Aerojet M-1 - Aerojet M-1 - Wikipedia

M-1
M-1RocketEngineScale.png
Specifikace raketového motoru M-1
Země původuSpojené státy
První letVývoj opuštěn ve fázi před prototypem
VýrobceAerojet
PostaveníOpuštěno ve fázi vývoje.
Motor na kapalná paliva
Pohonná látkaLOX / Kapalný vodík
Cykluscyklus generátoru plynu
Výkon
Tah (vakuum)1 500 000 lbf (6,67 MN)
Poměr tahu k hmotnosti60
Tlak v komoře1 000 psia
Jásp (vakuum)428 sekund (4,20 km / s)
Rozměry
Délka7,72 m
Průměr4,28 m
Suchá hmotnost9068 kg

Aerojet je M-1 byl největší a nejmocnější kapalina-vodík -palivo raketový motor na kapalné palivo být navržen a testován na součásti. M-1 nabídl základní tah 6,67MN (1,5 miliónu lbf ) a 8 MN (1,8 milionu lbf) jako jeho okamžitý růstový cíl. Pokud by byl postaven, M-1 by byl větší a efektivnější než známý F-1 který poháněl první fázi Saturn V raketa na Měsíc.

Dějiny

M-1 sleduje svou historii Americké letectvo studie z konce 50. let pro potřeby jejího uvedení na trh v 60. letech. V roce 1961 se z nich vyvinul Space Launcher System design. SLS se skládala ze série čtyř raketových návrhů, které byly postaveny kolem řady posilovače tuhého paliva a kapalina-vodík - poháněné horní stupně.

Nejmenší model určený k uvedení modelu Dynasoar, použity dva 100 palcové (2 500 mm) pevné látky a kapalné jádro „A“. Pro napájení „A“ posilovače byl Aerojet smluvně převáděn LR-87, použitý v Raketa Titan II pro provoz na kapalný vodík. Prototyp byl úspěšně testován v letech 1958 až 1960. Počáteční studie 100 palců (2 500 mm) pevné látky byly rovněž předány společnosti Aerojet, počínaje rokem 1959.

SLS také představil řadu mnohem větších návrhů určených k zahájení letectva Projekt Lunex lunární přistání s posádkou. Lunex byla přímá přistávací mise, ve které jedna velmi velká kosmická loď přiletěla na Měsíc, přistála a vrátila se. Aby bylo možné takový design zahájit nízká oběžná dráha Země (LEO), bude zapotřebí velmi velký posilovač s užitečným zatížením 125 000 lb (57 000 kg). Tyto větší konstrukce SLS sledovaly stejný základní obrys jako menší posilovač Dynasoar, ale používaly mnohem výkonnější pevné látky o rozměrech 180 palců (4 600 mm) a kapalné stupně „B“ a „C“. Aby poskytly požadovaný výkon, kapalné stupně namontovaly shluk dvanácti J-2s. Aby se snížila tato složitost, letectvo mělo také k dispozici studie Aerojet o mnohem větší konstrukci na vodíkový pohon, která by nahradila dvanáct J-2 pouze dvěma motory. Tyto počáteční studie se nakonec ukázaly jako M-1 s tahem 1,2 milionu liber.

Když NASA vytvořené v roce 1958, také začaly plánovat přistání na Měsíci. Stejně jako letectvo, jejich Projekt Apollo původně zvýhodněný a přímý výstup profil, vyžadující velký posilovač pro spuštění kosmické lodi do LEO. Před převzetím NASA Wernher von Braun je Saturn pracovat pro Americká armáda, neměli žádné vlastní velké návrhy raket a zahájili studijní program známý jako Nova prostudovat řadu možností. Zpočátku byly požadavky na užitečné zatížení poměrně omezené a oblíbené konstrukce Nova používaly první stupeň se čtyřmi motory F-1 a užitečným zatížením asi 50 000 lb (23 000 kg). Tyto návrhy byly předloženy prezidentovi Dwight D. Eisenhower 27. ledna 1959.

Požadavky kosmické lodi Apollo však rychle rostly a usadily se na kosmické lodi o hmotnosti 10 000 lb (4 500 kg) CSM ) s tříčlennou posádkou. Vypuštění takového plavidla na Měsíc vyžadovalo pro LEO obrovské užitečné zatížení 125 000 lb (57 000 kg). Nové designy této schopnosti byly rychle představeny až s osmi motory F-1, spolu s mnohem výkonnějšími horními stupni, které vyžadovaly motor M-1. Na krátkou dobu byl tedy M-1 použit na základní konstrukci lunárních programů NASA i letectva.

V roce 1961 prezident John F. Kennedy oznámil cíl přistát člověka na Měsíci dříve, než dekáda skončila. Po krátké hádce vyhrála NASA misi nad letectvem. Nova by však vyžadovala obrovskou výrobní kapacitu, která v současné době neexistovala, a nebylo jasné, že výstavba posilovače by mohla být zahájena včas před přistáním před rokem 1970. V roce 1962 se rozhodli použít von Braunovu Saturn V design, který prošel procesem re-design, aby vytvořil použitelný posilovač, který by mohl být zabudován do stávající zařízení na Michoud, Louisiana.

