F-1 (ракетный двигатель). Двигатель f 1 ракетный

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США. ГЛАВА 59.

ЖРД F1 вот оно чудо американской технологии, высшее никем неповторимое творение ЖРД с одной камерой , бери готовое, используй для ракет программы "Шаттл", бери его и запускай "Скайлэб 2" , да пошли эти русские дикари со своей "Зарей" и со своим МКС куда подальше! Пусть русские отсталые и не прогрессивные тупицы ползают на коленях перед США и умоляют доставить в космос грузы, спутники, космонавтов. Ну пожалуйста доставьте наших глупых космонавтов из отсталой России на МКС, без вас никак у нас ничего не получается. Но почему такого не случилось? Почему ситуация с ЖРД для космических ракет совершенно противоположная, это американцы покупают у России отсталой и не прогрессивной ЖРД, а не наоборот, это американцы ползают на коленях перед отсталыми русскими дикарями и умоляют, мол забросьте нас на МКС, за любые деньги. Почему американцы не используют это чудо технологии?Читаем версию НАСА об этом "чуде": "F-1 — американский жидкостный ракетный двигатель, разработанный компанией Rocketdyne. Использовался в ракете-носителе Сатурн V. Пять двигателей F-1 использовались на первой ступени Сатурна V, S-IC. До создания жидкостного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) и твердотопливного бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» являлся самым мощным летавшим ракетным двигателем. По сей день остаётся вторым из жидкостных ракетных двигателей и самым мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем из реально летавших."И оказывается в 2013 году американцы попытались возродить это "чудо":"В 2013 году инженеры НАСА вновь решили обратиться к опыту предыдущего поколения инженеров, создавших F-1. В рамках программы разработки тяжелого носителя SLS проведены испытания газогенератора двигателя F-1".http://www.nasa.gov/exploration/systems/sls/f1_sls.html"NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator: Testing Will Aid NASA's Space Launch System Advanced DevelopmentF-1 gas generator at Marshall test stand 116.Imagine a young engineer examining an artifact from the Apollo era that helped send people on humankind's first venture to another world. The engineer has seen diagrams of the rocket engine. She has even viewed old videos of the immense tower-like Saturn V rocket launching to the moon. Like any curious explorer, she wants to see how it works for herself. She wonders if this old engine still has the "juice." Like a car mechanic who investigates an engine of a beloved antique automobile, she takes apart the engine piece by piece and refurbishes it."Инженеры NASA пытаются воскресить и тестируют могучий двигатель Ф-1 Двигатель газогенератор : тестирование поможет НАСА осуществить космический запуск системы опережающего развитияФ-1 газовый генератор на Маршаловом тестовом стенде 116.Представьте, молодой инженер изучает артефакт из эпохи Аполлона, который помог отправить людей на человечество первое проникновение в другой мир. Инженер видел схемы ракетного двигателя. Она даже просматривать старые видео огромные башни-как Сатурн V ракет на Луну. Как и любой любопытный исследователь, она хочет увидеть, как она работает для себя. Она задается вопросом, если это старый двигатель по-прежнему имеет "сок". Как автослесарь, который расследует двигатель любимого антикварного автомобиля, она разбирает двигатель по кусочкам и восстанавливает и ремонтирует его".

http://www.youtube.com/watch?v=1AD-DbC3e68И что потом? Да ничего. Потом вот это:http://rusevik.ru/news/246645"США закупают у России ракетные двигатели на миллиард долларов.РКК «Энергия» официально объявила о подписании контракта на поставку 60 ракетных двигателей РД-181 американской компании Orbital Sciences Corporation. Глава предприятия признался, что контракт стоимостью около 1 млрд долларов согласовывали три года. Эксперты называют сделку выгодной для обеих сторон и высоко оценивают перспективы проекта – если не вмешается политика.Ракетно-космическая корпорация «Энергия» подписала контракт с американской Orbital Sciences Corporation на поставку в США двигателей РД-181 производства НПО «Энергомаш» на сумму около 1 млрд долларов"."МОСКВА, 16 января. /ТАСС/. Российское НПО "Энергомаш" планирует поставить американской компании Orbital Sciences 60 новых ракетных двигателей РД-181".http://www.vz.ru/news/2015/9/10/766056.html"13 августа американская компания Orbital Sciences Corporation сообщила, что новая партия российских ракетных двигателей РД-181 по контракту на 1 млрд долларов ожидается осенью 2015 года. В июле Россия поставила в США два первых ракетных двигателя РД-181.22 июля начальник департамента коммуникаций и информации госкорпорации Ростех Василий Бровко заявил, что США не смогут отказаться от закупок российских ракетных двигателей в течение ближайших 10-15 летПроект с американской компанией «Орбитал» после аварии ракеты «Антарес» приостановлен. "Интересное исследование приводил критик лунного обмана США "афон":http://mo---on.narod.ru/"Первичной причиной отказа от высадки астронавтов была не способность Сатурна-5 выводить требуемый для этого вес полезной нагрузки. Давайте посмотрим, какова масса полезной нагрузки была в испытательных запусках Сатурна-5 (А-4, А-6) и полетах (А-8, А-9) до мифической высадки на Луну (ниже приведены массы КМ и ЛМ, либо весового макета ЛМ, без учёта переходника крепления КМ к ЛМ массой ~ 2 т).

