Rocketdyne H-1

H-1
20180328 H-1 engine Udvar-Hazy.jpg
Een H-1-motor bij de Udvar-Hazy Center
Land van herkomst Verenigde Staten
Datum 1963-1975
Fabrikant Rocketdyne
Sollicitatie Stimuleren
Opvolger RS-27
Toestand Met pensioen
Vloeibare brandstapel
Drijfveer LOX / RP-1
Fiets Gasgenerator
Configuratie
Kamer 1
Prestatie
Stuwkracht, zeeniveau 205.000 lbf (900 kN)
Stuwkrachtverhouding 102.47
Kamer druk 700 psia (4,8 MPa)
Specifieke impuls, vacuüm 289 seconden (2,83 km/s)
Specifieke impuls, zeeniveau 255 seconden (2,50 km/s)
Verbrandingstijd 155 s
Dimensies
Lengte 8,8 voet
Diameter 4,9 voet
Droog gewicht 2.200 lb (1.000 kg)
Gebruikt in
Saturn I, Saturn 1B

De Rocketdyne H-1 is een stuwkracht van 205.000 lbf (910 kN) vloeistof-prenkante raket motorverbranding LOX en RP-1. De H-1 is ontwikkeld voor gebruik in de S-I en S-Ib eerste fasen van de Saturn I en Saturn IB Raketten, respectievelijk, waar het werd gebruikt in clusters van acht motoren. Na het Apollo-programma werden overtollige H-1-motoren omgedoopt en herwerkt als de Rocketdyne RS-27 motor met het eerste gebruik op de Delta 2000 serie in 1974. De RS-27-variant wordt ook gebruikt op de Delta II en Delta III.[1][2]

Geschiedenis

Vroege motoren

De H-1 is een van een reeks motoren die zijn ontwikkeld uit het oorlogstijd V-2 ballistische raket. Tijdens de oorlog, Noord -Amerikaanse luchtvaart (NAA) kreeg verschillende 59.600 lbf (264,9 kN)[3] V-2-motoren om van metrische naar te onderzoeken en te converteren SAE afmetingen. Ze vormden hun "voortstuwingsverdeling" om dit werk aan te pakken en werden later Rocketdyne.

NAA had ook een schat aan technische documentatie over de motor gekregen. Ingenieurs die ze bestudeerden kwamen plannen tegen om de V-2-motor te verbeteren met behulp van een nieuwe "waterval" brandstofinjector. De Duitsers konden het ontwerp niet laten werken en het ging nooit in dienst. NAA -ingenieurs besloten dit probleem aan te vallen en kwamen snel oplossingen op. Hierdoor konden ze de stuwkracht van het ontwerp verhogen tot 75.000 lbf (330 kN) en vervolgens 78.000 lbf (350 kN) voor de Redstone -raket.

Naa had ook gewerkt aan de SM-64 Navaho kruisraket Project, dat dezelfde motor gebruikte als een booster om de raket op de hoogte te brengen ramjet Motoren kunnen aansteken. De luchtmacht eiste voortdurend hogere prestaties van de Navaho, die NAA dwong om grotere raketten te bouwen en grotere boosters om het te lanceren. Tegen het begin van de jaren 1950 was het basismotorontwerp vergroot om 120.000 lbf (530 kN) te produceren.

Al deze ontwerpen, zoals de V-2 die ze voortbrachten, verbrandden ethanol, maar andere brandstoffen waren ook geëxperimenteerd, inclusief kerosine, diesel olie, verfverdunner, JP-4, en JP-5 vliegtuigbrandstof. In januari 1953 begon Rocketdyne hun "Reap" -programma om deze motoren om te zetten in een specifieke en goed ontworpen kerosinebrandstof, specifiek voor raketmotoren, die werden RP-1, officieel gespecificeerd in militaire specificatie MIL-R-25576 in 1954.

In 1955 selecteerde de luchtmacht een JP-4 brandende versie van de motor om hun te voeden Atlas Missile. De Amerikaanse leger vroeg om een ​​verdere boost tot 150.000 lbf (670 kN) voor hun Jupiter raket en de luchtmacht gebruikten dezelfde versie voor hun Dor, het produceren van de Rocketdyne S-3D (of LR-79).

Al deze motoren waren gebaseerd op een soortgelijk ontwerpconcept, met een "watervalinjector", waarbij veel kleine brandstofinjectoren werden gebruikt om brandende brandstof in de hoofdverbrandingskamer te spuiten. Ze deelden ook een complex systeem voor het starten van de turbopumps, met behulp van een set secundaire brandstoftanks en sanitair die de gasgenerator en de belangrijkste branders, terwijl de pompen nog steeds de belangrijkste brandstoflijnen tot druk brachten. Een complexe reeks elektropneumatische kleppen bediende de verschillende brandstofstromen totdat de motor volledig was gestart.

X-1

Deze grafiek toont de dramatische vereenvoudiging van de S-3D-motor, via de niet geillustreerde X-1, naar de H-1 van Saturn I.

