенствованного ускорителя для SLS, включая снижение рисков для двигателя и конструкции ускорителя. В конечном итоге это может привести к разработке усовершенствованных ускорителей, каждый из которых оснащен двумя двигателями F-1. НАСА одновременно изучало F-1 в основном в качестве учебной программы по развитию навыков проектирования двигателей для молодых инженеров.

Aerojet Rocketdyne обозначил новый двигатель как F-1B. В начале 1970-х годов Rocketdyne, по-видимому, использовал обозначения F-1B и даже F-1C ​​для возможных будущих версий двигателя. По крайней мере, один из этих ракетных двигателей предназначался для многоразового обратного хода Saturn S-IC первой ступени. В дополнение к предложенному в начале 1990-х годов возрождению двигателя для Space Exploration Initiative к концу 1990-х годов Rocketdyne рассматривала возможность использования версии двигателя в обратном ускорителе для космического челнока, на этот раз обозначив его как F-1 Block II.Совсем недавно компания оценила проект «F-1C» для коммерческого заказчика — вероятно, United Launch Alliance — но этот проект не был реализован, и поэтому подробности не были обнародованы.

Двигатель F-1B, который исследовался в 2013 году как возможная силовая установка для ракеты-носителя. (кредит: Тим Вархоцкий)

В то время, когда Dynetics проводила оценку F-1B, ожидалось, что, если НАСА добавит два усовершенствованных ускорителя, каждый с двумя двигателями F-1B, к основной ступени SLS, это повысит общую производительность SLS Block 2 до 150 метрических тонн20. тонн сверх существующего требования.Команда, изучающая подход F-1, подсчитала, что если бы они сделали упор на производительность, а не на стоимость, они могли бы достичь не менее 160 метрических тонн, хотя и с высокой стоимостью. Но цель Dynetics заключалась в том, чтобы снизить стоимость везде, где это возможно, и F-1B уже обеспечивал большую производительность, чем требовалось в концепции миссии НАСА.

Во время первоначальной оценки команда под руководством Dynetics рассмотрела несколько комбинаций диаметра бустера / резервуара. Другие варианты включали три двигателя РД-180 и три двигателя РС-84.РД-180 — это двигатель российского производства, который в настоящее время используется в ракете Атлас V. RS-84 был предложенным ракетным двигателем Rocketdyne на жидком кислороде / керосине, способным развивать тягу примерно 5,16 миллиона ньютонов. Предполагалось, что RS-84 будет многоразовым, но реальных испытаний не проводилось, и разработка закончилась в начале 2000-х годов.

Компания Dynetics назвала свою ракету-носитель Пириос в честь одной из лошадей, которая тянула колесницу греческого бога солнца Гелиоса. Pyrios будет состоять из боаттэйла и кормовой юбки над двумя двигателями F-1B.Над ним будут топливный бак керосина, промежуточный бак, бак жидкого кислорода, передняя юбка и носовой обтекатель. Pyrios будет иметь те же точки крепления, что и SRB на Блоке 1. Для снижения затрат в бачках и юбках бустеров будет использован алюминий 2219, сваренный трением с перемешиванием, в конструкции диаметром 5,5 метров.

Команда под руководством Dynetics рассмотрела семейство вариантов ускорителей, в том числе ракету Block 1A с ускорителями, способную выдерживать 103–120 метрических тонн, и ракету с одной рукояткой с отмененным Ares I J-2X- моторный разгонный блок грузоподъемностью 32 тонны.

В двигателе будут использоваться проверенные элементы F-1, а также упрощения и улучшения характеристик двигателей F-1A, построенных и испытанных в конце программы Apollo. Двигатель F-1B будет способен развивать тягу в 8 миллионов ньютонов на уровне моря, которая может быть снижена до 5,8 миллионов ньютонов, что позволит операторам адаптировать профиль тяги для каждого полета и конфигурации транспортного средства по мере необходимости.

Кажется, что у чудовищного двигателя есть определенная привлекательность — и, конечно, легендарная история, — что заставляет его пересматривать всякий раз, когда требуется значительная тяга.

В план двигателя F-1B входил ряд модернизированных недорогих узлов. Они включали в себя основную камеру сгорания со стенкой канала горячего изостатического прессового соединения и сопло со стенкой канала. Оригинальные F-1 и F-1A имели большой выпускной коллектор, который изгибался на полпути вниз от выпускного сопла и выходил в сопло. Выхлоп, хотя и горячий, был значительно холоднее, чем горячие газы в упорной камере, и более холодный выхлоп стекал вниз по внутренней стороне сопла, служа тепловым буфером и предотвращая прогорание основного выхлопа через сопло.Два наиболее дорогостоящих компонента двигателя, выпускной коллектор турбины и удлинитель сопла, в F-1B были бы исключены, а узел упорной камеры со стенкой трубы был заменен. Dynetics выпустила концептуальные иллюстрации и показала модель нового двигателя с большим выхлопным каналом, идущим вниз по стороне выхлопного патрубка, а не изгибающимся в раструб, как на F-1A, тем самым упростив конструкцию выхлопной конструкции. Он явно отличался от F-1A, но все равно был массивным.Из-за более низкого давления в газогенераторном двигателе он может быть изготовлен из обычных и недорогих материалов, таких как алюминий, во всех каналах первичного потока.