Apollo 4 CSM 23,401 kg. LTA 13,381 kg.Mass: 36,782 kg. Apollo 6 CSM 25,138 kg. LTA 11,794 kg. Mass: 36,932 kg.Apollo 8 CSM 28,817 kg. LTA 9,026 kg. Mass: 37,843 kg. (см. также А-8 в НАУКА И ТЕХНИКА) Apollo 9 Apollo CSM 104. Apollo LM-3. Mass: 36,511 kg. (см. также А-9 в НАУКА И ТЕХНИКА, Ракетостроение т3 4-2) Таким образом, суммарная масса КМ Аполлон и ЛМ, которая могла быть выведена ракетой Сатурн-5 к Луне составляла около 38 тонн ( ~ 40 тонн с переходником), а для высадки на Луну требовалась масса 43 т (45 т с переходником ): КМ - 29т и ЛМ - 14т.Вероятной причиной, что Сатурн-5 не обладал заявленными характеристиками, является удельный импульс двигателя F-1, который принципиально невозможно было довести до проектных значений из-за большого диаметра (99 см) камеры сгорания (КС). Советские двигателисты столкнулись с подобной проблемой при разработке двигателя для Р-1. Изначально планировалось использовать для камеры диаметр 60 см, но в итоге от этой идеи отказались, создав 4-х камерный РД-107 с поперечным размером КС 43 см:"На начальном этапе проработок пятиблочной ракеты считалось, что двигатели будут однокамерными. Тяга на Земле каждого двигателя была задана 60 тонн, оптимальное давление газов в них было определено на уровне 60 ата; поэтому экспериментальные двигатели на этом этапе создавались именно с такими параметрами камер. Внутренний диаметр цилиндра был принят 600 мм, смесительная головка - плоская со стороны огня, форсунки - двухкомпонентные.Итог испытаний такой камеры оказался неблагоприятным: никакими способами, известными двигателнстам в то время, не удалось обеспечить высокочастотную устойчивость процесса сгорания без его ухудшения, т.е. без снижения основной характеристики - удельного импульса тяги. Спонтанное развитие вч-колебаний давления газов в камере, за сотые доли секунды приводивших к большим разрушениям, - сложный процесс, который в то время только начинал проявляться и изучаться. Преодоление этого катастрофического явления было возможно в те годы, в основном, экспериментально. Было выяснено, что такой тип колебаний появляется чаше при увеличении давления в камере, при увеличении её диаметра, в большой степени зависит от системы смесеобразования, и чем оно лучше и полнота сгорания больше, тем вероятнее развитие таких колебаний. Далеко не сразу, но было, в частности, выяснено, что природа этих колебаний - в развитии ударных детонационных волн, распространяющихся со звуковой скоростью - отсюда и высокая частота. С особенностями этого явления, ставшего серьёзным препятствием в создании камер большой тяги, можно ознакомиться в специальной литературе. А при создании мощных ракет в 1950-е годы разработчики были вынуждены искать пути конструирования двигателей, используя камеры меньшего диаметра." /ЭВОЛЮЦИЯ КАМЕРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОЛЕТОВ В КОСМОС Анатолий Даром, Вячеслав Рахманин/ О том, что именно ВЧ-неустойчивость была главной проблемой, возникшей следствии большого размера камеры F-1, свидетельствует и документ НАСА:"In the meantime, two more engines were lost in tests. D. Brainerd Holmes wanted a special briefing on the problem, which he received on 31 January 1963. At the end of the presentation, Holmes commented that the goal of beating the Russians to the moon seemed to be mired in F-1 problems. He asked if it was not time to start work on a backup scheme... ...In the course of F-1 engine development, Rocketdyne personnel consistently emphasized the combustion stability investigations as one of the company's stiffest challenges, and its solution as one of its most satisfying achievements. Although engineers expected difficulties in this area because big engines with high chamber pressures inevitably developed random and unpredictable combustion instability, the size of the F-1 dramatically increased the size of the challenge. Rocketdyne managed to cope with the problem, although, as Brennan admitted in an address to the American Institute of Aeronautics and Astronautics in 1967, "the [116] causes of such instability are still not completely understood." Even though the F-1 engine performed satisfactorily, uncertainty concerning combustion instability persisted a decade later." /THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY/Посмотрим, какие методы известны сегодня для обеспечения высокочастотной устойчивости процесса горения:"...для установления регулярных высокочастотных колебаний газа в камере ЖРД необходимо выполнение двух условий: временного и пространственного.Временное условие может быть сформулировано в виде соотношения: tп=mT/2tп - среднее за период колебания время преобразования топлива,Т - период одной из форм собственных колебаний газа в камере,m=1,3,5... - любое нечетное число.Пространственное условие состоит в том, что горение топлива должно происходить вблизи пучностей волн давления.Рассмотрим меры борьбы с этим видом аномального горения, вытекающие из рассмотренной выше качественной картины явления.Чтобы не соблюдалось пространственное условие самовозбуждения высокочастотных колебаний, необходимо рассредоточивать (растягивать) горение топлива по всему объему камеры. Для этого головку двигателя рекомендуется оснащать форсунками с различными характеристиками распыления.Чтобы нарушить временное условие самовозбуждения этих колебаний, можно воздействовать как на величину частот собственных колебаний газа в камере (т. е. на период колебаний Т), так и на величину времени преобразования топлива tп. Период собственных колебаний газа Т можно регулировать изменением соотношений между геометрическими размерами камеры. Например, для уменьшения Т при продольных колебаниях следует сокращать длину камеры, а для уменьшения Т при поперечных колебаниях целесообразно устанавливать перегородки внутри камеры вблизи головки и т. д.Чтобы изменить время преобразования топлива, необходимо варьировать скорость впрыска и мелкость распыления жидких компонентов топлива, условия смесеобразования, химическую активность компонентов топлива и т. п. Заметим, что величина Т очень мала (например, при f = 1 000 гц, T/2 ~ 0,0005 сек). Поэтому указанные выше воздействия на tп сводятся обычно к тому, чтобы увеличить этот параметр снижением перепада давления на форсунках, ухудшением качества распыления и смесеобразования топлива, заменой топлива на химически менее активное и т.п." /Е. Б. Волков, Л. Г. Головков, Т. А. Сырицын ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ОСНОВЫ ТЕОРИИ АГРЕГАТОВ ЖРД И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК/

Камера сгорания и сопло ЖРД F-1

Смесительная головка инжектора ЖРД F-1 с антипульсационными перегородками

Отличие форсунок смесительной головки инжектора1963г (слева) и 1965г (справа)

Схема подачи топлива через антипульсационные перегородками.Из методов, которые можно увидеть примененными на двигателе F-1 - антипульсационные перегородки на смесительной головке инжектора, огрубление смесеобразования, снижение перепада давления на форсунках. Применялись дублетные струйные однокомпонентные форсунки со сталкивающимися струями, намеренно создавался разброс гидравлических характеристик форсунок. Тестируемая ранее триплетная схема (три отверстия для распыления кислорода), созданная в 1963г, отличалась меньшим диаметром отверстий, переход к более крупному диаметру осуществили в 1965 году, что обеспечило ВЧ-устойчивость: "After careful calculations of the effect, enlarging the diameters of the fuel injection orifices was later judged one of the most important single contributions to improved stability. Other careful changes included readjustment of the angles at which the fuel and oxidizer impinged." /THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY/Увеличение диаметра отверстий форсунок, при неизменном секундном расходе, ведет к увеличению толщины сталкивающихся струй, уменьшению их скорости и увеличению размера образующихся капель. Выбор в пользу форсунок с более грубым смесеобразованием, естественно, понижал полноту сгорания топлива:"от тонкости распыла зависят качество смесеобразования, равномерность и скорость горения топлива....Тонкость распыла компонентов топлива является качественным критерием смесеобразования и характеризуется средневесовым диаметром образующихся капель. Чем меньше средний диаметр капель, тем лучше распыл и эффективнее процесс сгорание топлива. ...Топливо, состоящее из наиболее крупных капель, будет запаздывать с завершением смесеобразования и, следовательно, с завершением процесса диффузионно-турбулентного сгорания. ...При прочих равных условиях смешение будет протекать тем интенсивнее, чем мельче газовые струйки компонентов топлива и больше скорость их относительно друг друга. Полнота сгорания топлива в конечном итоге определится отношением времени пребывания рабочего тела в камере сгорания ко времени, потребному для завершения процесса сгорания топлива. Местные отклонения коэффициента состава топлива в камере сгорания от расчетного всегда приводят к неполноте сгорания и, следовательно, к понижению удельной тяги двигателя."/Жидкостные реактивные двигатели/Антипульсационные перегородки охлаждались керосином, который через отверстия поступал в камеру сгорания (КС) и также ухудшали полноту сгорания топлива: "антипульсационные перегородки наиболее эффективный способ повышения устойчивости горения в ЖРД по отношению к тангенциальным и радиальным модам поперечных колебаний. Однако перегородки не позволяют повысить устойчивость камеры по отношению к продольным колебаниям. При конструировании антипульсационных перегородок необходимо учитывать уменьшение полноты сгорания, а также вопросы охлаждения перегородок" /Г. С. Чо, Е. В. Лебединский/ Другой проблемой Ф-1 было появление трещин в паянных стыках инконелевых трубок, составляющих камеру сгорания и сопло F-1. Ответной мерой стало построение огромной печи в 1965 г, в которой осуществили пайку трубок, вместо применяемой ранее ручной пайки припоем на базе сплавов серебра:

