Interested Article - F-1 (ракетный двигатель)

kassidy
  • 2021-03-17
  • 2

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 2506 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

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 — 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.

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

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

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

Установка двигателей F-1 на ступень S-IC РН Сатурн-5. Сопловой насадок снимался на время монтажа двигателей.
Двигатели F1 на первой ступени SA 514 ракеты-носителя Saturn V в музее Космического центра им. Джонсона .

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 .

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) 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 .

(Показатели

времени

старта)

год тяга

( тс )

масса

( т )

высота

( м )

диаметр

( м )

расширение

сопла

(раз)

давление

сгорания

( атм )

удельный

импульс

(кгс·с/кг)

время

работы

( с )

Merlin 1D+ 2015 86.2 0.49 2.7 0.92 21.4 110+ 286 162
Falcon 9 block 5 2015 775.5 4.41 2.7 3.7 21.4 110+ 286 162
F-1 1967 690 9.115 5.79 3.76 16 69+ 263 165

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

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

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 2506 дней ] .

См. также

Примечания

  1. ↑ , с. 19.
  2. Ellison, Renea; Moser, Marlow, (PDF) , Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, Архивировано из (PDF) 7 сентября 2006 , Дата обращения: 25 декабря 2008 . Дата обращения: 25 декабря 2008. Архивировано из 7 сентября 2006 года.
  3. Базаров В. Г., Янг В. // Тезисы докладов 38-х академических чтений по космонавтике памяти С. П. Королёва. — 2014. — С. 57 . 19 июня 2019 года.
  4. .
  5. от 11 августа 2020 на Wayback Machine . SP-4206 Stages to Saturn, NASA. «...involved the use of small bombs to upset the thrust exhaust pattern to measure the engine's ability to recover from the disturbance».
  6. Андрей Борисов (2018-02-05). . Lenta.ru . из оригинала 5 февраля 2018 . Дата обращения: 5 февраля 2018 . ...работы над однокамерным F-1 были начаты компанией Rocketdyne (сегодня входит в Aerojet Rocketdyne) по заказу ВВС США еще в 1955 году, в результате чего первые огневые испытания двигателя состоялись уже в 1959 году. Первоначально в камере сгорания двигателя наблюдалось нарушение режима стабильного горения, с чем к 1961 году успешно удалось справиться
  7. , с. 38.
  8. , с. 38-39.
  9. . spaceflightnow.com. Дата обращения: 6 апреля 2017. 4 марта 2016 года.
  10. . Дата обращения: 22 января 2013. 2 февраля 2013 года.
  11. . Ars Technica (англ.) . из оригинала 6 апреля 2017 . Дата обращения: 5 апреля 2017 .
  12. (англ.) . www.nasaspaceflight.com. Дата обращения: 6 апреля 2017. 27 сентября 2013 года.
  13. Mike Jetzer. (англ.) . heroicrelics.org . Дата обращения: 25 августа 2019. 25 августа 2019 года.
  14. .
  15. Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: Учебник для вузов / Ягодникова Д. А.. — 2-е издание. — М. : МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2005. — С. 330-331. — 488 с. — ISBN 5-7038-2649-7 .
  16. . Дата обращения: 9 июля 2014. Архивировано из 14 июля 2014 года.
  17. ↑ (PDF) , National Aeronautics and Space Administration, December 1968, pp. 3–3, 3–4, Архивировано из (PDF) 13 апреля 2016 , Дата обращения: 1 июня 2008 . Дата обращения: 25 декабря 2008. Архивировано из 13 апреля 2016 года.
  18. , NASA, Архивировано из 30 ноября 2019 , Дата обращения: 3 июля 2008 {{ citation }} : Проверьте значение даты: |accessdate= ( справка ) . Дата обращения: 25 декабря 2008. Архивировано из 30 ноября 2019 года.
  19. Шаталова Н. // Экспир. — 2016. — 26 мая. 10 августа 2019 года. . «Надо сказать, что у них был свой, для того времени великолепный, ракетный двигатель F1 на жидком кислороде с керосином. Он использовался в ракете-носителе Сатурн V, с помощью которого осуществлялась лунная программа «Аполлон»
  20. «Без России в космос американцы не улетят» Создатель РД-180 о зависимости США от России и превосходстве в космосе». Lenta.ru, 30 января 2017 года. «Очень интересным двигателем был F-1. Соединенные Штаты Америки использовали его для первой ступени ракеты Saturn V, на которой осуществлялись запуски на Луну. Этот двигатель имел тягу 680 тонн и работал на кислороде с керосином. Для своего времени он был весьма передовым и эффективным: американцы высадились на Луну в 1969 году». .
  21. от 29 сентября 2022 на Wayback Machine . РАН , 4 июля 2012 года. «К примеру, наш двигатель РД-170 за один запуск за счет большего удельного импульса мог вывезти полезного груза на две тонны больше, чем их самый мощный F-1, что означало по тем временам 20 миллионов долларов выигрыша.»
  22. by North American Aviation - Rocketdyne Division. Archive.org . 17 июля 2022 года.
  23. (рус.) . Lenta.ru (30 марта 2012). Дата обращения: 30 марта 2012. 30 марта 2012 года.
  24. Bezos, Jeff (англ.) . Bezos Expeditions (28 марта 2012). Дата обращения: 30 марта 2012. 21 июня 2012 года.
  25. от 4 августа 2019 на Wayback Machine . «Relics of Apollo». The Explorers Journal.

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

Источник —

kassidy
  • 2021-03-17
  • 2
  • Tags:

Same as F-1 (ракетный двигатель)

The title for the last searches