Оригинальные двигатели Saturn V F-1 были по существу ручной работы, многие детали сваривались вместе опытным сварщиком. Хотя машины с компьютерным управлением теперь могут выполнять множество сварочных работ, инженеры предпочитают избегать сварки, когда это возможно, отливая несколько крупных деталей, а не сваривать вместе множество более мелких.Dynetics сократила количество деталей в одной основной секции двигателя с 5600 до 40. Это снизило бы стоимость, повысило надежность и упростило бы многие другие процессы. Больше не потребуется ручной сварки.

Первоначальный F-1 был построен в некотором роде как заводные часы: когда происходила одна часть последовательности запуска, она механически или каким-то другим образом запускала следующую часть последовательности запуска и так далее в разумной последовательности. План состоял в том, чтобы заменить большую часть этого современными системами с компьютерным управлением, что также увеличило бы возможности управления и точной настройки двигателя.

Но НАСА прекратило исследования по модернизации SLS, включая исследования по возрождению F-1. Вскоре прекратились и испытания газогенератора F-1 в Центре космических полетов им. Маршалла. F-1 снова замолчал.

В последний раз ракета Saturn V с двигателями F-1 стартовала с орбитальной мастерской Skylab в 1973 году. Хотя это, вероятно, будет последним разом, когда F-1 когда-либо летал, двигатель-монстр, похоже, имеет двигатель. определенная привлекательность — и, конечно, легендарная история — которая приводит к ее пересмотру всякий раз, когда требуется существенный толчок.


Дуэйн Дэй хотел бы получить от кого-нибудь дополнительную информацию о «F-1 Mark II» и «F-1C», любых других исследованиях модернизированных двигателей F-1 и недавних испытаниях в Центре космических полетов им. Маршалла. С ним можно связаться по адресу [email protected]

Примечание: мы временно модерируем все комментарии, чтобы справиться с всплеском спама.

Самый мощный двигатель из когда-либо созданных

Удивительный Rocketdyne F-1 приводил в движение астронавтов Apollo на Луну

Одно из определяющих изображений 20-го века — это Аполлон-11, поднимающийся на столбе раскаленного огня с площадки 39A в Космическом центре Кеннеди 16 июля 1969 года.Далеко на вершине огромной ракеты-носителя «Сатурн V» трое мужчин отправились в путешествие, которому не было равных с момента окончания программы «Аполлон». Их полет на Луну длился два дня, но это были первые 165 секунд, которые сделали все это возможным. В основе могучей ракеты «Сатурн» находились пять мощных двигателей, каждый из которых давал чуть более 1,5 миллиона фунтов тяги. Вместе их тяга в 7,6 миллиона фунтов подняла этот огромный 3000-тонный аппарат прочь от земной гравитации и устремилась к границам самого космоса.

Rocketdyne F-1 был в буквальном смысле движущей силой, которая привела человечество на Луну. Он представлял собой качественный скачок в размерах и мощности по сравнению с чем-либо созданным ранее. До F-1 самым большим и самым мощным ракетным двигателем на жидком топливе в разработке был E-1 с тягой 188000 фунтов. Это было ужасно неадекватно для задачи, которая стояла перед НАСА в начале 1961 года. О том, как F-1 был задуман, спроектирован, построен и испытан, — это сага, достойная братьев Райт или Чарльза Линдберга, но в гораздо большем масштабе.

Rocketdyne была основана North American Aviation с командой опытных ракетных инженеров из Redstone Arsenal армии США в Хантсвилле, штат Алабама. В 1958 году ВВС заключили контракт с Rocketdyne на двигатель, который станет F-1. Базируясь в Канога-Парке, Калифорния, компания построила и впервые протестировала компоненты на своем предприятии в горах Санта-Сусанна к северу от Лос-Анджелеса. Джерри Буцко, который присоединился к Rocketdyne сразу после окончания Вашингтонского университета, охарактеризовал тесты как впечатляющие.«Ты действительно почувствовал это, когда эта штука сработала», — сказал он со смехом. Буцко работал над соплом, колоколообразным конусом, из которого отводилась сила ракеты. «Мы назвали эту насадку« Кинг-Конг ». Она была огромной. Во время одного испытания эта штука просто взорвалась. Это слышали все во всем регионе ».

После этого Rocketdyne перенесла испытания на базу ВВС Эдвардс в пустыне Мохаве, где компания построила массивный испытательный стенд. Ноги огромной конструкции были прочно закреплены в скалах Калифорнии.

Военно-воздушные силы вскоре отказались от проекта, когда стало очевидно, что такой огромный двигатель не нужен военным. Но в июле 1958 года президент Дуайт Д. Эйзенхауэр учредил Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства и предпринял первые серьезные шаги к высадке на Луну. Когда в январе 1960 года был открыт Джон Ф. Кеннеди, лунная программа была уже в стадии разработки.

НАСА выбрало сближение на лунной орбите в качестве метода достижения Луны. Полностью загруженная ракета-носитель «Сатурн V» будет весить 6 баллов.2 миллиона фунтов. Первая ступень, известная как S-IC, должна была снять это огромное бремя со стартовой площадки и перенести ее через Атлантический океан. Затем вторая ступень, S-II, возьмет на себя управление и выведет экипаж на орбиту. Хотя от зажигания до орбитального выхода на орбиту потребуется 11 минут, эти первые 165 секунд были самыми важными. Команда Вернера фон Брауна из Центра космических полетов им. Маршалла в Хантсвилле подсчитала, что двигатель первой ступени S-IC должен генерировать 1.5 миллионов фунтов тяги. Единственным существующим ракетным двигателем, способным на такую ​​мощность, был бездоказательный F-1.