"The greatly increased operational factors of the F-1 required more sophisticated fabrication methods, which led the company, finally, into the design and construction of the largest brazing furnace of its type in the world.In the production of less powerful liquid-rocket tubular-walled thrust chambers, usually of pure nickel, manufacturing engineers depended on manual torch brazing with alloys of a silver-based type. With the F- 1's thrust levels up to 10 times those of prior engines, investigators knew that the old procedures needed some rethinking if the big new engine was going to hold together during a launch. For the tubes themselves, the nickel-alloy Inconel X-750 provided the high strength-to-weight ratio that was needed, but it imposed certain restraints in the brazing process. After experimentation, designers realized that technical reasons prohibited the conventional technique of torch brazing, and dictated a furnace brazing process. Then a secondary set of problems cropped up. Inconel X-750 included enough aluminum and titanium to form refractory oxides under brazing temperatures, so that "the surface of the Inconel is not readily wet by most hazing alloys at elevated temperatures." Thus the brazing procedures had to begin by electrolytically depositing a thin layer of pure nickel on the tubes to eliminate the refractory oxides on the brazing surface. Despite this minor drawback in the operation, furnace brazing promised several distinct advantages over the torch method by minimizing differences in thermal stresses, combining age-hardening of the tubes with the brazing operation, and eliminating the variables of hand methods.With the furnace activated in 1965, furnace brazing for F-1 production proceeded in several carefully regulated sequences. After preliminary brazing operations to unite the thrust chamber tubes and other components, the scene was set for the final furnace brazing cycles to create a properly sealed thrust chamber." /THE F-1 THRUST CHAMBER AND FURNACE BRAZING/В работе С.Г.Покровского дано обоснование необходимости дополнительного охлаждения стенок КС и сопла Ф-1, спаянных по такой технологии:"Проблемы возникли на их законном месте – на стыке серебряного припоя и инконелевой тонкостенной трубки. Действительно, при нормальных температурах коэффициент линейного расширения никеля и никелевых жаропрочных сплавов(НЖС) в полтора раза меньше, чем у серебра. При высоких температурах оба коэффициента возрастают, отношение сокращается до 1.25, но абсолютная разница остается весьма ощутимой. Оказавшиеся в контакте материалы совместно остывают. И при этом возникают напряжения, которые сопоставимы с масштабом прочности этих материалов. В технологической истории предлагается объяснение, что происходил разрыв собственно адгезионного соединения – спая. Эта неприятность была преодолена применением поверх инконелевой тонкостенной ( 0.3 мм ) трубки – слоя гальванического никеля. Который не позволил выделяться на поверхности окислам алюминия и титана. Объяснение вполне правдоподобное. Но есть в нем и весьма сомнительный момент. Окислы алюминия и титана – хорошо отражают излучение. Впрочем, про это и в цитируемой фразе и говорится. А никель на самом деле весьма темный. Покрытие из гальванического никеля исключает выделение окислов не только при пайке, но и при штатной работе. И повышает общую поглощательную способность поверхности. Энергонапряженность стенки возрастает. Это довольно серьезные величины. Речь может идти о различиях в поглощающей способности в 1.15-1.3 раза. 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. Глаз моментально цепляется за такие вроде бы малозначимые вопросы, которые на самом деле выливаются в большие проблемы. Серьезное увеличение поглощательной способности поверхности означает, что системе охлаждения требуется отводить тепла в соответствующее количество раз больше. Если этого не сделать, то конечная температура теплоносителя и стенки оказывается больше – на добрую сотню градусов. А это выход на пределы расчетной жаропрочности стенок. Или требуется полное перепроектирование системы охлаждения с увеличением потока теплоносителя, изменением проходного сечения трубок. Это, с очевидностью, не делалось. Но гальваническое покрытие трубок никелем просто требовало либо увеличения теплосъема, либо… уменьшения лучистого потока на стенку." Таким образом, меры по обеспечению надежности и ВЧ устойчивости двигателя повлекли ухудшение полноты сгорания топлива в КС (из-за охлаждения антипульсационных перегородок, загрубления качества распыла), а переход к новой технологии пайки стенок, осуществленный в 1965г, потребовал и увеличения завесного охлаждения. Эти факторы и стали причиной падения УИ на ~4,5% относительно значений, полученных в 1962г на огневых тестах двигателя, положенных в основу проектирования ракеты: "The F-1 engine has been undergoing development testing since June 1961. Success was encountered in testing the first engine in mid 1961 and improvement continued in the subsequent eight engines tested.The first test at full thrust for the programmed duration of 150 s was made on 26 May 1962. The high reliability goal before delivery of flight engines will be met this year".Соответственно декларируемое для F-1 в официальных документах значение удельного импульса намеренно завышено. Проектирование ракеты, начатое в 1961г опиралось на параметры двигателей 1961-1962г. Когда F-1 был доведен к 1965 г до требуемой надежности, но с потерей УИ, готовая первая ступень S-IC уже проходила статические испытания: "Although MSFC conducted the first static tests of the S-IC in the summer of 1965, the MTF stand for the S-IC began operations about a year later and became the focus of the static test firing program. It seemed quite appropriate that the howling, thunderous roar of the S-IC cluster could so often be heard at an area originally known as Devil's Swamp."Времени на новое проектирование не оставалось, в итоге лунная ПН ракеты оказалась ниже на ~11%. Следует отметить, что падение УИ при неизменном секундном расходе (dm/dt) приводит к аналогичному проценту снижения тяги, что требует недолива топлива, для сохранения тяговооруженности ракеты. Для падения тяги на ~4,5% снижение заправки составит ~6,5% от общей массы топлива ступени (M). Время работы первой ступени ракеты 162 с зафиксировано на видеороликах НАСА. Как же удалось ступени с недоливом в ~135 тонн топлива проработать по времени столько же, как если бы она была полностью заправленной? Это возможно только при условии досрочного, не декларированного отключения (или дросселирования) двигателей, дающего экономию топлива, как раз на величину недолива (двигатель за счет досрочного отключения потребит топлива меньше на T*dm/dt ~135 т, где Т- время недекларированного простоя). Поскольку секундный расход двигателя известен и равен 2.577 т/c, то время досрочно отключения составляет T~52c. Реализовать такое условие можно различными способами, например:

1. Досрочно выключить центральный двигатель (на 52 с раньше).2. Вместо центрального отключить два периферийных двигателя, но на 13 сек раньше (согласно официальной версии центральный двигатель был выключен за 26 с до завершения работы ступени, если вместо центрального выключили на 13 с раньше два периферийных, то один из них экономит топливо в течение 13с, а второй в течение 13+26 с, итого 52с).3. Выключить три двигателя за 26 с до завершения работы ступени (работают два периферийных, вместо четырех 26с*2=52с) или, что эквивалентно, отключить один центральный и дросселировать периферийные на 50%Второй вариант имеет преимущества перед первым, поскольку набор высоты и скорости происходит быстрее - на момент завершения работы ступени достигается высота 63 км, в то время как случай отключения центрального двигателя дает набор высоты в 56 км (декларируемая высота 66 км). Третий вариант имеет самые эффективные характеристики, высота на момент завершения работы ступени равна 66 км, т.е. совпадает с официально заявленной (недобор скорости около 290 м/c)."

Другой исследователь лунного обмана США "Велюров" подошел к проблеме более грамотно и научно , его исследования доступно изложены здесь:http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm"Глава №13. "Великий карбюратор" ( обновлено, июль 2015г. )Новая, полностью переработанная редакция главы №13 посвящена вопросам теплового расчета ЖРД F-1 и путей реализации ЖРД с трубчатой камерой.№13-1 О недостатках трубчатых камер№13-2 Тепловой расчет ЖРД F-1№13-3 Карбюраторный вариант F-1"

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-14.htm№14. "В защиту Глушко, или снова про F-1". Новая, полностью переработанная редакция главы №14 (первая часть).Мы расскажем о том, как американцы перепутали продольные колебания с поперечными, почему антипульсационные перегородки оказались полной профанацией и почему при создании двигателей для «Спейс Шаттл» американцы отреклись от F-1 и встали полностью на путь Глушко.

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-0.htm«Великий карбюратор» (краткий конспект статьи)Выводы статьи вполне обоснованы:"Вместо номинальной тяги 690тс на старте, ЖРД F-1 по нашим оценкам обеспечивает на 35% меньше - всего около 450тс.Реальная стартовая масса «Сатурн-5» на 1000 тонн меньше официальной!"Исследования Велюрова сделаны на основе знаний по теоретическим обоснованиям работы ЖРД человеком много лет проработавшем в этой отрасли на ЮЖМАШе.

neprohogi.livejournal.com

Ракетный двигатель F-1 - Факты программы «Аполлон»

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

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

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

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

[1, 2]

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Насос окислителя

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

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

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

Насос горючего

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

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

Турбина

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

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

Регулирующий клапан хладагента для подшипников

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

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

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

Клапан газогенератора

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

Форсунка газогенератора

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

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

Камера сгорания газогенератора

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

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

Клапаны окислителя

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

Клапаны горючего

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

Указатели нормального давления

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

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

Теплообменник

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

Контрольный клапан

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

Расходомер жидкого кислорода

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

Трубки теплообменника

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

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

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

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

Линия с самовоспламеняющейся жидкостью

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

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

Управляющий клапан воспламенителя

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

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

Проверочный клапан

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

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

Контрольный клапан двигателя

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

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

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

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

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

Шарнирный проверочный клапан

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

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

Компоненты основной инструментальной системы

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

Компоненты вспомогательной инструментальной системы

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

Основная и вспомогательная электрораспределительные коробки

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

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

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

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

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

apollofacts.wikidot.com

F-1 (ракетный двигатель) - это... Что такое F-1 (ракетный двигатель)?

