Аэроджет М-1

Эта статья включает в себя список общих ссылок , но он остается в значительной степени непроверенным, поскольку в нем отсутствует достаточное количество соответствующих встроенных ссылок . Пожалуйста, помогите улучшить эту статью, добавив более точные цитаты. ( Июнь 2012 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения )

М-1

Характеристики ракетного двигателя М-1
Страна происхождения	Соединенные Штаты
Первый полет	Разработка прекращена на стадии предпрототипа
Производитель	Аэроджет
Статус	Заброшен в стадии разработки.
Жидкостный двигатель
Пропеллент	LOX / жидкий водород
Цикл	газогенераторный цикл
Представление
Тяга (вакуум)	1,500,000 фунтов (6,67 МН)
Отношение тяги к массе	60
Давление в камере	1000 фунтов на кв. Дюйм
Я sp (Vac.)	428 секунд (4,20 км / с)
Габаритные размеры
Длина	7,72 м
Диаметр	4,28 м
Сухой вес	9068 кг

Аэроджет «с М-1 был самым большим и самым мощным жидководородная -fueled ракетный двигатель жидкого топлива должен быть разработан и компонент испытания. М-1 предлагал базовую тягу в 6,67  М Н (1,5 миллиона фунт-сил ) и 8 МН (1,8 миллиона фунт-сила) в качестве своей ближайшей цели роста. В случае постройки M-1 был бы больше и эффективнее знаменитого F-1, который приводил в действие первую ступень ракеты Saturn V, летящей на Луну.

История [ править ]

История M-1 восходит к исследованиям ВВС США с конца 1950-х годов для нужд запуска в 1960-х годах. К 1961 году они превратились в конструкцию космической пусковой установки . SLS состояла из серии из четырех ракет, каждая из которых была построена на основе серии твердотопливных ускорителей и верхних ступеней, работающих на жидком водороде .

Самая маленькая модель, предназначенная для запуска Dyna-Soar , использовала два твердых тела размером 100 дюймов (2500 мм) и жидкое ядро ​​«А». Для питания ракеты-носителя "A" с Aerojet был заключен контракт на переоборудование LR-87 , используемого в ракете Titan II , для работы на жидком водороде. Опытный образец был успешно испытан между 1958 и 1960 годами. Первоначальные исследования твердого тела диаметром 100 дюймов (2500 мм) были также переданы Aerojet, начиная с 1959 года.

SLS также предусматривал ряд гораздо более крупных проектов, предназначенных для запуска пилотируемой посадки на Луну проекта Lunex . Lunex был миссией прямой посадки, в которой один очень большой космический корабль должен был полететь на Луну, приземлиться и вернуться. Для вывода такой конструкции на низкую околоземную орбиту (НОО) потребуется очень большая ракета-носитель с полезной нагрузкой 125 000 фунтов (57 000 кг). Эти большие конструкции SLS следовали той же базовой схеме, что и меньший бустер Dynasoar, но использовали гораздо более мощные 180-дюймовые (4600 мм) твердые частицы и жидкостные ступени "B" и "C". Для обеспечения необходимой мощности на жидкостных ступенях смонтирована группа из двенадцати J-2.. Чтобы уменьшить эту сложность, ВВС также поручили Aerojet начать исследования гораздо более крупной водородной конструкции, которая заменит двенадцать J-2 только с двумя двигателями. Эти первоначальные исследования в конечном итоге превратились в M-1 с тягой в 1,2 миллиона фунтов силы.

Когда в 1958 году было сформировано НАСА , они также начали планировать высадку на Луну. Как и военно-воздушные силы, их проект «Аполлон» изначально был ориентирован на профиль прямого всплытия , для чего требовался большой ускоритель для запуска космического корабля на НОО. До НАСА взять на Вернера фон Брауна «s Сатурн работы для армии США , у них не было больших конструкций ракеты своих собственных, и начал программу исследования , известную как Нова изучить ряд вариантов. Первоначально требования к полезной нагрузке были довольно ограничены, и предпочтительные конструкции Nova использовали первую ступень с четырьмя двигателями F-1 и полезной нагрузкой около 50 000 фунтов (23 000 кг). Эти проекты были представлены президенту Дуайту Д. Эйзенхауэру. 27 января 1959 г.