Пять двигателей F-1 первой ступени S-IC Сатурна V изрыгают пламя и дым в Центре космических полетов им. Маршалла. (НАСА)

В апреле 1961 года советский космонавт Юрий Гагарин стал первым человеком в космосе. Затем 5 мая американец Алан Шепард совершил свой 15-минутный суборбитальный полет. Ракета Редстоун, на которой он летел, произвела всего 78 000 фунтов тяги. Двадцать дней спустя Кеннеди попросил Конгресс поддержать национальную цель «высадить человека на Луну и благополучно вернуть его на Землю».”

Это было смелое решение пойти с бездоказательным F-1. Незадолго до полета Гагарина прототип камеры сгорания F-1 был испытан, и его тяга достигла 1,64 миллиона фунтов, что подтвердило его конструкцию. Но это было очень короткое испытание, далеко не то, что должно было быть у серийного F-1. Никто не знал наверняка, возможно ли это сделать. Даже русские с их проверенными ракетами большой грузоподъемности не пытались построить что-либо настолько мощное. Некоторые члены Научно-консультативного комитета Кеннеди сказали, что двигатель слишком велик, чтобы работать.

Хотя F-1 был огромным шагом вперед в размерах, он по-прежнему использовал ту же базовую технологию, которую Rocketdyne опробовал и проверил на нескольких предыдущих двигателях. От армейского Redstone до Air Force Atlas и многих других — технологии были в основном одинаковыми. Но никому еще не удалось создать ракету с тягой более миллиона фунтов.

К середине 1962 года команда Rocketdyne была готова к длительным испытаниям камеры сгорания F-1. 28 июня на испытательном стенде Эдвардса зажгли запальники и запустили турбонасосы.Затем, как наблюдали собравшиеся инженеры и представители НАСА, двигатель разрушился за четверть секунды.

Что пошло не так? Ракетный двигатель на самом деле очень простая машина, по крайней мере, в концепции. Турбонасосы впрыскивают топливо и окислитель в камеру сгорания при наличии пламени. Смесь воспламеняется, создавая давление, которое становится тяговым за счет движения вверх к верхней части двигателя, когда она выходит из сопла. Если тяга превышает вес автомобиля, он отрывается.Внутри камера сгорания представляет собой полый цилиндр с пластиной инжектора вверху. В пластине просверлены сотни отверстий, через которые две жидкости прокачиваются, чтобы объединиться с образованием смеси, которая затем воспламеняется.

Но для того, чтобы двигатель работал должным образом, две вещи должны происходить правильно. Топливо и окислитель должны быть смешаны в правильных пропорциях, и они должны гореть ровно. F-1, как и многие другие ракетные двигатели до и после, использовал RP-1 (форма керосина) в качестве топлива и жидкий кислород (LOX) в качестве окислителя.Почти в каждом ракетном двигателе, созданном до того времени, исправлять проблемы, возникавшие при нестабильном сгорании или неравномерном потоке, обычно было несложно. С F-1 этого не произошло. Проблема была в масштабах. Камера сгорания F-1 представляла собой цилиндр бочкообразной формы диаметром почти 3 фута. Пластина инжектора имела толщину 4 дюйма и весила 1000 фунтов. В пластине было просверлено ровно 6300 отверстий, каждое не больше, чем соломинка соды, через которые вводилась жидкость. Отверстия были расположены группами по пять отверстий: два для RP-1 и три для LOX.Они были разработаны для объединения потоков в двух вентиляторах на точном расстоянии от нижней части пластины, где они будут гореть. В момент воспламенения температура в камере подскочила почти до 6000 градусов, а давление выросло с нуля до 1015 фунтов на квадратный дюйм (psi), создав желаемую тягу в 1,5 миллиона фунтов.

Проблема, с которой инженеры Rocketdyne столкнулись в июне 1962 года, заключалась не просто в неисправной детали или дефектном сварном шве. Это было связано с тем, что редко было проблемой для двигателей меньшего размера, нестабильностью сгорания.В идеале форсунки и воспламенители создавали «гладкий фронт пламени», в котором RP-1 и LOX горели при одинаковой температуре и давлении под всей поверхностью пластины форсунки. Но большие размеры F-1 сделали это практически невозможным. Если слишком много LOX вводили с одной стороны камеры, это приводило к тому, что температура в этой точке была намного выше, чем с другой стороны. Это сформировало волну давления, которая отскакивала от одной стороны к другой, создавая эффект «гоночной трассы», когда тепло и давление выходили из-под контроля за миллисекунды, часто разрушая двигатель.Практически все может вызвать неконтролируемую нестабильность, например кратковременное колебание турбонасосов или тепловой удар от внезапного повышения температуры.

Для НАСА и Rocketdyne это была немалая проблема; это был серьезный кризис. В этот момент на сцену вышли инженер по силовым установкам Rocketdyne Пол Кастенхольц и Даниэль Клют, исследователь механических двигателей. Вместе с Джерри Томпсоном из Центра космических полетов Маршалла, специалистом по системам на жидком топливе, они возглавили команду из 50 квалифицированных и мотивированных инженеров и техников для решения проблемы.Созданная группа по устройствам сгорания, им была поставлена ​​задача сделать F-1 надежным. По словам Кастенхольца, команда имела наивысший приоритет в компании. «Они получили то, что им было нужно, кому они были нужны и когда им это было нужно», — сказал он.