F-1 Тип: Топливо: Окислитель: Камер сгорания: Страна: Использование: Время эксплуатации: Применение: Развитие: Производство: Время создания: Производитель: Массогабаритныехарактеристики Масса: Высота: Диаметр: Рабочие характеристики Тяга: Удельный импульс: Время работы: Давление в камере сгорания: Степень расширения: Отношение окислитель/топливо:

Двигатели F-1 на ступени S-IC вместе с создателем ракеты Сатурн V, Вернером фон Брауном

ЖРД

керосин

жидкий кислород

1

США

1967-1973 гг

«Сатурн V» (первая ступень, S-IC)

F-1A

1959 год

Rocketdyne

9 115 (сухой - 8 353) кг

5,79 м

3,76 м

Вакуум: 790 тс (7,77 МН)Ур. моря: 690 тс (6,87 МН)

Ур.моря: 265 с

165 с

7 MPa (69.1 атм.)

16

2,27

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

История создания

F-1 в Космическом ракетном центре США в Хантсвилле

Первоначально F-1 был разработан Рокетдайн в соответствии с запросом ВВС США от 1955 года о возможности создания очень большого ракетного двигателя. Конечным результатом этого запроса стали два разных двигателя — E-1 и более крупный F-1. Двигатель E-1, хоть и успешно прошёл стендовые огневые испытания, но быстро был признан технологически тупиковым вариантом, и отменен в пользу крупного, более мощного F-1. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия приложений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с Рокетдайн контракт на завершение его разработки. Испытания компонентов F-1 были начаты уже в 1957 году. Первое огневое испытание полностью скомпонованного тестового F-1 было совершено в марте 1959 года.

Семь лет разработок и испытаний двигателей F-1 выявили серьёзные проблемы с нестабильностью процесса горения, которые иногда приводили к катастрофическим авариям.[1] Работы по устранению этой проблемы первоначально шли медленно, поскольку она проявлялась периодически и непредсказуемо. В конечном итоге инженеры разработали технику подрыва небольших зарядов взрывчатых веществ (которые они называли «бомбами») внутри камеры сгорания во время работы двигателя, что позволило им определить как именно работающая камера отвечает на флуктуации давления. Конструкторы теперь могли быстро экспериментировать с различными форсуночными головками, для выбора наиболее устойчивого варианта. Над этими задачами работали с 1959 по 1961 годы. В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько стабильно, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную нестабильность за десятую долю секунды.

Конструкция

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

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

Основной частью двигателя была камера сгорания, в которой смешивались и сгорали топливо и окислитель, создавая тягу. Куполообразная камера в верхней части двигателя служила в качестве распределительного трубопровода подводящего жидкий кислород к форсункам, а также служила как крепление для карданного подвеса, передававшего усилие на корпус ракеты. Ниже этого купола находились форсунки, по которым топливо и окислитель направлялись непосредственно в камеру сгорания, они были сконструированы таким образом, чтобы обеспечить хорошее смешивание и сгорание компонентов. Топливо подводилось к форсуночной головке из отдельного распределительного трубопровода; часть топлива направлялась по 178 трубкам проложенным по всей длине камеры сгорания — которая занимала почти всю верхнюю половину сопла — и возвращалась обратно охлаждая камеру.

Выхлопные газы из газогенератора использовались для вращения турбины приводившей в движение отдельные насосы для топлива и окислителя, питающие системы камеры сгорания. Газогенератор вращал турбину со скоростью 5 500 об/мин, давая мощность в 55 000 лошадиных сил (41 МВт). Топливный насос прокачивал 58 564 литров керосина RP-1 за минуту, в то время как насос окислителя 93 920 л жидкого кислорода за минуту. С точки зрения условий работы, турбонасос был способен выдерживать диапазон температур от температуры газогенераторного газа в 800 °C (1 500 °F), до температуры жидкого кислорода в −180 °C (-300 °F). Топливо использовалось также для смазки[источник не указан 787 дней] и охлаждения подшипников турбины.

Огневые испытания двигателя F-1 на базе ВВС Эдвардс.

Ниже камеры сгорания располагался сопловой насадок занимавший приблизительно половину длины двигателя. Этот насадок повышал степень расширения двигателя от 10:1 до 16:1. Выхлоп газогенератора турбонасоса выводился к насадку с помощью большого, суживающегося трубопровода, этот относительно холодный газ образовывал слой, защищавший сопловой насадок от горячих (3 200 °C, 5 800 °F) выхлопных газов из камеры сгорания.[2]

F-1 сжигал 1 789 кг (3 945 фунтов) жидкого кислорода и 788 кг (1 738 фунтов) керосина RP-1 каждую секунду работы, производя 6,7 МН (1 500 000 фунт-сил) тяги. Это равно скорости вытекания 1 565 л (413,5 галлонов) жидкого кислорода и 976 л (257,9 галлонов) керосина в секунду. В течение своих двух с половиной минут работы, пять двигателей F-1 поднимали ракету-носитель Сатурн-5 на высоту 68 км, придавая ей скорость 9 920 км/ч. Объединённый расход жидкости у пяти двигателей F-1 в РН Сатурн-5 составлял 12 710 л (3 357 галлонов) в секунду, что могло опустошить 110 000 литровый (30 000 галлонов) плавательный бассейн за 8,9 секунд[2]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые.[3] И почти вдвое большую тягу, чем вся двигательная установка ракеты «Союз»(первая и вторая ступени,32 камеры сгорания), имеющая взлетную тягу 407 т

Интересные факты

• Так как отработанный генераторный газ подавался внутрь сопла для охлаждения насадка, яркость пламени реактивной струи вблизи сопла двигателя была значительно снижена, что хорошо заметно на кадрах с запусков Сатурн-5 и с огневых испытаний F-1.

См. также

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

Примечания

1. ↑ Ellison, Renea & Moser, Marlow, «Combustion Instability Analysis and the Effects of Drop Size on Acoustic Driving Rocket Flow», Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, <http://reap.uah.edu/publications/Ellison.pdf> 
2. ↑ 1 2 «Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet», National Aeronautics and Space Administration, December 1968, сс. 3-3,3-4, <http://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf>. Проверено 1 июня 2008. 
3. ↑ «NSTS 1988 News Reference Manual», NASA, <http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008. 

Ссылки

dic.academic.ru

F-1 (ракетный двигатель) — WiKi

F-1 — американский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), разработанный компанией Rocketdyne. Использовался в ракете-носителе Сатурн V. Пять двигателей F-1 использовались на первой ступени Сатурна V, S-IC. На 2008 год[1] являлся самым мощным, из летавших, однокамерным ЖРД.

F-1 Тип Топливо Окислитель Камер сгорания Страна Использование Время эксплуатации Применение Развитие Производство Время создания Производитель Массогабаритныехарактеристики Масса Высота Диаметр Рабочие характеристики Тяга Удельный импульс Время работы Давление в камере сгорания Степень расширения Отношение окислитель/топливо

Двигатели F-1 на ступени S-IC вместе с создателем ракеты Сатурн V, Вернером фон Брауном

ЖРД

керосин

жидкий кислород

1

США

1967-1973 гг

«Сатурн V» (первая ступень, S-IC)

F-1A, F-1B

1959 год

Rocketdyne

9 115 (сухой - 8 353) кг

5,79 м

3,76 м

Вакуум: 790 тс (7,77 МН)Ур. моря: 690 тс (6.77 МН)

Ур.моря: 265 с

165 с

7 MPa (69.1 атм.)

16

2,27

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

До создания жидкостного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) и твердотопливного бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» являлся самым мощным летавшим ракетным двигателем[источник не указан 487 дней]. На 2015 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших[источник не указан 487 дней] (двигатель M-1[en] имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался).

История создания

  F-1 в Космическом ракетном центре США в Хантсвилле

Первоначально F-1 был разработан Rocketdyne в соответствии с запросом ВВС США от 1955 года о возможности создания очень большого ракетного двигателя. Конечным результатом этого запроса стали два разных двигателя — E-1 и более крупный F-1. Двигатель E-1, хоть и успешно прошёл стендовые огневые испытания, но быстро был признан технологически тупиковым вариантом, и отменен в пользу крупного, более мощного F-1. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия приложений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с «Рокетдайн» контракт на завершение его разработки. Испытания компонентов F-1 были начаты в 1957 году. Первое огневое испытание полностью скомпонованного тестового F-1 было совершено в марте 1959 года[2].

Семь лет разработок и испытаний двигателей F-1 выявили серьёзные проблемы с нестабильностью процесса горения, которые иногда приводили к катастрофическим авариям. Работы по устранению этой проблемы первоначально шли медленно, поскольку она проявлялась периодически и непредсказуемо. В конечном итоге инженеры разработали технику подрыва небольших зарядов взрывчатых веществ (которые они называли «бомбами») внутри камеры сгорания во время работы двигателя, что позволило им определить, как именно работающая камера отвечает на флуктуации давления. Конструкторы теперь могли быстро экспериментировать с различными форсуночными головками для выбора наиболее устойчивого варианта. Над этими задачами работали с 1962 по 1965 годы[3][4]. В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько стабильно, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную нестабильность за десятую долю секунды.

