F-1 — американский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), разработанный компанией Rocketdyne . Использовался в ракете-носителе Сатурн V . Пять двигателей F-1 применялись на первой ступени Сатурна V, S-IC . На 2023 год является самым мощным из однокамерных ракетных двигателей, когда-либо выводивших в космос полезную нагрузку .

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

До создания жидкостного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) и твердотопливного бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» ЖРД F-1 являлся самым мощным летавшим ракетным двигателем ^{[ источник не указан 2475 дней ]} . На 2018 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших (двигатель имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался).

История создания

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 — и более крупный F-1. Двигатель E-1, хоть и успешно прошёл стендовые огневые испытания, но быстро был признан технологически тупиковым вариантом, и отменён в пользу крупного, более мощного F-1. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия применений для такого крупного двигателя. Однако НАСА , созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с «Рокетдайн» договор на завершение его разработки. Испытания частей F-1 были начаты в 1957 году. Первое огневое испытание полностью собранного опытного F-1 было совершено в марте 1959 года .

Семь лет разработок и испытаний двигателей F-1 выявили серьёзные проблемы с неустойчивостью горения, которые иногда приводили к катастрофическим авариям. Работы по устранению этой проблемы первоначально шли медленно, поскольку она проявлялась периодически и непредсказуемо. Время доводки двигателя заняло несколько лет, в течение которых было проведено 1332 полноразмерных испытаний камеры сгорания со 108 вариантами форсуночных головок и более 800 испытаний элементов. Общая стоимость работ превысила $4 миллиарда. Доводка проводилась по следующим направлениям: повышение акустических потерь в камере сгорания введением охлаждаемых перегородок и установки акустических поглотителей; понижение усилительных свойств зоны горения путём ухудшения качества распыливания; растягивания зоны горения по длине камеры сгорания; уменьшения расхода горючего на завесу .

В конечном итоге инженеры разработали технику подрыва небольших зарядов взрывчатых веществ (которые они называли «бомбами»), расположенных вне камеры сгорания, в тангенциальных патрубках во время огневых испытаний. Этот метод позволил определить отклик камеры на скачок давления. Конструкторы смогли быстро экспериментировать с различными форсуночными головками для выбора наиболее устойчивого варианта. Над этими задачами работали с 1962 по 1965 годы . В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько устойчиво, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную неустойчивость за десятую долю секунды.

Был предусмотрен трёхступенчатый контроль пригодности двигателей к полёту: два контрольных огневых испытаний каждого экземпляра двигателя до установки в ступень ракеты, третье огневое испытание в составе ступени. Подобная методика контроля надёжности двигателей была весьма трудоёмка и финансово высоко-затратна, но её применение окупилось безаварийной работой двигателей в течение выполнения всей Лунной программы .

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.

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

Pratt & Whitney , Aerojet Rocketdyne и Dynetics приняли участие в испытании, и в рамках конкурса на ускорители предложили разработку под названием 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 . .

Конструкция

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 ( ) — для смазки зубчатых колёс турбонасоса .

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.

F-1 сжигал 1 789 кг (3 945 фунтов) жидкого кислорода и 788 кг (1 738 фунтов) керосина RP-1 каждую секунду работы, производя 6,7 МН ( 1 500 000 фунт-сил ) тяги. Это равно скорости вытекания 1 565 л (413,5 US галлонов ) жидкого кислорода и 976 л (257,9 US галлонов) керосина в секунду. В течение своих двух с половиной минут работы пять двигателей F-1 поднимали ракету-носитель Сатурн-5 на высоту 68 км, придавая ей скорость 2,76 км/с (9 920 км/ч). Объединённый расход жидкости у пяти двигателей F-1 в РН Сатурн-5 составлял 12 710 л (3 357 US галлонов) в секунду, что могло опустошить 110 000 литровый (30 000 US галлонов) плавательный бассейн за 8,9 секунд . Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу (690 т), чем все три главных двигателя челноков ( SSME ), вместе взятые.

Так как тяга F-1 почти равна тяге всей двигательной установки всей первой ступени ракеты Falcon 9 block 5 фирмы SpaceX, можно прямо сравнить показатели одного F-1 и первой ступени Falcon с девятью керосиновыми ЖРД Merlin. Новые ЖРД SpaceX лишь за 9 лет доводки в 2015 году превзошли все показатели качества F-1. После этой доводки Merlin применяется без замены на ступени до 15 раз, зажигается в каждом полёте, по крайней мере, трижды. Таблица показывает направления достижений 50 лет прогресса в стартовых кислород-керосиновых ЖРД так называемой открытой схемы .

Академик Борис Каторгин давал высокую оценку степени технического совершенства F-1 .

Конструкторская документация

Архив конструкторской документации на двигатель F-1 (12 томов суммарным объёмом более 3800 страниц) находится в свободном доступе .

Подъём двигателей со дна океана

В марте 2012 года американский предприниматель Джефф Бэзос объявил, что финансируемая им группа подводных археологов обнаружила остатки двигателей F-1 с помощью сонара на дне Атлантического океана , на глубине около 4300 метров .

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

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 2475 дней ]} .

См. также

• ЖРД J-2
• ЖРД РД-270

Примечания

Литература

• Гахун Г. Г. и др. Глава 5. Примеры пневмогидравлических схем ЖРД. Двигатель F-1 // / Гахун Г. Г.. — М. : Машиностроение, 1989. — С. 86—89. — 424 с. — ISBN 5-217-00360-X .
• Рахманин В. Ф. // «Двигатель» : журнал. — М. , 2013. — № 5(89) . — С. 36—42 .
• Bilstein, Roger E. The Injector and Combustion Instability // . — NASA SP-4206. — Washington, DC: НАСА , 1980. — P. 112-116. — 511 p. — ISBN 0-16-048909-1 .
• W. David Woods. How Apollo Flew to the Moon (англ.) . — Springer, 2008. — ISBN 978-0-387-71675-6 .

Ссылки