S výběrem Saturnu pro měsíční mise se práce na Nova obrátily k éře po Apollu. Designy byly znovu zaměřeny na planetární expedici s posádkou, konkrétně na přistání s posádkou Mars. Dokonce i využití lehkého profilu mise, jaký byl zvolen pro Apollo, vyžadovala mise na Marsu na nízkou oběžnou dráhu Země skutečně obrovské užitečné zatížení asi jeden milion liber. To vedlo k druhé sérii designových studií, známých také jako Nova, i když v zásadě nesouvisely s dřívějšími designy.

Mnoho nových konstrukcí používalo M-1 jako svůj motor druhého stupně, i když vyžadovalo mnohem vyšší užitečné zatížení. Za účelem splnění těchto cílů byl projekt M-1 vylepšen z síly 1,2 milionu liber na nominální sílu 1,5 milionu liber a návrháři záměrně přidali další turbočerpadlo schopnost umožnit jí expanzi na sílu nejméně 1,8 milionu liber a potenciálně až 2,0 milionu.[1] Navíc byl M-1 dokonce zvažován pro řadu návrhů prvního stupně, místo F-1 nebo 180 palců (4 600 mm) pevných látek. Pro tuto roli specifický impuls byla dramaticky snížena a zdá se, že byla věnována určitá pozornost různým rozšiřující tryska návrhy, jak to vyřešit.

Vývoj M-1 pokračoval i v tomto období, ačkoli jak se program Apollo rozšiřoval, NASA začala snižovat financování projektu M-1, aby nejprve dokončila vývoj související se Saturnem. V roce 1965 studoval další projekt NASA pokročilé verze Saturnu, který nahradil shluk pěti J-2s na S-II druhý stupeň s jedním M-1, pět J-2T (vylepšená verze J-2 s aerospike tryska) nebo vysokotlaký motor známý jako HG-3, který by se později stal přímým předchůdcem Raketoplán je SSME.

Do roku 1966 bylo jasné, že současná úroveň financování NASA nebude v éře po Apollu zachována. Studie designu Nova toho roku skončily a spolu s nimi i M-1. Platnost poslední smlouvy M-1 vypršela 24. srpna 1965, ačkoli testování stávajících fondů pokračovalo až do srpna 1966. Studie na J-2T skončily současně. Ačkoli HG-3 nebyl nikdy postaven, jeho design tvořil základ pro Hlavní motor raketoplánu.

Popis

M-1 používal cyklus generátoru plynu, spalující část svého kapalného vodíku a kyslíku v malém spalovacím zařízení, aby poskytoval horké plyny pro provoz palivových čerpadel. V případě M-1 vodík a kyslík turbočerpadla byli úplně samostatní, každý používal vlastní turbínu, místo aby oba odešli ze společné hnací hřídele. Vodíková a kyslíková čerpadla byla jedny z nejsilnějších, jaké byly v té době vyrobeny, a produkovaly 75 000 koňská síla pro první a 27 000 hp (20 000 kW) pro druhou.

Zobrazení raketového motoru M-1 na Evergreen muzeum letectví a vesmíru
Turbodmychadlo navržené a vyrobené pro raketový motor M-1

Ve většině amerických konstrukcí by motor generátoru plynu vypouštěl výfukové plyny z turbín přes palubu. V případě M-1 byl výsledný výfuk relativně chladný a místo toho směřoval do chladicích trubek na spodní části obruby motoru. To znamenalo, že kapalný vodík byl potřebný pro chlazení pouze na vysoce tepelných plochách motoru - spalovací komoře, trysce a horní části pláště - což značně snižuje složitost instalace. Plyn vstoupil do oblasti pláště při asi 371 ° C (700 ° F), zahříval se na asi 538 ° C (1000 ° F) a poté byl vyhozen přes sérii malých trysek na konci pláště. Výfuk přidal tah 28 000 lbf (120 kN).

Motor byl spuštěn otáčením čerpadel na provozní otáčky pomocí hélium plyn uložený v samostatném vysokotlakém zásobníku. Tím se zahájil tok paliva do hlavního motoru a generátoru plynu. Hlavní motor byl zapálen postřikem jisker nasměrovaným do spalovací komory z pyrotechnického zařízení. Vypnutí bylo dosaženo jednoduchým vypnutím toku paliva do generátoru plynu, což umožnilo čerpadlům zpomalit samy.

Použití samostatných turbočerpadel a dalších komponent umožnilo individuální konstrukci a testování různých částí M-1. Během tříleté životnosti projektu bylo vyrobeno celkem osm spalovacích komor (dvě z nich nechlazené zkušební jednotky), jedenáct plynových generátorů, čtyři kyslíková čerpadla a čtyři vodíková čerpadla, která byla v procesu dokončování.

Reference

  1. ^ Dankhoff 1963, s. 1–2.

Bibliografie