Разработка ускорителя с двигателем F-1B

В рамках программы «Space Launch System» NASA проводило конкурс на разработку боковых ускорителей с целью выбрать победителя к концу 2015 года. В 2012 году в Pratt & Whitney Rocketdyne предложили использовать жидкостный ускоритель с новой версией F-1.[5]

В 2013 году инженеры НАСА решили обратиться к опыту предыдущего поколения инженеров, создавших F-1. В рамках программы разработки тяжелого носителя SLS проведены испытания газогенератора двигателя F-1.[6] Испытания произошли благодаря молодым инженерам «Космического центра Маршалла», которые разобрали двигатель под номером F-6090, планировавшийся к использованию в отмененной миссии «Аполлон-19», и провели его трехмерное сканирование. По полученным чертежам собрали новые детали для газогенератора от двигателя под номером F-6049, который и был испытан.[7]

Pratt & Whitney, Aerojet Rocketdyne и Dynetics приняли участие в тестировании, и в рамках конкурса на ускорители предложили разработку под названием Pyrios с целью замены твердотельных пятисегментных ускорителей МТКК Спейс шаттл, планировавшихся к использованию на ранних вариантах Space Launch System. Pyrios, по плану, должен быть жидкостным ускорителем с двумя двигателями F-1B, и, в случае установки на SLS Block II, ракета-носитель смогла бы доставлять 150 тонн на низкую опорную орбиту.[8]

Конструкция

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

Основной частью двигателя была камера сгорания, в которой смешивались и сгорали топливо и окислитель, создавая тягу. Куполообразная камера в верхней части двигателя служила в качестве распределительного трубопровода, подводящего жидкий кислород к форсункам, а также служила как крепление для карданного подвеса, передававшего усилие на корпус ракеты. Ниже этого купола находились форсунки, по которым топливо и окислитель направлялись непосредственно в камеру сгорания, они были сконструированы таким образом, чтобы обеспечить хорошее смешивание и сгорание компонентов. Топливо подводилось к форсуночной головке из отдельного распределительного трубопровода; часть топлива направлялась по 178 трубкам, проложенным по всей длине камеры сгорания, которая занимала почти всю верхнюю половину сопла, и возвращалась обратно, охлаждая камеру.

Выхлопные газы из газогенератора использовались для вращения турбины, приводившей в движение отдельные насосы для топлива и окислителя, питающие системы камеры сгорания. Газогенератор вращал турбину со скоростью 5 500 об/мин, давая мощность в 55 000 лошадиных сил (41 МВт). Топливный насос прокачивал 58 564 литров керосина RP-1 за минуту, в то время как насос окислителя - 93 920 л жидкого кислорода за минуту. С точки зрения условий работы, турбонасос был способен выдерживать диапазон температур от температуры газогенераторного газа в 800 °C (1 500 °F), до температуры жидкого кислорода в −180 °C (-300 °F). Топливо использовалось также для охлаждения подшипников турбины, а вместе с присадкой RB0140-006 (диалкилдитиофосфат цинка) — для смазки зубчатых колёс турбонасоса[9].

Ниже камеры сгорания располагался сопловой насадок, занимавший приблизительно половину длины двигателя. Этот насадок повышал степень расширения двигателя от 10:1 до 16:1. Выхлоп газогенератора турбонасоса выводился к насадку с помощью большого суживающегося трубопровода; этот относительно холодный газ образовывал слой, защищавший сопловой насадок от горячих (3 200 °C) выхлопных газов из камеры сгорания.[10]

F-1 сжигал 1 789 кг (3 945 фунтов) жидкого кислорода и 788 кг (1 738 фунтов) керосина RP-1 каждую секунду работы, производя 6,7 МН (1 500 000 фунт-сил) тяги. Это равно скорости вытекания 1 565 л (413,5 US.галлонов) жидкого кислорода и 976 л (257,9 US галлонов) керосина в секунду. В течение своих двух с половиной минут работы пять двигателей F-1 поднимали ракету-носитель Сатурн-5 на высоту 68 км, придавая ей скорость 9 920 км/ч. Объединённый расход жидкости у пяти двигателей F-1 в РН Сатурн-5 составлял 12 710 л (3 357 US галлонов) в секунду, что могло опустошить 110 000 литровый (30 000 US галлонов) плавательный бассейн за 8,9 секунд[10]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые.[11] Тяга одного F-1 примерно равна тяге всей двигательной установки первой ступени из 9 двигателей современной ракеты «Falcon 9» при несколько меньшей эффективности: удельный импульс Merlin 1D+ 282 сек. при давлении в камере 97 атм. против 265 сек. при 69 атм. у F-1.

Факты

• Так как отработанный генераторный газ подавался внутрь сопла для охлаждения насадки, яркость пламени реактивной струи вблизи сопла двигателя была значительно снижена, что хорошо заметно на кадрах с запусков Сатурн-5 и с огневых испытаний F-1[источник не указан 487 дней].

См. также

Литература

Примечания

1. ↑ W. David Woods, How Apollo Flew to the Moon, Springer, 2008, ISBN 978-0-387-71675-6, p. 19
2. ↑ Ellison, Renea & Moser, Marlow, Combustion Instability Analysis and the Effects of Drop Size on Acoustic Driving Rocket Flow, Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, <http://reap.uah.edu/publications/Ellison.pdf> 
3. ↑ THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY, <http://history.nasa.gov/SP-4206/ch5.htm> 
4. ↑ Андрей Борисов. Каждому свое, Lenta.ru (5 февраля 2018). Проверено 5 февраля 2018. «...работы над однокамерным F-1 были начаты компанией Rocketdyne (сегодня входит в Aerojet Rocketdyne) по заказу ВВС США еще в 1955 году, в результате чего первые огневые испытания двигателя состоялись уже в 1959 году. Первоначально в камере сгорания двигателя наблюдалось нарушение режима стабильного горения, с чем к 1961 году успешно удалось справиться».
5. ↑ Spaceflight Now | Breaking News | Rocket companies hope to repurpose Saturn 5 engines. spaceflightnow.com. Проверено 6 апреля 2017.
6. ↑ NASA - NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator. Проверено 22 января 2013. Архивировано 2 февраля 2013 года.
7. ↑ How NASA brought the monstrous F-1 “moon rocket” engine back to life (англ.), Ars Technica. Проверено 5 апреля 2017.
8. ↑ Dynetics and PWR aiming to liquidize SLS booster competition with F-1 power | NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Проверено 6 апреля 2017.
9. ↑ http://agentdc.uah.edu/homepages/dcfiles/UAHDC/h2rockengi_010509142633.pdf (недоступная ссылка)
10. ↑ 1 2 Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet, National Aeronautics and Space Administration, December 1968, сс. 3-3,3-4, <http://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf>. Проверено 1 июня 2008. 
11. ↑ NSTS 1988 News Reference Manual, NASA, <http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008. 

Ссылки

ru-wiki.org

F-1 (ракетный двигатель) — Википедия

F-1 Тип Топливо Окислитель Камер сгорания Страна Использование Время эксплуатации Применение Развитие Производство Время создания Производитель Массогабаритныехарактеристики Масса Высота Диаметр Рабочие характеристики Тяга Удельный импульс Время работы Давление в камере сгорания Степень расширения Отношение окислитель/топливо

Двигатели F-1 на ступени S-IC вместе с создателем ракеты Сатурн V, Вернером фон Брауном

ЖРД

керосин

жидкий кислород

1

США

1967-1973 гг

«Сатурн V» (первая ступень, S-IC)

F-1A, F-1B

1959 год

Rocketdyne

9 115 (сухой - 8 353) кг

5,79 м

3,76 м

Вакуум: 790 тс (7,77 МН)Ур. моря: 690 тс (6.77 МН)

Ур.моря: 265 с

165 с

7 MPa (69.1 атм.)

16

2,27

F-1 — американский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), разработанный компанией Rocketdyne. Использовался в ракете-носителе Сатурн V. Пять двигателей F-1 использовались на первой ступени Сатурна V, S-IC. На 2008 год[1] являлся самым мощным, из летавших, однокамерным ЖРД.

