Русская Википедия:F-1 (ракетный двигатель)
Шаблон:Значения Шаблон:Ракетный двигатель 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 нагрузкуШаблон:Sfn.
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 двигателемШаблон:Нет АИ. На 2018 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших[1] (двигатель M-1 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 — 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 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[2].
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[3]Шаблон:Sfn.
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[4][5]. В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько устойчиво, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную неустойчивость за десятую долю секунды. Шаблон:Начало скрытого блокаОсобенностью предполётной отработки ракетных систем "Сатурн-5" стала беспрецедентная тщательность обеспечения требуемой высокой надёжности ракетного комплекса. Один из руководителей Управления пилотируемых полётов НАСА Шаблон:Не переведено 4, 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 Шаблон:Не переведено 4. 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.Шаблон:Конец скрытого блока 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 программыШаблон:Sfn.
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.[6]
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.[7] 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.[8].
Pratt & Whitney, Aerojet Rocketdyne и Dynetics приняли участие в испытании, 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.[9].
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[10]Шаблон:Sfn.
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[11].
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.[12]
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[12]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу (690 т), чем все три главных двигателя челноков (SSME), вместе взятые.[13]
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
(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[14].
Конструкторская документация
Архив конструкторской документации на двигатель F-1 (12 томов суммарным объёмом более 3800 страниц) находится в свободном доступе[15].
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[16][17].
В мае 2017 года часть обнаруженных артефактов была выставлена в Музее авиации Сиэтла[18].
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-1Шаблон:Нет АИ.
См. также
Примечания
Литература
Ссылки
- F-1 в Encyclopedia Astronautica
- Ступени Сатурна
- Apollo Saturn Reference Page
- Видео наземных испытаний F-1 на YouTube
- ↑ Ошибка цитирования Неверный тег
<ref>
; для сносокhow
не указан текст - ↑ Шаблон:Citation Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Статья
- ↑ THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY Шаблон:Wayback. 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».
- ↑ Шаблон:Cite news
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite news
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ 12,0 12,1 Шаблон:Citation Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Citation Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Статья. «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»
- ↑ Rocketdyne F-1 Manuals by North American Aviation - Rocketdyne Division. Archive.org. 17 июля 2022 года.
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ David G. Concannon Шаблон:Wayback. «Relics of Apollo». The Explorers Journal.