Met de succesvolle running van de S-3D voor de Thor en Jupiter, richtte het bedrijf hun aandacht op een radicaal bijgewerkte versie, oorspronkelijk bekend als de S-3X, maar werd het later de X-1. Deze motor verving het complexe klepsysteem en al zijn bezochte sensoren en elektronica door nieuwe kleppen die werkten op de druk van de brandstof zelf. Dit betekende dat de complexe opstartprocedure volledig was geautomatiseerd en van de brandstofstroom zelf werd afgedreven.

Bovendien verwijderde de X-1 het gehele starttanksysteem en verving het door een kleine vaste brandstofraketmotor die zijn uitlaat door de gasgenerator voedde om de turbopumps te draaien. Deze wijziging dramatisch vereenvoudigd het sanitair van de motor, ten koste van het maken van het ontwerp een single-shot apparaat. Eerdere motoren konden in theorie opnieuw worden gestart tijdens de vlucht, maar met een enkele startpatroon kon de X-1 slechts één keer worden gestart.

Een andere verandering was om een ​​ontsteker te introduceren met behulp van een pyroforisch brandstof in plaats van de vaste brandstofversies van eerdere ontwerpen. De eerdere motoren vereisten dat de ontstekers door gaten in de motor in de verbrandingskamer moesten worden geplaatst, maar het nieuwe systeem maakte het toe dat de brandstof in de hoofdinjector werd gespoten. De brandstof, triethylaluminum, werd geleverd in een kubus met diafragma's die barsten wanneer de brandstofstroom in de injector een set -drempel bereikte.

Ten slotte introduceerde de X-1 een nieuw smeersysteem dat een kleine hoeveelheid additief aan de RP-1-brandstof heeft toegevoegd terwijl deze door de verschillende componenten stroomde. Dit werd onder druk gevoerd in de verschillende lagers in het Turbopump -systeem, zowel smeren als het wegvoeren van warmte.

Saturnus en H-1

H-1 te zien op de Arkansas Air & Military Museum in Fayetteville, Arkansas

Saturnus begon als een papieren project om een ​​nieuw te ontmoeten Amerikaanse ministerie van Defensie Vereiste voor een zware voertuig dat 10.000 tot 40.000 kan verheffen pond naar binnen Lage aardebaan (Leo), of versnellen 6.000 tot 12.000 lb tot ontsnappingssnelheid. Bestaande lanceerders kunnen worden uitgebreid tot 10.000 lb naar LEO, onder de vereisten. Een nieuw en groter ontwerp was nodig, en in april 1957, Wernher von Braun overhandigde de voorlopige ontwerptaak ​​aan Heinz-Hermann Koelle.[4]

Koelle's oplossing om de ontwikkelingstijd te verkorten was om een ​​cluster van brandstoftanks te gebruiken Roodsteen en Jupiter -raketten, zet ze op een enkele stuwkrachtplaat en bevestig vervolgens de vereiste motoren aan de onderkant van de plaat. Berekeningen toonden aan dat een totale stuwkracht van ongeveer 1 miljoen pond Zou nodig zijn, waardoor hun motorselectie aanzienlijk wordt beperkt. Op zoek naar geschikte ontwerpen hoorde Koelle van de E-1 van Rocketdyne's George Sutton.[5] Rocketdyne ontwikkelde deze 400.000 lbf (1.800 kN) motor voor de Titan -raket, en het was de grootste motor die de introductie naderde binnen het tijdsbestek dat ARPA gaf Wernher von Braun ontwikkelen wat toen bekend stond als de "Juno V".[6] De E-1 was oorspronkelijk ontwikkeld als back-upmotor voor de Titan -raket, speciaal ontworpen om zo eenvoudig mogelijk te ontwikkelen, voor het geval de Aerojet -generaal LR-87 kwam niet uit.[7]

De lancering van Spoetnik Dat oktober leidde tot snelle veranderingen in het Amerikaanse rocketry -etablissement. Om vreedzame intentie aan te tonen, besloten de VS om zijn verschillende niet-militaire rocketryprogramma's uit te spannen naar een nieuw bureau, dat zou evolueren als NASA. Omdat het leger de interesse in grote raketten had verloren, kwamen ze ermee in om Von Braun's over te dragen ABMA team naar NASA, worden de Marshall Space Flight Center.[8] De overdracht zou plaatsvinden in 1960.[8]

Kort nadat deze plannen waren gemaakt, bezocht ARPA in juli 1958 ABMA en vertelde Von Braun dat ze nog steeds $ 10 miljoen in hun budget hadden om voor de overdracht uit te geven, en vroeg of er een manier was om het geld effectief te gebruiken. Von Braun riep Koelle in en liet hen een model van de Juno V zien, maar de ARPA-bezoekers merkten op dat de E-1-motor in 1960 niet klaar zou zijn.[9] Brainstormen, besloten ze dat de beste aanpak was om een ​​kleine upgrade te maken naar de bestaande S-3D-motoren van Rocketdyne om ze te stimuleren van 175.000 lbf (780 kN) naar 200.000 lbf (890 kN), en acht van deze motoren te gebruiken in plaats van vier e- 1S.[9]