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

До создания жидкостного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) и твердотопливного бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» являлся самым мощным летавшим ракетным двигателем[источник не указан 509 дней]. На 2015 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших[источник не указан 509 дней] (двигатель M-1[en] имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался).

История создания

F-1 в Космическом ракетном центре США в Хантсвилле

Первоначально F-1 был разработан Rocketdyne в соответствии с запросом ВВС США от 1955 года о возможности создания очень большого ракетного двигателя. Конечным результатом этого запроса стали два разных двигателя — E-1 и более крупный F-1. Двигатель E-1, хоть и успешно прошёл стендовые огневые испытания, но быстро был признан технологически тупиковым вариантом, и отменен в пользу крупного, более мощного F-1. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия приложений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с «Рокетдайн» контракт на завершение его разработки. Испытания компонентов F-1 были начаты в 1957 году. Первое огневое испытание полностью скомпонованного тестового F-1 было совершено в марте 1959 года[2].

Семь лет разработок и испытаний двигателей F-1 выявили серьёзные проблемы с нестабильностью процесса горения, которые иногда приводили к катастрофическим авариям. Работы по устранению этой проблемы первоначально шли медленно, поскольку она проявлялась периодически и непредсказуемо. В конечном итоге инженеры разработали технику подрыва небольших зарядов взрывчатых веществ (которые они называли «бомбами») внутри камеры сгорания во время работы двигателя, что позволило им определить, как именно работающая камера отвечает на флуктуации давления. Конструкторы теперь могли быстро экспериментировать с различными форсуночными головками для выбора наиболее устойчивого варианта. Над этими задачами работали с 1962 по 1965 годы[3][4]. В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько стабильно, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную нестабильность за десятую долю секунды.

Видео по теме

Разработка ускорителя с двигателем F-1B

В рамках программы «Space Launch System» NASA проводило конкурс на разработку боковых ускорителей с целью выбрать победителя к концу 2015 года. В 2012 году в Pratt & Whitney Rocketdyne предложили использовать жидкостный ускоритель с новой версией F-1.[5]

В 2013 году инженеры НАСА решили обратиться к опыту предыдущего поколения инженеров, создавших F-1. В рамках программы разработки тяжелого носителя SLS проведены испытания газогенератора двигателя F-1.[6] Испытания произошли благодаря молодым инженерам «Космического центра Маршалла», которые разобрали двигатель под номером F-6090, планировавшийся к использованию в отмененной миссии «Аполлон-19», и провели его трехмерное сканирование. По полученным чертежам собрали новые детали для газогенератора от двигателя под номером F-6049, который и был испытан.[7]

Pratt & Whitney, Aerojet Rocketdyne и Dynetics приняли участие в тестировании, и в рамках конкурса на ускорители предложили разработку под названием Pyrios с целью замены твердотельных пятисегментных ускорителей МТКК Спейс шаттл, планировавшихся к использованию на ранних вариантах Space Launch System. Pyrios, по плану, должен быть жидкостным ускорителем с двумя двигателями F-1B, и, в случае установки на SLS Block II, ракета-носитель смогла бы доставлять 150 тонн на низкую опорную орбиту.[8]

Конструкция

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

Основной частью двигателя была камера сгорания, в которой смешивались и сгорали топливо и окислитель, создавая тягу. Куполообразная камера в верхней части двигателя служила в качестве распределительного трубопровода, подводящего жидкий кислород к форсункам, а также служила как крепление для карданного подвеса, передававшего усилие на корпус ракеты. Ниже этого купола находились форсунки, по которым топливо и окислитель направлялись непосредственно в камеру сгорания, они были сконструированы таким образом, чтобы обеспечить хорошее смешивание и сгорание компонентов. Топливо подводилось к форсуночной головке из отдельного распределительного трубопровода; часть топлива направлялась по 178 трубкам, проложенным по всей длине камеры сгорания, которая занимала почти всю верхнюю половину сопла, и возвращалась обратно, охлаждая камеру.

Выхлопные газы из газогенератора использовались для вращения турбины, приводившей в движение отдельные насосы для топлива и окислителя, питающие системы камеры сгорания. Газогенератор вращал турбину со скоростью 5 500 об/мин, давая мощность в 55 000 лошадиных сил (41 МВт). Топливный насос прокачивал 58 564 литров керосина RP-1 за минуту, в то время как насос окислителя - 93 920 л жидкого кислорода за минуту. С точки зрения условий работы, турбонасос был способен выдерживать диапазон температур от температуры газогенераторного газа в 800 °C (1 500 °F), до температуры жидкого кислорода в −180 °C (-300 °F). Топливо использовалось также для охлаждения подшипников турбины, а вместе с присадкой RB0140-006 (диалкилдитиофосфат цинка) — для смазки зубчатых колёс турбонасоса[9].

Ниже камеры сгорания располагался сопловой насадок, занимавший приблизительно половину длины двигателя. Этот насадок повышал степень расширения двигателя от 10:1 до 16:1. Выхлоп газогенератора турбонасоса выводился к насадку с помощью большого суживающегося трубопровода; этот относительно холодный газ образовывал слой, защищавший сопловой насадок от горячих (3 200 °C) выхлопных газов из камеры сгорания.[10]

F-1 сжигал 1 789 кг (3 945 фунтов) жидкого кислорода и 788 кг (1 738 фунтов) керосина RP-1 каждую секунду работы, производя 6,7 МН (1 500 000 фунт-сил) тяги. Это равно скорости вытекания 1 565 л (413,5 US.галлонов) жидкого кислорода и 976 л (257,9 US галлонов) керосина в секунду. В течение своих двух с половиной минут работы пять двигателей F-1 поднимали ракету-носитель Сатурн-5 на высоту 68 км, придавая ей скорость 9 920 км/ч. Объединённый расход жидкости у пяти двигателей F-1 в РН Сатурн-5 составлял 12 710 л (3 357 US галлонов) в секунду, что могло опустошить 110 000 литровый (30 000 US галлонов) плавательный бассейн за 8,9 секунд[10]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые.[11] Тяга одного F-1 примерно равна тяге всей двигательной установки первой ступени из 9 двигателей современной ракеты «Falcon 9» при несколько меньшей эффективности: удельный импульс Merlin 1D+ 282 сек. при давлении в камере 97 атм. против 265 сек. при 69 атм. у F-1.

Факты

• Так как отработанный генераторный газ подавался внутрь сопла для охлаждения насадки, яркость пламени реактивной струи вблизи сопла двигателя была значительно снижена, что хорошо заметно на кадрах с запусков Сатурн-5 и с огневых испытаний F-1[источник не указан 509 дней].

См. также

Литература

Примечания

1. ↑ W. David Woods, How Apollo Flew to the Moon, Springer, 2008, ISBN 978-0-387-71675-6, p. 19
2. ↑ Ellison, Renea & Moser, Marlow, Combustion Instability Analysis and the Effects of Drop Size on Acoustic Driving Rocket Flow, Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, <http://reap.uah.edu/publications/Ellison.pdf>. Проверено 25 декабря 2008. 
3. ↑ THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY, <http://history.nasa.gov/SP-4206/ch5.htm> 
4. ↑ Андрей Борисов. Каждому свое, Lenta.ru (5 февраля 2018). Проверено 5 февраля 2018. «...работы над однокамерным F-1 были начаты компанией Rocketdyne (сегодня входит в Aerojet Rocketdyne) по заказу ВВС США еще в 1955 году, в результате чего первые огневые испытания двигателя состоялись уже в 1959 году. Первоначально в камере сгорания двигателя наблюдалось нарушение режима стабильного горения, с чем к 1961 году успешно удалось справиться».
5. ↑ Spaceflight Now | Breaking News | Rocket companies hope to repurpose Saturn 5 engines. spaceflightnow.com. Проверено 6 апреля 2017.
6. ↑ NASA - NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator. Проверено 22 января 2013. Архивировано 2 февраля 2013 года.
7. ↑ How NASA brought the monstrous F-1 “moon rocket” engine back to life (англ.), Ars Technica. Проверено 5 апреля 2017.
8. ↑ Dynetics and PWR aiming to liquidize SLS booster competition with F-1 power | NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Проверено 6 апреля 2017.
9. ↑ http://agentdc.uah.edu/homepages/dcfiles/UAHDC/h2rockengi_010509142633.pdf (недоступная ссылка)
10. ↑ 1 2 Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet, National Aeronautics and Space Administration, December 1968, сс. 3-3,3-4, <http://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf>. Проверено 1 июня 2008. 
11. ↑ NSTS 1988 News Reference Manual, NASA, <http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008. 