Однако требования к космическим кораблям Apollo быстро росли, остановившись на космическом корабле массой 10 000 фунтов (4500 кг) ( CSM ) с экипажем из трех человек. Для запуска такого корабля на Луну потребовалась огромная полезная нагрузка 125 000 фунтов (57 000 кг) на НОО. Проекты Nova с этой способностью были быстро представлены с восемью двигателями F-1, а также с гораздо более мощными верхними ступенями, для которых требовался двигатель M-1. Таким образом, в течение короткого периода времени М-1 использовался в базовых проектах для лунных программ как НАСА, так и ВВС.

В 1961 году президент Джон Ф. Кеннеди объявил о цели высадить человека на Луну до истечения десятилетия. После непродолжительного спора НАСА выиграло миссию над ВВС. Однако Nova потребовались бы огромные производственные мощности, которых в настоящее время не существовало, и было неясно, можно ли начать строительство ускорителя до посадки до 1970 года. К 1962 году они решили использовать конструкцию Saturn V фон Брауна , которая прошла через процесс перепроектирования для производства пригодного для использования ускорителя, который можно было бы построить на существующих объектах в Мишуде, штат Луизиана .

Повышение тяги, затем отмена [ править ]

После выбора Сатурна для лунных миссий работа над Новой перешла к эпохе после Аполлона. Конструкции были перенаправлены на пилотируемую планетарную экспедицию, а именно на посадку на Марс . Даже при использовании облегченного профиля миссии, подобного выбранному для Аполлона, миссия на Марс требовала действительно массивной полезной нагрузки около миллиона фунтов для вывода на низкую околоземную орбиту. Это привело ко второй серии дизайнерских исследований, также известных как Nova, хотя они, по сути, не имели отношения к более ранним проектам.

Многие из новых проектов использовали М-1 в качестве двигателя второй ступени, хотя требовали гораздо более высокой полезной нагрузки. Для достижения этих целей проект М-1 был переоценен ^{[ когда? ]} с 1,2 миллиона фунтов силы до номинальной 1,5 миллиона фунтов силы, и конструкторы намеренно добавили дополнительные возможности турбонасоса , чтобы он мог расширяться как минимум до 1,8 миллиона фунтов силы и потенциально до 2,0 миллионов. ^[1] Кроме того, M-1 даже рассматривался для ряда проектов первой ступени вместо F-1 или 180-дюймовых (4600 мм) твердых тел. Для этой роли был резко снижен удельный импульс , и, похоже, некоторое внимание было уделено различным расширяющимся соплам. конструкции для решения этой проблемы.

Разработка M-1 продолжалась в течение этого периода, хотя по мере расширения программы Apollo НАСА начало сокращать финансирование проекта M-1, чтобы в первую очередь завершить разработки, связанные с Сатурном. В 1965 году еще один проект НАСА ^{[ какой? ]} изучил усовершенствованные версии «Сатурна», заменив группу из пяти J-2 на второй ступени S-II одним M-1, пятью J-2T (улучшенная версия J-2 с аэродинамическим соплом) или двигатель высокого давления, известный как HG-3 , который позже станет прямым предшественником SSME космического корабля " Шаттл " .

К 1966 году стало ясно, что нынешние уровни финансирования НАСА не будут поддерживаться в эпоху после Аполлона. В том же году закончились разработки Nova и M-1. Последний контракт на M-1 истек 24 августа 1965 года, хотя испытания продолжались на имеющихся фондах до августа 1966 года. В то же время закончились исследования J-2T. Хотя HG-3 так и не был построен, его конструкция легла в основу главного двигателя космического шаттла .

Заключительный отчет (1966 г.) ^[2] включал

• 1. Продемонстрирована работоспособность всех основных узлов двигателя М-1, кроме охлаждаемой камеры и газоохлаждаемой юбки.
• 2. Были получены рабочие характеристики и установлена ​​механическая целостность форсунки, турбонасоса топлива, турбонасоса окислителя и газогенератора. Также было установлено, что эти компоненты подходят для использования в демонстрационном двигателе.

Описание [ править ]

M-1 использовал цикл газогенератора , сжигая часть жидкого водорода и кислорода в небольшой камере сгорания, чтобы обеспечить горячие газы для работы топливных насосов. В случае M-1 турбонасосы водорода и кислорода были полностью разделены, каждый из которых использовал свою собственную турбину, а не работал оба от общего приводного вала. Водородный и кислородный насосы были одними из самых мощных из когда-либо построенных в то время, они производили 75 000 лошадиных сил для первого и 27 000 л.с. (20 000 кВт) для второго.

