Содержание
F-1 (ракетный двигатель) | это… Что такое F-1 (ракетный двигатель)?
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.
Содержание
|
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
- ↑ 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> - ↑ 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.
- ↑ «NSTS 1988 News Reference Manual», NASA, <http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008.
uah.edu/publications/Ellison.pdf> Ссылки
- F-1 в Encyclopedia Astronautica
- Ступени Сатурна
- Apollo Saturn Reference Page
- Видео наземных испытаний F-1 на YouTube
F-1 (ракетный двигатель) | это… Что такое F-1 (ракетный двигатель)?
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.
Содержание
|
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
- ↑ 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>
- ↑ 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.
- ↑ «NSTS 1988 News Reference Manual», NASA, <http://science. ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008.
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
Страница не найдена | Национальный музей авиации и космонавтики
Пожертвовать сейчас
Один музей, две локации
Посетите нас в Вашингтоне, округ Колумбия, и Шантильи, штат Вирджиния, чтобы исследовать сотни самых значительных объектов в мире в истории авиации и космоса.
Посещать
Национальный музей авиации и космонавтики в Вашингтоне
Центр Удвар-Хази в Вирджинии
Запланируйте экскурсию
Групповые туры
В музее и онлайн
Откройте для себя наши выставки и участвуйте в программах лично или виртуально.
Как дела
События
Выставки
IMAX
Погрузитесь глубоко в воздух и космос
Просмотрите наши коллекции, истории, исследования и контент по запросу.
Исследовать
Рассказы
Темы
Коллекции
На лету
Для исследователей
Для учителей и родителей
Подарите своим ученикам Музей авиации и космонавтики, где бы вы ни находились.
Учиться
Программы
Образовательные ресурсы
Запланируйте экскурсию
Профессиональное развитие педагога
Образовательная ежемесячная тема
Будь искрой
Ваша поддержка поможет финансировать выставки, образовательные программы и усилия по сохранению.
Дайте
Становиться участником
Стена чести
Способы дать
Провести мероприятие
Будьте в курсе последних историй и событий с нашей рассылкой
Национальный музей авиации и космонавтики
6-я улица и проспект Независимости SW
Вашингтон, округ Колумбия 20560
202-633-2214
10:00 — 17:30
Центр Стивена Ф.
Удвара-Хейзи
14390 Музей авиации и космонавтики, бульвар
Шантильи, Вирджиния 20151
703-572-4118
10:00 — 17:30
Ф-1
Главная — Поиск — Обзор — Алфавитный указатель: 0- 1- 2- 3- 4- 5- 6- 7- 8- 9
A- B- C- D- E- F- G- H- I- J- K- L- M- N- O- P- Q- R- S- T- U- V- W- X- Y- Z
Ф-1
Двигатель F-1
Фото: © Mark Wade
Ракетный двигатель Rocketdyne LOx/керосин. Самый большой жидкостный ракетный двигатель из когда-либо разработанных и испытанных. Серьезные проблемы со стабильностью горения были решены во время разработки, и он ни разу не вышел из строя в полете.
Первый полет 1967 г.Дата : 1959. Номер : 65. Тяга : 7 740,50 кН (1 740 134 фунт-сила). Масса без топлива : 8,391 кг (18,498 фунтов). Удельный импульс : 304 с. Удельный импульс уровня моря : 265 с. Время горения : 161 с. Высота : 5,64 м (18,50 футов). Диаметр : 3,72 м (12,20 фута).
Используется в Сатурн ИС. Самый большой ракетный двигатель с жидкостным двигателем из когда-либо разработанных, он представлял собой невероятное развитие по порядку величины по сравнению с двигателем класса тяги 150 000 фунтов, разработанным для Навахо, Юпитера, Тора, Атласа, Титана I и Сатурна I. Серьезные проблемы со стабильностью сгорания были решены во время развития, и он никогда не подводил в полете. Предлагается для использования на Nova NASA-1; Нова А-1; Нова НАСА-2; Джарвис-1; Нова Б-1; Нова 59-4-2; Сатурн МЛВ 5-23Л-0; Сатурн С-ИБ-2; Нова 59-4-1; Нова 60-8-1; Сатурн S-ID; Сатурн С-ИБ-4. Сатурн V S-1C Стадия. Предназначен для бустерных приложений.
Газогенератор с насосным питанием.
Тяга (sl): 6 747 500 кН (1 516 898 фунтов силы). Тяга (сл): 688 062 кгс. Двигатель: 8 391 кг (18 498 фунтов). Давление в камере: 70,00 бар. Соотношение площадей: 16. Состав пороха: Lox/RP-1. Соотношение тяги к массе: 94.0680252651651. Соотношение окислителя и топлива: 2.27. Коэффициент тяги вакуума: 1,815664036964. Коэффициент тяги над уровнем моря: 1,58709260839257.
| F-1A Rocketdyne LOx/керосиновый ракетный двигатель конструкции 1968 года. Усовершенствованная версия F-1, которая должна была использоваться в любом последующем производстве ракет-носителей Saturn. Предназначен для бустерных приложений. Газогенератор с насосным питанием. |
Страна : США.
Ракеты-носители : Нова НАСА,
Нова Б,
Нова С,
Нова 8L Мод,
Нова Д,
Нова 9Л,
Сатурн С-4,
Нова 4Л,
Нова А,
Сатурн С-3,
Сатурн С-5,
Сатурн С-3В,
Сатурн С-4В,
Сатурн С-3БН,
Сатурн С-5Н,
Нова 8Л,
Сатурн С-8,
Сатурн МЛВ-В-4(С),
Сатурн МЛВ-В-1А,
Сатурн МЛВ-В-4(С)-А,
Сатурн ИНТ-20,
Сатурн ИНТ-21,
Сатурн МЛВ-В-4(С)-Б,
Ракета-носитель Джарвис.