Ссылки

www.wikipedia.green

F-1 (ракетный двигатель)

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

Содержание

• 1 История создания
• 2 Конструкция
• 3 Интересные факты
• 4 См. также
• 5 Примечания
• 6 Ссылки

История создания

F-1 в Космическом ракетном центре США в Хантсвилле

Первоначально F-1 был разработан Rocketdyne в соответствии с запросом ВВС США от 1955 года о возможности создания очень большого ракетного двигателя. Конечным результатом этого запроса стали два разных двигателя — E-1 и более крупный F-1. Двигатель E-1, хоть и успешно прошёл стендовые огневые испытания, но быстро был признан технологически тупиковым вариантом, и отменен в пользу крупного, более мощного F-1. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия приложений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с Рокетдайн контракт на завершение его разработки. Испытания компонентов F-1 были начаты уже в 1957 году. Первое огневое испытание полностью скомпонованного тестового F-1 было совершено в марте 1959 года.

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

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

Конструкция

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

На 2015 год, разработанный Rocketdyne двигатель F-1 является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших (двигатель M-1 имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался). Двигатель использовал в качестве топлива керосин RP-1 и жидкий кислород — в качестве окислителя. Для подачи топлива и кислорода в камеру сгорания использовался турбонасос.

Основной частью двигателя была камера сгорания, в которой смешивались и сгорали топливо и окислитель, создавая тягу. Куполообразная камера в верхней части двигателя служила в качестве распределительного трубопровода подводящего жидкий кислород к форсункам, а также служила как крепление для карданного подвеса, передававшего усилие на корпус ракеты. Ниже этого купола находились форсунки, по которым топливо и окислитель направлялись непосредственно в камеру сгорания, они были сконструированы таким образом, чтобы обеспечить хорошее смешивание и сгорание компонентов. Топливо подводилось к форсуночной головке из отдельного распределительного трубопровода; часть топлива направлялась по 178 трубкам проложенным по всей длине камеры сгорания — которая занимала почти всю верхнюю половину сопла — и возвращалась обратно охлаждая камеру.

Выхлопные газы из газогенератора использовались для вращения турбины приводившей в движение отдельные насосы для топлива и окислителя, питающие системы камеры сгорания. Газогенератор вращал турбину со скоростью 5 500 об/мин, давая мощность в 55 000 лошадиных сил (41 МВт). Топливный насос прокачивал 58 564 литров керосина RP-1 за минуту, в то время как насос окислителя 93 920 л жидкого кислорода за минуту. С точки зрения условий работы, турбонасос был способен выдерживать диапазон температур от температуры газогенераторного газа в 800 °C (1 500 °F), до температуры жидкого кислорода в −180 °C (-300 °F). Топливо использовалось также для охлаждения подшипников турбины, а вместе с присадкой RB0140-006 (диалкилдитиофосфат цинка) — для смазки зубчатых колёс турбонасоса.

Огневые испытания двигателя F-1 на базе ВВС Эдвардс.

Ниже камеры сгорания располагался сопловой насадок занимавший приблизительно половину длины двигателя. Этот насадок повышал степень расширения двигателя от 10:1 до 16:1. Выхлоп газогенератора турбонасоса выводился к насадку с помощью большого, суживающегося трубопровода, этот относительно холодный газ образовывал слой, защищавший сопловой насадок от горячих (3 200 °C, 5 800 °F) выхлопных газов из камеры сгорания.

F-1 сжигал 1 789 кг (3 945 фунтов) жидкого кислорода и 788 кг (1 738 фунтов) керосина RP-1 каждую секунду работы, производя 6,7 МН (1 500 000 фунт-сил) тяги. Это равно скорости вытекания 1 565 л (413,5 галлонов) жидкого кислорода и 976 л (257,9 галлонов) керосина в секунду. В течение своих двух с половиной минут работы, пять двигателей F-1 поднимали ракету-носитель Сатурн-5 на высоту 68 км, придавая ей скорость 9 920 км/ч. Объединённый расход жидкости у пяти двигателей F-1 в РН Сатурн-5 составлял 12 710 л (3 357 галлонов) в секунду, что могло опустошить 110 000 литровый (30 000 галлонов) плавательный бассейн за 8,9 секунд. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые. Тяга одного F-1 примерно равна тяге всей двигательной установки первой ступени из 9 двигателей современной ракеты «Falcon 9» при несколько меньшей эффективности: удельный импульс Merlin 1D+ 282 сек. при давлении в камере 97 атм. против 265 сек. при 69 атм. у F-1.

Интересные факты

• Так как отработанный генераторный газ подавался внутрь сопла для охлаждения насадки, яркость пламени реактивной струи вблизи сопла двигателя была значительно снижена, что хорошо заметно на кадрах с запусков Сатурн-5 и с огневых испытаний F-1.

См. также

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

Примечания

1. ↑ Ellison, Renea & Moser, Marlow, Combustion Instability Analysis and the Effects of Drop Size on Acoustic Driving Rocket Flow, Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, <http://reap.uah.edu/publications/Ellison.pdf> 
2. ↑ THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY, <http://history.nasa.gov/SP-4206/ch5.htm> 
3. ↑ NASA - NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator. Проверено 22 января 2013. Архивировано из первоисточника 2 февраля 2013.
4. ↑ http://agentdc.uah.edu/homepages/dcfiles/UAHDC/h2rockengi_010509142633.pdf
5. ↑ 1 2 Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet, National Aeronautics and Space Administration, December 1968, сс. 3-3,3-4, <http://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf>. Проверено 1 июня 2008. 
6. ↑ NSTS 1988 News Reference Manual, NASA, <http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008. 

Ссылки

• F-1 в Encyclopedia Astronautica
• Ступени Сатурна
• Apollo Saturn Reference Page
• Видео наземных испытаний F-1 на YouTube

F-1 (ракетный двигатель) Информацию О

F-1 (ракетный двигатель) Комментарии

F-1 (ракетный двигатель)F-1 (ракетный двигатель) F-1 (ракетный двигатель) Вы просматриваете субъект

F-1 (ракетный двигатель) что, F-1 (ракетный двигатель) кто, F-1 (ракетный двигатель) описание

There are excerpts from wikipedia on this article and video

www.turkaramamotoru.com

f-1 (ракетный двигатель) Википедия

F-1 Тип Топливо Окислитель Камер сгорания Страна Использование Время эксплуатации Применение Развитие Производство Время создания Производитель Массогабаритныехарактеристики Масса Высота Диаметр Рабочие характеристики Тяга Удельный импульс Время работы Давление в камере сгорания Степень расширения Отношение окислитель/топливо

Двигатели F-1 на ступени S-IC вместе с создателем ракеты Сатурн V, Вернером фон Брауном

ЖРД

керосин

жидкий кислород

1

США

1967-1973 гг

«Сатурн V» (первая ступень, S-IC)

F-1A, F-1B

1959 год

Rocketdyne

9 115 (сухой - 8 353) кг

5,79 м

3,76 м

Вакуум: 790 тс (7,77 МН)Ур. моря: 690 тс (6.77 МН)

Ур.моря: 265 с

165 с

7 MPa (69.1 атм.)

16

2,27

F-1 — американский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), разработанный компанией Rocketdyne. Использовался в ракете-носителе Сатурн V. Пять двигателей F-1 использовались на первой ступени Сатурна V, S-IC. На 2008 год[1] являлся самым мощным, из летавших, однокамерным ЖРД.

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

До создания жидкостного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) и твердотопливного бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» являлся самым мощным летавшим ракетным двигателем[источник не указан 516 дней]. На 2015 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших[источник не указан 516 дней] (двигатель M-1[en] имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался).

История создания

F-1 в Космическом ракетном центре США в Хантсвилле

Первоначально F-1 был разработан Rocketdyne в соответствии с запросом ВВС США от 1955 года о возможности создания очень большого ракетного двигателя. Конечным результатом этого запроса стали два разных двигателя — E-1 и более крупный F-1. Двигатель E-1, хоть и успешно прошёл стендовые огневые испытания, но быстро был признан технологически тупиковым вариантом, и отменен в пользу крупного, более мощного F-1. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия приложений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с «Рокетдайн» контракт на завершение его разработки. Испытания компонентов F-1 были начаты в 1957 году. Первое огневое испытание полностью скомпонованного тестового F-1 было совершено в марте 1959 года[2].