В большинстве американских конструкций газогенераторный двигатель сбрасывал бы выхлопные газы турбин за борт. В случае с M-1 полученный выхлоп был относительно холодным и вместо этого направлялся в охлаждающие трубы в нижней части юбки двигателя. Это означало, что жидкий водород требовался для охлаждения только нагретых участков двигателя - камеры сгорания, сопла и верхней части юбки, что значительно уменьшало сложность водопровода. Газ поступал в зону юбки при температуре около 700 ° F (371 ° C), нагреваясь до около 1000 ° F (538 ° C), после чего был сброшен через серию небольших сопел на конце юбки. Выхлоп добавил 28000 фунтов силы (120 кН) тяги.

Двигатель запускался путем вращения насосов до рабочей скорости с использованием газообразного гелия, хранящегося в отдельном резервуаре высокого давления. Это запустило подачу топлива в главный двигатель и газогенератор. Главный двигатель воспламенился от струи искр, направленной в камеру сгорания от пиротехнического устройства. Остановка была достигнута путем простого отключения подачи топлива к газогенератору, что позволило насосам замедлиться самостоятельно.

Использование отдельных турбонасосов и других компонентов позволило построить и испытать различные части М-1 индивидуально.

Камера сгорания и форсунки [ править ]

• Тяга: 1,5 М фунт (на 200 000 футов) ^[3]
• Давление в упорной камере: 1000 фунтов на кв. Дюйм, ^{[1] : Таблица 1,} 1200 фунтов на кв. Дюйм для версии 1,8 МПа
• Диаметр упорной камеры: 42 дюйма
• Материал упорной камеры: 200 трубок из нержавеющей стали 347 в кожухе Inconel 718 с болтовым креплением. ^[4]
• Тип инжектора: коаксиальный
• Материал корпуса инжектора: нержавеющая сталь 347 ^[4]
• Количество элементов форсунки: ожидается от 1200 до 3000 ^[4]
• Диаметр горловины сопла:

Газогенератор [ править ]

• Горит 110 фунтов / с (окислитель: топливо: 0,8)
• Давление выхлопа: 1100 фунтов на квадратный дюйм
• Температура выхлопа: 1000 ° F
• Выхлоп газогенератора возвращается в нижнее сопло для охлаждения.

Турбонасос LOX [ править ]

• Осевой поток
• Обороты: 36 700 ^[5]
• Входное давление: 30 футов ^[5] (LOX)
• Повышение давления: 3 400 футов ^[5] (LOX), то есть 1700 фунтов на квадратный дюйм ^[6]
• Скорость потока: до 3000 фунтов / сек, номинальная 2921 фунт / сек ^[3]
• Осевая осевая нагрузка на подшипники: более 30 000 фунтов ^[7]
• Подшипники: с кислородной смазкой, шарики из нержавеющей стали 440C, с тефлоновыми сепараторами, заполненными стеклом ^[7]

Турбонасос LH2 [ править ]

• 2-ступенчатая турбина с 10-ступенчатым осевым насосом ^[8]

Что было построено и протестировано [ править ]

За трехлетний срок реализации проекта было построено в общей сложности восемь камер сгорания (две из них - неохлаждаемые испытательные установки), одиннадцать газогенераторов, четыре кислородных насоса, а также четыре водородных насоса, которые находились в процессе завершения.

При проектировании и разработке до 1963 года использовались уменьшенные модели насосов. ^[7]

Заключительный отчет (1966 г.) ^[2] включал

• 1. Продемонстрирована работоспособность всех основных узлов двигателя М-1, кроме охлаждаемой камеры и газоохлаждаемой юбки.
• 2. Были получены рабочие характеристики и установлена ​​механическая целостность форсунки, турбонасоса топлива, турбонасоса окислителя и газогенератора. Также было установлено, что эти компоненты подходят для использования в демонстрационном двигателе.

См. Также [ править ]

• Сравнение орбитальных ракетных двигателей

Ссылки [ править ]

Библиография [ править ]

• Данхофф, Уолтер Ф. (октябрь 1963 г.). Проект ракетного двигателя М-1 (PDF) . Вашингтон, округ Колумбия: НАСА. Архивировано из оригинального (PDF) на 2014-10-03. CS1 maint: discouraged parameter (link)
• Механическая конструкция топливного насоса жидкого водорода осевого типа М-1
• Разработка двигателя с тягой 1500000 фунтов / номинальным вакуумом / жидким водородом / жидким кислородом. Заключительный отчет, 30 апреля 1962 г. - 4 августа 1966 г. / документ НАСА, охватывающий проект М-1 от начала до завершения. 406p