Вначале команда надеялась, что проблема может быть решена без полной переделки камеры сгорания, что отодвинуло бы график на несколько месяцев назад. Они работали над регулировкой расхода жидкости, гидравлики, а также угла и расположения отверстий.Затем каждое исправление проверялось на стенде Edwards, и каждый раз нестабильность возникала снова. К началу 1963 года в ходе испытаний были уничтожены два двигателя, но инженеры по-прежнему были уверены, что в конечном итоге устранят проблему. Все они знали, что будущее лунной программы и, возможно, НАСА и пилотируемых космических полетов висело на волоске.

Самой сложной задачей было определить причину нестабильности, поскольку она оказалась как прерывистой, так и непредсказуемой. «Не было согласованности, — сказал Томпсон.«Это могло произойти по причинам, которые мы никогда не понимали». Это, конечно, было в эпоху до появления сложного компьютерного моделирования и анализа. В этот момент команде пришла в голову радикальная идея. Как объяснил Кастенхольц, «мы должны были вызвать нестабильность по нашему приказу». Им нужен был способ постоянно создавать нестабильность горения, чтобы разработать исправление, которое работало бы каждый раз.

Решение заключалось в том, чтобы поместить бомбу в камеру сгорания. Во время стрельбы они подвешивали небольшой, хорошо изолированный черный пороховой взрывчатый материал в камере под пластиной инжектора.Этот радикальный шаг потребовал серьезного мозгового штурма. Кастенхольц сказал, что они сначала попытались вставить его в сопло во время стрельбы, но это не сработало. Поместив взрывчатое вещество в камеру перед выстрелом с изолированным проводом, чтобы его можно было взорвать в желаемое время, команда, наконец, смогла добиться нестабильности горения, когда они этого хотели. Помимо попыток разработать F-1, который бы работал нормально, команда по устройствам сгорания стремилась заставить его работать даже после того, как в камере взорвалась бомба.Настоящая проблема заключалась в том, чтобы двигатель быстро достиг того, что называли «динамической стабильностью», то есть он исправлялся за 400 миллисекунд.

К весне 1964 года, когда «Программа Близнецов» попала в заголовки газет, команда Томпсона, Кастенхольца и Клютэ согласилась с тем, что идеальное решение проблемы казалось недостижимым. В течение следующих 24 месяцев команда сосредоточилась на пластине инжектора, сердце системы. Они установили медные перегородки, чтобы разбить отскакивающие ударные волны. Первые были тонкими, и Томпсон заметил, что ударные волны согнули их, как будто прошел торнадо.Следующие перегородки имели толщину в два дюйма в основании и охлаждались от РП-1 в пластинах инжектора. «Они действительно помогли, — сказал Томпсон, — но не смогли остановить нестабильность. Мы испробовали все, что только могли придумать, по крайней мере, 40 или 50 ». Каждый раз, когда они тестировали новую идею, она иногда работала, а иногда — нет. Дошло до того, что они стали повторять идеи, которые уже испробовали неделями ранее.

Месяцы прошли без твердого раствора. Иногда F-1 становился нестабильным после взрыва бомбы и раздраженно отказывался успокаиваться, но иногда это происходило.С каждым разом команда была немного ближе к успеху. Летом 1964 года инженеры решили изменить угол отверстий в пластине инжектора, чтобы жидкости попадали в камеру немного глубже. Это снизило эффективность на несколько процентов, но нестабильность также стала менее частой. Были внесены дополнительные корректировки до тех пор, пока случаи нестабильности не уменьшились и, наконец, не прекратились полностью. В каждом испытании бомба взорвалась, давление резко возросло, а затем горение стабилизировалось за 100 миллисекунд.

Это был поворотный момент для Rocketdyne. 16 апреля 1965 года, почти через три года после испытания прототипа оригинального двигателя, пять F-1 были установлены на испытательном стенде в Хантсвилле и впервые сработали вместе. Обжигающий желто-белый столб пламени сотряс землю, как продолжительное землетрясение. Все двигатели работали отлично, создавая тягу в 7,5 миллионов фунтов за 6,5 секунды. Хотя команда еще не знала об этом, они наконец-то устранили проблему. С тех пор F-1 никогда не переставал работать безупречно.Совершенный 9 ноября 1967 года полет беспилотного космического корабля «Аполлон-4 Сатурн-5» прошел успешно. Тринадцать месяцев спустя F-1 вошел в историю.

Утром 21 декабря 1968 года три астронавта сидели в командном модуле Apollo 8 на вершине Saturn V SA-503. Фрэнк Борман, Джим Ловелл и Билл Андерс собирались покинуть Землю, чтобы стать первыми людьми, достигшими Луны. Сатурн V высотой 363 фута стоял на бетонной площадке в стальных объятиях 500-футовой красной стартовой башни.