Семь лет разработок и испытаний двигателей F-1 выявили серьёзные проблемы с нестабильностью процесса горения, которые иногда приводили к катастрофическим авариям. Работы по устранению этой проблемы первоначально шли медленно, поскольку она проявлялась периодически и непредсказуемо. В конечном итоге инженеры разработали технику подрыва небольших зарядов взрывчатых веществ (которые они называли «бомбами») внутри камеры сгорания во время работы двигателя, что позволило им определить, как именно работающая камера отвечает на флуктуации давления. Конструкторы теперь могли быстро экспериментировать с различными форсуночными головками для выбора наиболее устойчивого варианта. Над этими задачами работали с 1962 по 1965 годы[3][4]. В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько стабильно, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную нестабильность за десятую долю секунды.

Разработка ускорителя с двигателем F-1B

В рамках программы «Space Launch System» NASA проводило конкурс на разработку боковых ускорителей с целью выбрать победителя к концу 2015 года. В 2012 году в Pratt & Whitney Rocketdyne предложили использовать жидкостный ускоритель с новой версией F-1.[5]

В 2013 году инженеры НАСА решили обратиться к опыту предыдущего поколения инженеров, создавших F-1. В рамках программы разработки тяжелого носителя SLS проведены испытания газогенератора двигателя F-1.[6] Испытания произошли благодаря молодым инженерам «Космического центра Маршалла», которые разобрали двигатель под номером F-6090, планировавшийся к использованию в отмененной миссии «Аполлон-19», и провели его трехмерное сканирование. По полученным чертежам собрали новые детали для газогенератора от двигателя под номером F-6049, который и был испытан.[7]

Pratt & Whitney, Aerojet Rocketdyne и Dynetics приняли участие в тестировании, и в рамках конкурса на ускорители предложили разработку под названием Pyrios с целью замены твердотельных пятисегментных ускорителей МТКК Спейс шаттл, планировавшихся к использованию на ранних вариантах Space Launch System. Pyrios, по плану, должен быть жидкостным ускорителем с двумя двигателями F-1B, и, в случае установки на SLS Block II, ракета-носитель смогла бы доставлять 150 тонн на низкую опорную орбиту.[8]

Конструкция

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

Основной частью двигателя была камера сгорания, в которой смешивались и сгорали топливо и окислитель, создавая тягу. Куполообразная камера в верхней части двигателя служила в качестве распределительного трубопровода, подводящего жидкий кислород к форсункам, а также служила как крепление для карданного подвеса, передававшего усилие на корпус ракеты. Ниже этого купола находились форсунки, по которым топливо и окислитель направлялись непосредственно в камеру сгорания, они были сконструированы таким образом, чтобы обеспечить хорошее смешивание и сгорание компонентов. Топливо подводилось к форсуночной головке из отдельного распределительного трубопровода; часть топлива направлялась по 178 трубкам, проложенным по всей длине камеры сгорания, которая занимала почти всю верхнюю половину сопла, и возвращалась обратно, охлаждая камеру.

Выхлопные газы из газогенератора использовались для вращения турбины, приводившей в движение отдельные насосы для топлива и окислителя, питающие системы камеры сгорания. Газогенератор вращал турбину со скоростью 5 500 об/мин, давая мощность в 55 000 лошадиных сил (41 МВт). Топливный насос прокачивал 58 564 литров керосина RP-1 за минуту, в то время как насос окислителя - 93 920 л жидкого кислорода за минуту. С точки зрения условий работы, турбонасос был способен выдерживать диапазон температур от температуры газогенераторного газа в 800 °C (1 500 °F), до температуры жидкого кислорода в −180 °C (-300 °F). Топливо использовалось также для охлаждения подшипников турбины, а вместе с присадкой RB0140-006 (диалкилдитиофосфат цинка) — для смазки зубчатых колёс турбонасоса[9].

Ниже камеры сгорания располагался сопловой насадок, занимавший приблизительно половину длины двигателя. Этот насадок повышал степень расширения двигателя от 10:1 до 16:1. Выхлоп газогенератора турбонасоса выводился к насадку с помощью большого суживающегося трубопровода; этот относительно холодный газ образовывал слой, защищавший сопловой насадок от горячих (3 200 °C) выхлопных газов из камеры сгорания.[10]

F-1 сжигал 1 789 кг (3 945 фунтов) жидкого кислорода и 788 кг (1 738 фунтов) керосина RP-1 каждую секунду работы, производя 6,7 МН (1 500 000 фунт-сил) тяги. Это равно скорости вытекания 1 565 л (413,5 US.галлонов) жидкого кислорода и 976 л (257,9 US галлонов) керосина в секунду. В течение своих двух с половиной минут работы пять двигателей F-1 поднимали ракету-носитель Сатурн-5 на высоту 68 км, придавая ей скорость 9 920 км/ч. Объединённый расход жидкости у пяти двигателей F-1 в РН Сатурн-5 составлял 12 710 л (3 357 US галлонов) в секунду, что могло опустошить 110 000 литровый (30 000 US галлонов) плавательный бассейн за 8,9 секунд[10]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые.[11] Тяга одного F-1 примерно равна тяге всей двигательной установки первой ступени из 9 двигателей современной ракеты «Falcon 9» при несколько меньшей эффективности: удельный импульс Merlin 1D+ 282 сек. при давлении в камере 97 атм. против 265 сек. при 69 атм. у F-1.

Факты

• Так как отработанный генераторный газ подавался внутрь сопла для охлаждения насадки, яркость пламени реактивной струи вблизи сопла двигателя была значительно снижена, что хорошо заметно на кадрах с запусков Сатурн-5 и с огневых испытаний F-1[источник не указан 516 дней].

См. также

Литература

Примечания

1. ↑ W. David Woods, How Apollo Flew to the Moon, Springer, 2008, ISBN 978-0-387-71675-6, p. 19
2. ↑ Ellison, Renea & Moser, Marlow, Combustion Instability Analysis and the Effects of Drop Size on Acoustic Driving Rocket Flow, Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, <http://reap.uah.edu/publications/Ellison.pdf>. Проверено 25 декабря 2008. 
3. ↑ THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY, <http://history.nasa.gov/SP-4206/ch5.htm> 
4. ↑ Андрей Борисов. Каждому свое, Lenta.ru (5 февраля 2018). Проверено 5 февраля 2018. «...работы над однокамерным F-1 были начаты компанией Rocketdyne (сегодня входит в Aerojet Rocketdyne) по заказу ВВС США еще в 1955 году, в результате чего первые огневые испытания двигателя состоялись уже в 1959 году. Первоначально в камере сгорания двигателя наблюдалось нарушение режима стабильного горения, с чем к 1961 году успешно удалось справиться».
5. ↑ Spaceflight Now | Breaking News | Rocket companies hope to repurpose Saturn 5 engines. spaceflightnow.com. Проверено 6 апреля 2017.
6. ↑ NASA - NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator. Проверено 22 января 2013. Архивировано 2 февраля 2013 года.
7. ↑ How NASA brought the monstrous F-1 “moon rocket” engine back to life (англ.), Ars Technica. Проверено 5 апреля 2017.
8. ↑ Dynetics and PWR aiming to liquidize SLS booster competition with F-1 power | NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Проверено 6 апреля 2017.
9. ↑ http://agentdc.uah.edu/homepages/dcfiles/UAHDC/h2rockengi_010509142633.pdf (недоступная ссылка)
10. ↑ 1 2 Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet, National Aeronautics and Space Administration, December 1968, сс. 3-3,3-4, <http://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf>. Проверено 1 июня 2008. 
11. ↑ NSTS 1988 News Reference Manual, NASA, <http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008. 

Ссылки

wikiredia.ru

---

• 
  Оппозитный двигатель порше
• 
  Паровой колесный двигатель
• 
  Вечный двигатель новости
• 
  Новости вечный двигатель
• 
  Двигатель 2 х цилиндровый дизельный двигатель
• 
  Двигатель для т 50 второго этапа
• 
  Электродвигатель колесо
• 
  Двигатель нарушающий закон сохранения импульса
• 
  Су 35 двигатель
• 
  Двигатель паровоза
• 
  Двигатель без