• Активация и начальные испытания, большой ракетный двигатель - испытательные стенды турбонасосов Технологический отчет Aerojet Общий отчет о создании испытательных стендов для турбонасоса М-1

• для следующих ссылок на мертвую ссылку необходимо изменить URL-адрес на " https://ntrs.nasa.gov/citations/nnn "
• Активация и начальные испытания, Большой ракетный двигатель - Отчет по технологиям испытательной камеры тяги Aerojet Общий отчет о разработке испытательной базы для камеры тяги М-1
• Разработка газовых генераторов LO2 / LH2 для двигателя M-1 Документ НАСА, посвященный разработке газовых генераторов для двигателя M-1
• Разработка тяговой камеры жидкий кислород / жидкий водород для двигателя М-1 Документ НАСА, посвященный разработке тяговой камеры М-1
• Разработка проекта модификации турбонасоса жидкого водорода м-1 для использования в испытательном стенде ядерного реактора
• Аналитический и экспериментальный анализ вибрации лопастей турбины турбонасоса жидкого кислорода М-1
• Экономический анализ перлита по сравнению с супер изоляцией в резервуарах для хранения жидкого водорода и эксплуатации для программы M-1
• Аэродинамический дизайн и расчетные характеристики двухступенчатой ​​турбины Кертиса для турбонасоса жидкого кислорода двигателя М-1
• Исследование пусковых характеристик ракетного двигателя М-1 с помощью аналоговой ЭВМ.
• Анализ критической скорости вращения вала водородного турбонасоса М-1 и нагрузок на подшипники
• Оценка работоспособности в холодном воздухе масштабной модели турбины привода насоса окислителя водородно-кислородного ракетного двигателя М-1. I - Входная подающая труба-коллектор в сборе
• Оценка работоспособности в холодном воздухе масштабной модели турбины привода насоса окислителя водородно-кислородного ракетного двигателя М-1. II - Общая двухступенчатая производительность
• Оценка работоспособности в холодном воздухе масштабной модели турбины привода насоса окислителя водородно-кислородного ракетного двигателя М-1. III - Выполнение первой ступени в сборе впуск-подающая труба-коллектор.
• Оценка работоспособности в холодном воздухе масштабной модели турбины привода насоса окислителя водородно-кислородного ракетного двигателя М-1. IV - Работа первой ступени с доработанной сборкой впускной патрубок-коллектор
• Проектирование и разработка 120-мм роликовых, 110-мм роликовых и 110-мм тандемных шарикоподшипников с жидкостным водородным охлаждением для топливного турбонасоса М-1.
• Манжетное уплотнение клапана Клапан с манжетной камерой М-1
• Разработка роликовых и тандемных шарикоподшипников 110 мм с жидкостным кислородным охлаждением и номинальным диаметром до 0,5 x 106 мм для турбонасоса окислителя двигателя M-1. Отчет о технологиях
• Аэродинамический дизайн - турбина модели II Топливный турбонасос М-1 в сборе
• Анализ и экспериментальная проверка осевой тяги турбонасоса жидкого кислорода М-1
• Комплекс систем сбора данных для испытаний двигателей М-1
• Механическая конструкция двухступенчатой ​​импульсной турбины для турбонасоса жидкого водорода двигателя М-1.
• Сводка наблюдаемых результатов при охлаждении топливного турбонасоса М-1 до температуры жидкого водорода
• Механическая конструкция турбины Кертиса турбонасоса окислителя двигателя М-1
• Гидравлическое устройство турбонасоса жидкого водорода М-1
• Краткое изложение материаловедения двигателя М-1
• Разработка охлаждаемой перегородки для двигателя М-1 на субмаштабном ракетном двигателе
• Разработка инжектора М-1 - Философия и реализация
• Оценка работоспособности в холодном воздухе масштабной модели турбины топливного насоса для водородно-кислородного ракетного двигателя М-1
• Применение сплава 718 в деталях двигателя М-1
• Испытания форсунок подшкалы двигателя М-1
• Масштабное модельное исследование режимов течения во впускном коллекторе турбины привода топливного насоса водородно-кислородного ракетного двигателя М-1
• Разработка инжектора М-1 - Философия и реализация
• Проблемы сосудов под давлением газообразного водорода на установке М-1
• Вращение ротора турбины Отчет Подрядчика НАСА о вращении турбины, построенной для турбонасоса окислителя М-1, датирован февралем 1972 г.

Внешние ссылки [ править ]

• Коллекция Уолтера Данкоффа, Архивы и специальные коллекции Университета Алабамы в Хантсвилле