Этап S-IC для Apollo 8 возводится для окончательной сборки ракеты-носителя Saturn V в Сборочном корпусе транспортных средств.(НАСА)

Первая ступень S-IC Сатурна представляла собой гигантский цилиндр диаметром 33 фута, содержащий два топливных бака и пять двигателей F-1. Турбонасосы должны были надежно нагнетать огромное количество топлива и окислителя в пять камер сгорания. Пять новых двигателей F-1 ждали, как беспокойные жеребцы, готовые поглотить 534 000 галлонов RP-1 и LOX в баках. Приводимое в действие турбиной мощностью 55000 л.с., топливо будет перекачиваться со скоростью 15 471 галлон в минуту, а LOX — со скоростью 24 811 галлонов в минуту, или пять тонн RP-1 и 10 тонн окислителя каждую секунду — этого достаточно, чтобы заполнить 25-футовый бассейн. бассейн за 27 секунд.Конструкция, на которой были установлены двигатели, весила 21 тонну и была рассчитана на распределение 3750 тонн тяги по основанию ракеты.

Незадолго до 12:51, при Т-минус 8,9 секунды, последовательность запуска началась с зажигания четырех воспламенителей в каждом двигателе, сжигающего богатую топливом смесь в газогенераторах, приводящих в действие турбину. Пять огромных облаков черного дыма и оранжевого пламени от газогенератора вырвались из сопел двигателя и охватили основание ракеты. LOX распыляется в основные камеры сгорания, где он соединяется с взрывным зарядом воспламенителя топлива, создавая адский огонь при Т-минус 6.4 секунды. Когда давление в камерах сгорания достигло 20 фунтов на квадратный дюйм, открылись основные топливные клапаны. Топливо сначала проходило через сеть трубок внутри и вокруг стенок камеры сгорания, чтобы охладить его во время горения.

Турбонасосы заработали полную мощность. В каждом двигателе тонна RP-1 и две тонны LOX были протолкнуты через 6300 отверстий, столь кропотливо просверленных в пластинах форсунок. Когда смесь горела, давление достигло 1015 фунтов на квадратный дюйм, и ревущий ад вырвался из выхлопных сопел шириной 12 футов в широкую траншею пламени под пусковой площадкой.Раскаленный огненный шар вырвался из базы ракеты. Пять двигателей были рассчитаны на выход на полную мощность через несколько разнесенных интервалов, чтобы предотвратить врезание одной мощной ударной волны в ракету. К моменту Т-минус 0,0 суммарная тяга достигла 7,5 миллионов фунтов, и четыре огромных удерживающих рычага освободили напрягшееся чудовище, в то время как пять верхних шлангокабелей, соединяющих ракету с башней, отклонились. Через треть секунды Сатурн V освободился.

Тяжелая ракета, длинная и тяжелая, как эсминец времен Второй мировой войны, начала набирать высоту.Рев двигателей Сатурна V, выходящих на главную ступень, был, наряду с ядерным взрывом, самым громким искусственным звуком на Земле. В трех милях от места общественного просмотра звук сначала прошел через землю, как приближающееся землетрясение, а затем ударил по ушам зрителей, как извержение вулкана. Сначала медленно, словно не желая покидать Землю, но затем постепенно набирая скорость, Сатурн взошел на пяти ослепляющих белых столпах пламени. Когда он покинул башню, звук взревел и разнесся на несколько миль.Это было в нескольких сотнях футов в воздухе, прежде чем обжигающий столб пламени очистил стартовую площадку, и ракета начала взлетать над Атлантикой.

Тем не менее могучие F-1 продолжали отлично гореть, глотая 15 тонн топлива и LOX каждую секунду, пока Сатурн не проносился по лазурному небу со скоростью 5400 миль в час на высоте 36 морских миль и 50 миль вниз по дальности. В 12:53:30, через 150 секунд после возгорания, F-1 отключились. Они сделали свое дело. С грохотом пиротехнических зарядов первая ступень S-IC была сброшена и упала в океан, унеся F-1 в водяную могилу.Пять двигателей J-2 второй ступени S-II загорелись из-за своей роли в выводе Аполлона-8 в космос.

Пока люди в Космическом центре Кеннеди и Центре управления полетами в Хьюстоне, штат Техас, аплодировали, экипаж «Аполлона-8» начал свой исторический полет в другой мир. В волнении забыли о работе, проделанной изысканно сконструированной машиной, которая сделала это возможным. Тем не менее, для мужчин и женщин из Rocketdyne, которые спроектировали, построили и усовершенствовали F-1 в течение всех этих разочаровывающих месяцев тяжелого труда и пота, наконец-то настал их триумф.

Не будет преувеличением сказать, что без Rocketdyne F-1, вероятно, не было бы человеческих следов на лунной земле.

Марк Карлсон — автор двух книг по истории авиации и страстный поклонник золотого века НАСА. Рекомендуемая литература: Аполлон: Гонка на Луну , Чарльз Мюррей и Кэтрин Блай Кокс; Двигатель Saturn V F-1: продвижение Аполлона в историю , Энтони Янг; и Saturn V Flight Manual , публикация НАСА.

Эта функция впервые появилась в январском выпуске журнала Aviation History за 2017 год. Подпишитесь здесь!

фотографий ракетных двигателей | Исторический космический корабль

Двигатель F-1

Разработанный Rocketdyne двигатель F-1 создавал тягу почти в 1,5 миллиона фунтов. Двигатели F-1 были сгруппированы в группы по пять на первой ступени (ступень S-IC) ракет Saturn V. Группой пять двигателей потребляли 15 тонн керосина и жидкого кислорода в секунду.