Toen Koelle terugkeerde naar Rocketdyne op zoek naar een verbeterde versie van de S-3D, presenteerden ze in plaats daarvan de X-1 en stelden voor dat deze werd gebruikt in plaats van een verdere upgrade naar de S-3. Hoewel experimenteel, was de X-1 al in de rechter stuwkrachtbereik en klaar voor volledige ontwikkeling. Een ontwikkelingscontract werd aangeboden op 15 augustus 1958,[10] en begin 1959 was de naam veranderd van Juno in Saturnus, verwijzend naar de opvolging als de planeet na Jupiter, de Jupiter raket het vorige ABMA -ontwerp zijn.[11]

Beschrijving

Acht H-1-motoren in een Saturn I

Zoals alle vroege motoren van Rocketdyne, gebruikte de H-1 een watervalinjector gevoed door turbopumps en koelde hij de motor in de motor met behulp van de brandstof van de motor. De verbrandingskamer was gemaakt van 292 roestvrijstalen buizen in een oven.[12]

In tegenstelling tot de J-2 motor gebruikt op de S-IVB Het podium, de H-1 was een motor met één start. Het kan meerdere keren worden ontslagen - en motoren werden meestal onderworpen aan twee of meer statische testvuurvoudigingen vóór een missie naar vlucht-kwalificeren Ze-maar het kon niet opnieuw worden gestart tijdens de vlucht, omdat sommige componenten die nodig zijn voor de opstartreeks niet-herbruikbaar waren. In het bijzonder de turbopumps werden aanvankelijk aangedreven door een Vast drijfgas Gasgenerator (SPGG), die in wezen een kleine solide raket was en na elk vuren moest worden vervangen.

Om de motor te starten, werd een 500V AC -spanning aangebracht op de SPGG, die de vaste drijfgas ontstak. Dit produceerde hete gas die zich mocht opbouwen totdat hij een druk van 600-700 bereikte psi, waarna een barstend diafragma het in de turbine losliet die de brandstofturbopumps dreef. Dit begon het proces van het pompen van brandstof en oxidatiemiddelen in de gasgenerator en de motor, en de hete gassen van de SPGG leverden de initiële energie op die nodig was om de brandstof/oxidatiemix te ontsteken. Dit begon de Turbopumps te draaien. Zodra RP-1 en LOX in de gasgenerator begonnen te branden, voerde de uitlaat de Turbopumps tot de motor.

(Zie het oorspronkelijke diagram met specificaties.)

Specificaties

  • AANNEMER: NAA/ROCKETDYNE
  • Voertuigtoepassing: Saturn I / SI 1e fase - 8 motoren
  • Voertuigtoepassing: Saturn IB / S-Ib 1e fase - 8 motoren
  Voertuigeffectiviteit
SA-2010 tot SA-205 SA-206 en volgende
Stuwkracht (zeespiegel) 200.000 lbf (890 kN) 205.000 lbf (910 kN)
Stuwkracht 155 s 155 s
Specifieke impuls 289 seconden (2,83 km/s) 289 seconden (2,83 km/s)
Motorgewicht droog (binnenboord) 1.830 pond (830 kg) 2.200 pond (1.000 kg)
Motorgewicht droog (buitenboordmotor) 2.100 pond (950 kg) 2.100 pond (950 kg)
Burn -out van het motorgewicht 2.200 pond (1.000 kg) 2.200 pond (1.000 kg)
Uitgang-tot-dreat gebiedsverhouding 8: 1 8: 1
Drijfveer LOX & RP-1 LOX & RP-1
Mengselverhouding 2,23 ± 2% 2,23 ± 2%
Brandstofdebiet 2092 USGAL/MIN (132 L/S)  
Oxidatiedroomsnelheid 3330 USGAL/MIN (210 L/S)  
Nominale kamerdruk 633 psi (4.36 MPa)  

Referenties

  1. ^ "Delta 2000 Series". Encyclopedia Astronautica. Gearchiveerd van het origineel Op 18 juni 2012. Opgehaald 8 juni 2012.
  2. ^ Kyle, Ed (9 april 2010). "Delta 2000 Series - Extended Long Tank Delta". Space Launch Report. Opgehaald 7 juni 2012.
  3. ^ "Gearchiveerd exemplaar". Gearchiveerd van het origineel op 2008-09-06. Opgehaald 2011-09-14.{{}}: CS1 onderhoud: gearchiveerde kopie als titel (link)
  4. ^ Wernher von Braun, "Saturn de reus", NASA SP-350, 1975
  5. ^ Jonge 2008, p. 41.
  6. ^ Neufeld 2007, p. 331.
  7. ^ Jonge 2008, p. 40.
  8. ^ a b Neufeld (2007), pp. 341–346.
  9. ^ a b Neufeld (2007), p. 331.
  10. ^ Bilstein (1996), pp. 27–28.
  11. ^ Bilstein (1996), p. 37.
  12. ^ H-1 raketmotor Smithsonian

Public DomainDit artikel bevat Public domein materiaal van websites of documenten van de National Aeronautics and Space Administration.

Bibliografie