F-1 в Мичиганском космическом и научном центре

(Фото: Ричард Круз, 2002)

Двигатель F-1 на выставке в ракетно-космическом центре США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Двигатель F-1 на выставке в ракетно-космическом центре США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Двигатель F-1 на выставке в Центре Удвар-Хейзи

(Фото: Ричард Круз, 2008)

H-1 Двигатель

H-1 был разработан Rocketdyne и использовал керосин и жидкий кислород в качестве движителей.На первых ступенях ракет «Сатурн I» и ИБ использовалось восемь двигателей Н-1.

Двигатель

H-1 на выставке в ракетно-космическом центре США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Двигатель

H-1 на выставке в Центре Удвар-Хейзи

(Фото: Ричард Круз, 2008 г.)

Двигатель

H-1 на выставке в Музее авиации и космонавтики Нила Армстронга

(Фото: Ричард Круз, 2008)

Двигатель J-2

J-2 был разработан Rocketdyne и использовал жидкий водород и жидкий кислород в качестве движителей.Вторая ступень Saturn 5 (S-II) использовала пять двигателей J-2, а третья ступень (SIV-B) использовала один J-2.

снимок J-2 был сделан в Мичиганском космическом и научном центре

(Фото: Ричард Круз, 2002)

Двигатель J-2 на выставке в ракетно-космическом центре США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

LR-87 Двигатель

Ракета LR-87 использовалась на ракетах «Титан» и космических пусковых установках.

Двигатель LR-87 на выставке в Национальном музее ВВС США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Двигатель LR-87 на выставке в Центре Удвар-Хейзи

(Фото: Ричард Круз, 2008)

Тяговая камера LR-87 на складе в Мичиганском центре космических исследований

(Фото: Ричард Круз, 2008 г.)

Ракетный двигатель Навахо

Ракетный двигатель Навахо на выставке в Центре Удвар-Хейзи

(Фото: Ричард Круз, 2008)

Редстоун Двигатель

Двигатель

Redstone на выставке в Мичиганском космическом и научном центре

(Фото: Ричард Круз, 2002)

Двигатель

Redstone на выставке в Мичиганском центре космических исследований

(Фото: Ричард Круз, 2008 г.)

Двигатель

Redstone на выставке в Центре Удвар-Хейзи.

(Фото: Ричард Круз, 2008)

Двигатель Redstone на выставке в ракетно-космическом центре США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Двигатель RL-10

RL-10 на выставке в ракетно-космическом центре США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Ракетный двигатель RL-10 на выставке в Чикагском музее науки и промышленности

(Фото: Ричард Круз, 2008)

Ракетный двигатель С-3 (LR-79)

Ракета С-3 использовалась на ракетах «Тор» и «Юпитер».Военное обозначение С-3 было LR-79.

Двигатель С-3 на выставке в Национальном музее ВВС США.

(Фото: Ричард Круз, 2007)

С-3 на выставке в Удвар-Хази Центре.

(Фото: Ричард Круз, 2008)

Главный двигатель космического корабля (SSME)

Главный двигатель космического шаттла (SSME) был разработан в Хантсвилле, штат Алабама, в Центре космических полетов им. Маршалла.SSME использует жидкий водород и жидкий кислород в качестве движителей. Space Shuttle использует три SSME.

Фотографии SSME, выставленные на наблюдательном портале стартового комплекса 39, Космический центр Кеннеди

(Фото: Кевин Рейнольдс, 2000)

SSME на выставке в ракетно-космическом центре США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

SSME Powerhead на выставке в ракетно-космическом центре США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Двигатель

SSME на выставке в Центре Удвар-Хейзи

(Фото: Ричард Круз, 2008)

Двигатель V-2

Двигатель

V-2 на выставке в Национальном музее ВВС США недалеко от Дейтона, штат Огайо

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Двигатель V-2 на выставке в ракетно-космическом центре США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Двигатель V-2 на выставке в Музее космонавтики и ракет ВВС

(Фото: Ричард Круз, 2009 г.)

Упорная камера V-2 на выставке в Центре Удвар-Хейзи

(Фото: Ричард Круз, 2008 г.)

Тяговая камера V-2 на выставке в Мичиганском центре космических исследований

(Фото: Ричард Круз, 2008 г.)

XLR-11 Двигатель

XLR-11 был разработан для приведения в движение пилотируемых ракетных самолетов.В этом четырехкамерном ракетном двигателе в качестве топлива использовались спирт и жидкий кислород.

XLR-11 выставлен в Национальном музее ВВС США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

XLR-99 Двигатель

XLR-99 использовался в гиперзвуковом ракетоплане X-15. XLR-99 использовал аммиак и жидкий кислород в качестве топлива.

Ракетный двигатель XLR-99 выставлен в Национальном музее ВВС США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Спускаемый аппарат лунного модуля «Аполлон»

Лунный модуль спускаемого аппарата на выставке в ракетно-космическом центре США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Аполлон Лунный модуль восходящего двигателя

Лунный модуль Ascent Engine на выставке в ракетно-космическом центре США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Подъемный двигатель лунного модуля на хранении в Мичиганском центре космических исследований

(Фото: Ричард Круз, 2008 г.)

Двигатель служебного модуля Apollo

Двигатель сервисного модуля Apollo (без удлинителя сопла) на выставке в Центре Удвар-Хейзи

(Фото: Ричард Круз, 2008 г.)

Двигатель Agena

Ракетный двигатель Bell Model 8048 на выставке в Национальном музее ВВС США

(Фото: Ричард Круз, 2007)

Двигатель NERVA

Фотографии сопла ракеты NERVA на выставке в Мичиганском космическом и научном центре

(Фото: Ричард Круз, 2002)

Маршевый ракетный двигатель Atlas

Фотографии поддерживающего двигателя Atlas, который в настоящее время восстанавливается в Мичиганском центре космических исследований

(Фото: Ричард Круз, 2008 г.)

Двигатель Viking

Фотографии ракетного двигателя «Викинг», выставленного в центре Удвар-Хейзи

(Фото: Ричард Круз, 2008 г.)

Изображения Ричарда Круза находятся под лицензией Creative Commons Attribution-Noncommercial 3.0 Лицензия США.

Восстановление двигателя

F-1 | Безос Экспедиции

16 декабря 2015 г.

Прибытие в Музей полетов

Благодаря команде консервации Канзасского космического и космического центра артефакты Аполлона F-1 готовы к демонстрации. Несколько недель назад первая партия артефактов прибыла в Музей полетов здесь, в Сиэтле, и я присоединился к президенту музея Дугу Кингу, куратору по космической истории Джеффу Нанну и студентам из соседней авиационной средней школы, чтобы взглянуть на артефакты. от Аполлона 12 и 16.Вы можете узнать больше о мероприятии и посмотреть фотографии здесь и здесь.

Музей авиации — это музей авиации мирового класса, и нам очень повезло, что он находится здесь, на заднем дворе — мне не терпится отвезти туда своих детей, чтобы посмотреть выставку. Престижность всей команде Музея полетов, Космосферно-космическому центру Канзаса, НАСА и команде экспедиции за то, что это стало возможным.

С уважением,

Джефф Безос

16 марта 2014 г.

ПОЗДРАВЛЯЕМ КОМАНДУ!

Клуб исследователей существует уже более 100 лет, продвигая научные исследования земли, моря, воздуха и космоса.Самые известные исследователи нашего поколения принадлежали к клубу и записали длинный список «первопроходцев» — первые на Северном полюсе, первые на Южном полюсе, первые на вершине Эвереста, первые на самой глубокой точке океана. , и сначала на поверхность Луны. Каждый год клуб устраивает большой обед для всех членов клуба, на котором они вручают награды и собирают деньги на исследования и другие программы.

Я рад сообщить, что команда специалистов по восстановлению двигателей F-1 получила награду Citation of Merit Award на ужине в клубе исследователей вчера вечером.Мы были счастливы и польщены тем, что Базз Олдрин сам приехал вручать награду. Это большая честь, и это заслужено поистине замечательной группой исследователей. На поиски и восстановление ушли годы работы. На протяжении всего пути эта команда работала долго, упорно и умно, и мы получали массу удовольствия. Благодаря команде вскоре все новое поколение молодых людей сможет увидеть эти удивительные двигатели на выставке. Поздравляем весь коллектив экспедиции!

С уважением,

Джефф Безос

стр.С. Вот видео из экспедиции, которое клуб представил вчера на ужине.

19 июля 2013 г.

СЕРИЙНЫЙ НОМЕР 2044

Когда четыре месяца назад мы сошли с корабля Seabed Worker в порту Канаверал, у нас было достаточно основных компонентов для демонстрации двух пилотируемых двигателей F-1. Мы вернули камеры тяги, газогенераторы, форсунки, теплообменники, турбины, топливные коллекторы и десятки других артефактов — все это просто великолепно и является ярким свидетельством программы Apollo.Был один секрет, с которым океан не отказывался легко: идентификация миссии. Огненный конец компонентов и сильная коррозия за 43 года под водой удалили или скрыли большую часть оригинальных серийных номеров. Мы уехали из Флориды, зная, что команда по охране окружающей среды сделала для них свою работу, и с тех пор держим пальцы скрещенными.

Сегодня я очень рад поделиться интересными новостями. Один из консерваторов, который сканировал объекты черным светом и специальным линзовым фильтром, сделал прорывное открытие — «2044» — нанесенное по трафарету черной краской на одной из массивных опорных камер.2044 — это серийный номер Rocketdyne, который соответствует номеру НАСА 6044, который является серийным номером двигателя F-1 № 5 от Аполлона 11. Бесстрашный консерватор продолжал копать в поисках дополнительных доказательств и после удаления еще большего количества коррозии в основе той же тяги. Камеру он нашел — «Блок № 2044» — выбитый на металлической поверхности.

44 года назад завтра Нил Армстронг ступил на Луну, и теперь мы обнаружили важнейшее технологическое чудо, сделавшее все это возможным.Огромное спасибо команде по сохранению Космосферы и Космического центра Канзаса в Хатчинсоне, штат Канзас. Сохранение — кропотливая работа, требующая невероятного терпения и внимания к деталям, а у этих ребят есть и то, и другое.

Это большая веха для проекта, и вся команда очень рада поделиться ею со всеми вами.

С уважением,

Джефф

20 марта 2013 г.

Какое невероятное приключение. Прямо сейчас мы находимся на борту «Морского рабочего», возвращающегося к мысу Канаверал после трехнедельного пребывания в море, проработав почти 3 мили под поверхностью.Мы так много нашли. Мы видели подводную страну чудес — невероятный сад скульптур из искривленных двигателей F-1, рассказывающий историю пламенного и жестокого конца, который служит свидетельством программы Apollo. Мы сфотографировали много красивых объектов на месте и теперь восстановили много лучших из них. Каждая вещь, которую мы приносим на палубу, вызывает в воображении тысячи инженеров, которые тогда работали вместе, чтобы сделать то, что всегда считалось невозможным.

Многие из оригинальных серийных номеров отсутствуют или частично отсутствуют, что затрудняет идентификацию миссии.Возможно, мы увидим больше во время реставрации. Сами предметы великолепны.

Технология, используемая для восстановления, в своем роде такая же потусторонняя, как и сама технология Apollo. Дистанционно управляемые аппараты работали на глубине более 14 000 футов, привязанные к нашему кораблю с помощью оптоволоконных кабелей для передачи данных и электрических кабелей, передающих мощность более 4000 вольт. Нас в команде часто поражали поэтические отголоски лунных миссий. Плавучесть ROV полностью похожа на микрогравитацию.Чернота горизонта. Серое и бесцветное дно океана. Только случайная глубоководная рыба разрушила иллюзию.

Дистанционно управляемый транспорт, обнаруживающий двигатели Apollo F-1 в трех милях под Атлантическим океаном.

Мы привезем домой достаточно основных компонентов для демонстрации моделей двух пилотируемых двигателей F-1. Предстоящая реставрация стабилизирует оборудование и предотвратит дальнейшую коррозию. Мы хотим, чтобы оборудование рассказывало правду, включая его повторный вход на 5000 миль в час и последующее столкновение с поверхностью океана.Мы рады представить это оборудование на выставке, где, возможно, оно вдохновит на что-то удивительное.

Хотя я провел достаточно много времени в своей каюте, переписываясь по электронной почте и работая, это не помешало мне познакомиться с командой. Я хотел бы поблагодарить вас. Прежде всего Дэвиду Конканнону, который собрал эту команду. Все это было бы просто невозможно без команды А, и я не уверен, что кто-то, кроме Дэйва, мог бы собрать их вместе.

Рори Голдену за его невероятную ирландскую мудрость, которая несколько раз направляла нас на верный путь. Рори также получает награду за лучший глаз — никто не мог заметить слабые отметины и мысленно отобразить искривленные, корродированные, на 90% скрытые части, как Рори. Между прочим, это тот самый парень, который нашел главное колесо корабля Титаника, которое многие до этого пытались и потерпели неудачу.

Винсу Капоне, который держал нас организованными и на правильном пути. Его глубокие познания в области выздоровления и его методичный, контролируемый подход сделали эту миссию успешной.

Доктору Джону Бродуотеру за его страстную и добросовестную заботу об археологическом картировании и сохранении наших поднятых артефактов. Он утверждает, что нашел время поспать, но я этого не видела. Он также представил нам невероятную презентацию своей работы по поднятию U.S.S. Монитор.

Майку Келли, чья интерпретация сонара позволила найти эти иголки в стоге сена. Раз за разом он приводил нас прямо к следующей цели.

Пилотам ROV, Гансу Брюгфьельду, Ярлу Эйде, Каю Ловену, Майклу Маклеоду, Оле Идену, Ронни Хогланду, Шону Глисону, Стюарту Круикшенксу, Торльфу Моэну и Трою Лоне.Хотя под водой, управление ROV называется полетом, и легко понять, почему. Сильные течения, непрозрачный ил, тросы, которые нужно контролировать и не запутывать — с этими ребятами все выглядит легко, но это не так. Особенно впечатляюще было наблюдать, как они прикрепляли стропы к этим неудобным объектам руками-манипуляторами на глубине трех миль. Кроме того, это образец для подражания, позволяющий делать все возможное.

Джошу Бернштейну и Эвану Ковачу, сделавшим все удивительные фотографии и подводные кадры высокой четкости.Оба оказались людьми-исследователями эпохи Возрождения, готовыми помочь на каждом шагу.

Доктору Кену Камлеру, врачу нашей команды — мы рады, что вы нам не понадобились, но мы всегда знали, что будем в надежных руках, если нам это понадобится. И спасибо за захватывающую лекцию о вашем опыте на Эвересте.

Арильду Олсену и Оддвару Таксету, нашим невероятно талантливым крановщикам, которые доставили артефакты на борт с точностью хирургов. Управление любым краном сложно и требует осторожности, но выполнение этого на корабле в море, где груз набирает энергию с каждым креном и наклоном, требует особого искусства.

Аугусто Парасу и его команде за то, что мы хорошо и вкусно накормили. Парусное предание гласит, что счастливая команда начинает и заканчивается беспорядком. Теперь нам придется сбросить несколько фунтов — и никто не жалуется.

Капитану Альфу Торе Кристофферсену, операционному директору Дугу Скотту и всей команде «Морского рабочего». Это действительно первоклассный корабль во всех смыслах, и мы ценим все, что вы сделали для успеха этой миссии.

Членам моей семьи, Марку Безосу, Стиву Пуру, Майку Безосу и Джеки Безосу. Спасибо, что поделились со мной этим подводным приключением. Конечно, мы путешествовали по стране чудес. Марк помогал принимать ключевые решения с большой осмотрительностью, поддерживал нашу организованность и заставлял нас смеяться. Стив сохранил чувство меры и сосредоточил нас на важных делах в нужное время. Майк и Джеки быстро стали помощниками доктора Бродуотера и работали днем ​​и ночью.

Наконец, я хочу поблагодарить НАСА.

Оставьте комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *