Из Википедии, бесплатной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску

J-2 был жидкого топлива криогенной ракетный двигатель используется в НАСА «ы Сатурн IB и Сатурн V ракет - носителей. Построенный в США по Rocketdyne , то J-2 сжигали криогенный жидкий водород (LH2) и жидкий кислород (LOX) пропелленты, с каждым двигателем мощностью 1,033.1 кН (232250 фунтов ф ) от тяги в вакууме. Эскизный проект двигателя восходит к рекомендациям Комитета Сильверстайна 1959 года . Rocketdyne получил одобрение на разработку J-2 в июне 1960 года и первого полета AS-201., произошла 26 февраля 1966 года. J-2 претерпел несколько незначительных модернизаций за свою историю эксплуатации, чтобы улучшить характеристики двигателя, с двумя основными программами модернизации, соплом де Лаваля типа J-2S и самолетом типа J-2T, которые были отменен после завершения программы Apollo .

Двигатель производил удельный импульс ( I sp ) 421 секунду (4,13 км / с) в вакууме (или 200 секунд (2,0 км / с) на уровне моря) и имел массу примерно 1788 кг (3942 фунта). Пять двигателей J-2 использовались на второй ступени S-II Saturn V , и один J-2 использовался на верхней ступени S-IVB, используемой как на Saturn IB, так и на Saturn V. Также существовали предложения по использованию различного количества J. -2 двигателя в верхних ступенях еще более крупной ракеты, запланированной Nova . J-2 был крупнейшим в Америке ракетным двигателем, работающим на LH2, до RS-25 . Модернизированный вариант двигателя J-2X рассматривался для использования наЭтап вылета с Земли заменяющего космического корабля космического корабля НАСА , системы космического запуска .

В отличие от большинства жидкостных ракетных двигателей, эксплуатируемых в то время, J-2 был спроектирован для однократного перезапуска после остановки при полете на третьей ступени Saturn V S-IVB . Первое горение, продолжавшееся около двух минут, вывело космический корабль «Аполлон» на низкую орбиту стоянки Земли . После того, как экипаж подтвердил, что космический корабль работал в штатном режиме, J-2 был повторно воспламенен для транслунной инъекции , 6,5-минутного горения, которое разогнало корабль до курса на Луну.

Компоненты [ править ]

Схема, показывающая поток топлива через двигатель J-2

Упорная камера и карданная система [ править ]

J-2 в сборе тяга камера служила креплению для всех компонентов двигателя, и состоит из упорного корпуса камеры, инжектора и купола в сборе, карданный подшипник в сборе, и дополненная искровой воспламенитель. [2]

Напорная камера была сконструирована из трубок из нержавеющей стали толщиной 0,30 мм (0,012 дюйма) , уложенных в продольном направлении и спаянных в печи, чтобы сформировать единый блок. Камера имела форму колокола с коэффициентом расширения 27,5: 1 для эффективной работы на высоте и регенеративно охлаждалась топливом. Топливо поступило из коллектора, расположенный на полпути между горлом камеры осевого напора и выходом, при давлении более 6900 кПа (1000 фунтов на квадратный дюйм). При охлаждении камеры топливо проделывало полупроход вниз по 180 трубкам и возвращалось полным ходом к форсунке камеры тяги по 360 трубкам. После того, как топливо прошло через инжектор, оно воспламенилось усиленным искровым воспламенителем и сгорело, чтобы передать высокую скорость выбрасываемым газам сгорания для создания тяги. [2]

Инжектор камеры тяги получил топливо под давлением от турбонасосов, а затем смешало их таким образом, чтобы обеспечить наиболее эффективное сгорание. Было обработано 614 полых столбов окислителя, которые составили неотъемлемую часть форсунки, с топливными форсунками (каждая обжатак лицевой стороне форсунки), продетого через стойки окислителя и установленных концентрическими кольцами. Лицевая сторона инжектора была пористой, образованной из слоев проволочной сетки из нержавеющей стали, и была приварена по периферии к корпусу инжектора. Инжектор принимал LOX через коллектор купола и впрыскивал его через стойки окислителя в зону сгорания камеры тяги, в то время как топливо принималось из верхнего топливного коллектора в камере тяги и впрыскивалось через отверстия для топлива, которые были концентричными с отверстиями окислителя. . Пропелленты впрыскивались равномерно, чтобы обеспечить удовлетворительное сгорание. Узел форсунки и купола окислителя располагался в верхней части камеры тяги.Купол служил коллектором для распределения LOX к инжектору и служил опорой для карданного подшипника и увеличенного искрового воспламенителя.[2]

Дополнительный искровой воспламенитель (ASI) был установлен на лицевой стороне форсунки и обеспечивал пламя для воспламенения топлива в камере сгорания. При запуске двигателя искровозбудители возбуждали две свечи зажигания, установленные сбоку от камеры сгорания. Одновременно система управления запустила начальную подачу окислителя и топлива к искровому воспламенителю. Когда окислитель и топливо попали в камеру сгорания ASI, они смешались и воспламенились, при этом надлежащее зажигание контролировалось монитором зажигания, установленным в ASI. ASI работал непрерывно в течение всего времени работы двигателя, был неохлаждаемым и имел возможность многократного повторного зажигания в любых условиях окружающей среды. [2]

Упорный был передан через карданный (установленный на инжекторе и окислителя купола сборки и конструкции тяги транспортного средства), который состоял из компактной, высокой нагрузкой (140,000 кПа) универсальное соединение , состоящее из сферической, гнездо типа подшипника. Он был покрыт тефлоновым / стекловолоконным покрытием, которое обеспечивало сухую несущую поверхность с низким коэффициентом трения. Подвес включал в себя устройство поперечной регулировки для совмещения камеры сгорания с транспортным средством, так что, помимо передачи тяги от узла форсунки к конструкции тяги транспортного средства, карданный вал также имел шарнирный подшипник для отклонения вектора тяги, таким образом обеспечение ориентации аппарата в полете. [2]

Система подачи топлива [ править ]

Система подачи топлива состоит из отдельных турбонасосов топлива и окислителя (подшипники которых смазывались перекачиваемой жидкостью, поскольку чрезвычайно низкая рабочая температура двигателя препятствовала использованию смазочных материалов или других жидкостей), нескольких клапанов (включая главный топливный клапан, главный клапан окислителя, клапан использования топлива и клапаны выпуска топлива и окислителя), расходомеры топлива и окислителя и соединительные линии. [2]

Топливный турбонасос [ править ]

Топлива ТНА, установленный на тяговой камеры, была турбина с приводом, осевой поток Насосный агрегат, состоящий из индуктора, семь стадий ротора а, и статор сборки. Это был высокоскоростной насос, работающий со скоростью 27000 об / мин, и был разработан для увеличения давления водорода с 210 до 8450 кПа (от 30 до 1225 фунтов на квадратный дюйм) (абсолютное значение) с помощью воздуховода высокого давления с расходом, который развивает 5800 кВт (7800 л.с.). Энергия для работы турбонасоса обеспечивалась высокоскоростной двухступенчатой ​​турбиной. Горячий газ из газогенератора направлялся во впускной коллектор турбины, который распределял газ по впускным соплам, где он расширялся и направлялся с высокой скоростью в турбинное колесо первой ступени. Пройдя через турбинное колесо первой ступени, газ перенаправляется через кольцо из лопаток статора и поступает на турбинное колесо второй ступени.Газ выходил из турбины через выхлопной патрубок. Три последовательных динамических уплотнения предотвращали смешивание перекачиваемой жидкости и турбинного газа. Мощность от турбины передавалась на насос с помощью неразъемного вала.[2]

Турбонасос окислителя [ править ]

Турбонасос окислителя устанавливался на камере тяги диаметрально противоположно турбонасосу топлива. Это был одноступенчатый центробежный насос с прямым турбинным приводом.. Турбонасос окислителя увеличивает давление в LOX и перекачивает его по каналам высокого давления в напорную камеру. Насос работал со скоростью 8600 об / мин при давлении нагнетания 7400 кПа (1080 фунтов на квадратный дюйм) (абсолютное) и развивал 1600 кВт (2200 л.с.). Насос и два его турбинных колеса установлены на общем валу. Энергия для работы турбонасоса окислителя обеспечивалась высокоскоростной двухступенчатой ​​турбиной, приводимой в действие выхлопными газами газогенератора. Турбины турбонасосов окислителя и топлива были соединены последовательно выхлопным трактом, по которому отработавшие отработавшие газы из турбины топливного турбонасоса направлялись на вход коллектора турбины турбонасоса окислителя. Последовательные одно статическое и два динамических уплотнения предотвращали смешивание жидкости-окислителя турбонасоса и турбинного газа. [2]

Начиная с работы турбонасоса, горячий газ поступал в сопла и, в свою очередь, в рабочее колесо турбины первой ступени. Пройдя через турбинное колесо первой ступени, газ перенаправлялся лопатками статора и поступал на турбинное колесо второй ступени. Затем газ покидал турбину через выхлопной патрубок, проходил через теплообменник и выпускался в камеру тяги через коллектор непосредственно над впускным коллектором топлива. Мощность от турбины передавалась на насос через неразъемный вал. Скорость LOX увеличивалась за счет индуктора и крыльчатки. Когда LOX входил в выпускную спиральную камеру, скорость была преобразована в давление, и LOX выпускался в выпускной канал под высоким давлением. [2]

Расходомеры топлива и окислителя [ править ]

В качестве расходомеров топлива и окислителя использовались лопаточные винтовые расходомеры роторного типа. Они располагались в каналах высокого давления топлива и окислителя. Расходомеры измеряли расход топлива в каналах высокого давления. Ротор с четырьмя лопастями в водородной системе производил четыре электрических импульса за один оборот и вращался примерно на 3700 об / мин при номинальном потоке. Шестилопастной ротор в системе LOX производил шесть электрических импульсов за один оборот и вращался со скоростью примерно 2600 об / мин при номинальном потоке. [2]

Клапаны [ править ]

Система подачи топлива требовала ряда клапанов для управления работой двигателя путем изменения потока топлива через компоненты двигателя: [2]

  • Главный топливный клапан представлял собой дроссельную заслонку, подпружиненную в закрытое положение, с пневматическим приводом в открытое положение и с пневматическим приводом в закрытое положение. Он устанавливался между топливопроводом высокого давления от ТНВД и впускным топливным коллектором узла камеры тяги. Главный топливный клапан контролировал подачу топлива в камеру тяги. Давление от регулирующего клапана ступени зажигания на блоке пневматического управления открывало клапан во время запуска двигателя и, когда заслонка начинала открываться, позволяло топливу течь во впускной коллектор. [2]
  • Главный клапан окислителя (MOV) представлял собой дроссельную заслонку, подпружиненную в закрытое положение, с пневматическим приводом в открытое положение и с пневматическим приводом в закрытое положение. Он был установлен между каналом высокого давления окислителя от турбонасоса окислителя и входом окислителя на узле камеры тяги. Пневматическое давление от нормально закрытого порта управляющего электромагнитного клапана главной ступени направлялось на исполнительные механизмы открытия первой и второй ступеней главного клапана окислителя. Применение давления открытия таким образом, вместе с управляемым сбросом давления закрытия главного клапана окислителя через термокомпенсирующее отверстие, обеспечивало управляемое линейное открытие главного клапана окислителя во всех диапазонах температур. Клапан последовательности, расположенный в сборке MOV,подавал пневматическое давление на открывающую часть регулирующего клапана газогенератора и через отверстие в закрывающую часть перепускного клапана турбины окислителя.[2]
  • Клапан утилизации пороха (PU) представлял собой двухфазный клапан с электроприводом для перекачки окислителя и расположен на выпускной улитке турбонасоса окислителя . Клапан утилизации пороха обеспечивал одновременное истощение содержимого топливных баков. Во время работы двигателя датчики уровня топлива в топливных баках транспортного средства управляли положением заслонки клапана для регулирования потока окислителя для обеспечения одновременного истощения топлива и окислителя. [2]
  • Дополнительная функция клапана PU заключалась в изменении тяги для увеличения полезной нагрузки. Вторая ступень, например, работала с клапаном ПУ в закрытом положении более 70% времени стрельбы. Это положение клапана обеспечивало тягу в 1000 кН (225000 фунтов силы) при соотношении смеси пропеллента (окислитель к топливу по массе) 5,5: 1 (когда клапан PU был полностью открыт, соотношение смеси составляло 4,5: 1, а уровень тяги составлял 780 кН. (175 000 фунтов силы)), но с более высоким удельным импульсом из-за большего количества несгоревшего водорода в выхлопе. Во время последней части полета положение клапана ПУ изменялось, чтобы обеспечить одновременное опорожнение топливных баков. Третья ступень также работала на высоком уровне тяги большую часть времени горения, чтобы реализовать преимущества высокой тяги.Точный период времени, в течение которого двигатель работал с закрытым клапаном PU, варьировался в зависимости от индивидуальных требований и уровней заправки топлива.[2]
  • Клапаны выпуска топлива, используемые как в топливной, так и в окислительной системах, были тарельчатого типа, которые подпружинялись в нормально открытое положение и приводились в действие давлением в закрытое положение. Оба клапана выпуска топлива были установлены на трубопроводах начальной загрузки рядом с их соответствующими фланцами нагнетания турбонасосов. Клапаны позволяли топливу циркулировать в линиях системы подачи топлива для достижения надлежащей рабочей температуры перед запуском двигателя и управлялись двигателем. При запуске двигателя гелиевый управляющий электромагнитный клапан в блоке пневматического управления был запитан, позволяя пневматическому давлению закрыть выпускные клапаны, которые оставались закрытыми во время работы двигателя. [2]

Газогенератор и выхлопная система [ править ]

Система газогенератора состояла из газогенератора, регулирующего клапана газогенератора, выхлопной системы турбины и выпускного коллектора, теплообменника и перепускного клапана турбины окислителя. [2]

Газогенератор [ править ]

Сам газогенератор был приварен к коллектору турбины топливного насоса, что сделало его неотъемлемой частью топливного турбонасоса. Он производил горячие газы для привода турбин топлива и окислителя и состоял из камеры сгорания, содержащей две свечи зажигания, регулирующего клапана, содержащего отверстия для топлива и окислителя, и узла форсунки. Когда был инициирован запуск двигателя, возбудители искры в электрическом блоке управления были запитаны, обеспечивая энергией свечи зажигания в камере сгорания газогенератора. Топливо поступало через регулирующий клапан в узел форсунки и в выпускное отверстие камеры сгорания, а затем направлялось в топливную турбину, а затем в турбину окислителя. [2]

Клапаны [ править ]

  • Регулирующий клапан газогенератора представлял собой тарельчатый клапан с пневматическим приводом, который подпружинялся в закрытое положение. Тарелки топлива и окислителя были механически связаны исполнительным механизмом. Клапан управлял потоком пороха через форсунку газогенератора. Когда был получен сигнал главной ступени, пневматическое давление прикладывалось к узлу привода регулирующего клапана газогенератора, который перемещал поршень и открывал топливную тарелку. Во время открытия топливной тарелки исполнительный механизм контактировал с поршнем, который открывал тарелку окислителя. По мере того, как открывающееся пневматическое давление уменьшалось, пружины закрывали тарелки. [2]
  • Перепускной клапан турбины окислителя представлял собой нормально открытый подпружиненный задвижку. Он был установлен в байпасном тракте турбины окислителя и снабжен соплом, размер которого определялся при калибровке двигателя. Клапан в его открытом положении снижает скорость кислородного насоса во время запуска, а в его закрытом положении действует как калибровочное устройство для баланса производительности турбонасоса. [2]

Выхлопная система турбины [ править ]

Выхлопной патрубок турбины и вытяжной колпак турбины имели сварную конструкцию из листового металла. В соединениях компонентов использовались фланцы с двойным уплотнением. Выхлопные воздуховоды проводили турбину выхлопных газов в камере тяги выпускного коллектор , который окружал камера сгорание примерно на полпути между горлом и выходом из сопла. Выхлопные газы проходили через теплообменник и выходили в основную камеру сгорания через 180 треугольных отверстий между трубками камеры сгорания. [2]

Теплообменник [ править ]

Теплообменник представлял собой кожух в сборе, состоящий из канала, сильфона, фланцев и змеевиков. Он устанавливался в выхлопном тракте турбины между выпускным коллектором турбины окислителя и камерой тяги. Он нагревает и расширяет газообразный гелий для использования на третьей стадии или превращает LOX в газообразный кислород для второй стадии для поддержания давления в баке окислителя транспортного средства. Во время работы двигателя либо LOX отводился из канала высокого давления окислителя, либо гелий подавался из ступени транспортного средства и направлялся к змеевикам теплообменника. [2]

Система сборки танков [ править ]

Эта система состояла из встроенного гелиевого и водородного пускового бака, в котором находились водород и газообразные гелий для запуска и работы двигателя. Газообразный водород придавал начальное вращение турбинам и насосам перед сгоранием газогенератора, а гелий использовался в системе управления для переключения клапанов двигателя. Сферический резервуар с гелием был расположен внутри резервуара с водородом, чтобы минимизировать сложность двигателя. Он вмещал 16 000 см 3 (1000 куб. Дюймов) гелия. Большой сферический резервуар для газообразного водорода имел емкость 118 931 см 3 (7 257,6 куб. Дюймов). Оба бака были заполнены из наземного источника перед запуском, а бак газообразного водорода был заправлен во время работы двигателя из впускного коллектора топливной камеры для последующего перезапуска на третьей ступени.[2]

Система управления [ править ]

Система управления включала в себя пневматическую систему и твердотельный контроллер последовательности электрических цепей, снабженный искровыми возбудителями для газогенератора и свечей зажигания в камере тяги, а также соединяющие электрические кабели и пневматические линии в дополнение к системе полетных приборов. Пневматическая система состояла из резервуара для хранения гелиевого газа под высоким давлением, регулятора для снижения давления до приемлемого уровня и электрических электромагнитных регулирующих клапанов, направляющих центральный газ к различным клапанам с пневматическим управлением. Контроллер электрической последовательности представлял собой полностью автономную твердотельную систему, для которой требовалось только питание постоянного тока и командные сигналы пуска и останова. Предпусковое состояние всех критических функций управления двигателем отслеживалось, чтобы обеспечить сигнал «двигатель готов». После получения «двигатель готов»и «пусковые» сигналы, электромагнитные регулирующие клапаны были запитаны в точно рассчитанной по времени последовательности, чтобы привести двигатель в режим зажигания, перехода и в режим основной ступени. После выключения система автоматически перезагружается для последующего перезапуска.[2]

Система бортового оборудования [ править ]

Система пилотажных приборов состоит из основного и вспомогательного оборудования. Контрольно-измерительные приборы первичного пакета измеряют те параметры, которые имеют решающее значение для всех статических запусков двигателя и последующих запусков транспортного средства. К ним относятся около 70 параметров, таких как давление, температура, потоки, скорости и положения клапанов для компонентов двигателя, с возможностью передачи сигналов в наземную систему регистрации или систему телеметрии, или и то, и другое. Система приборов предназначена для использования в течение всего срока службы двигателя, от первого статического приемочного зажигания до окончательного полета транспортного средства. Вспомогательный пакет предназначен для использования на ранних этапах полета автомобиля.Он может быть удален из базовой системы приборов двигателя после того, как двигательная установка установит свою надежность во время полетов научно-исследовательских и опытно-конструкторских машин. Он обладает достаточной гибкостью, чтобы обеспечить удаление, замену или добавление параметров, которые считаются необходимыми в результате дополнительного тестирования. Возможное удаление вспомогательного пакета не повлияет на измерительные возможности первичного пакета.[2]

Работа двигателя [ править ]

Последовательность запуска [ править ]

Последовательность запуска была инициирована подачей энергии на две свечи зажигания в газогенераторе и две свечи зажигания в дополнительном искровом воспламенителе для воспламенения порохов. Затем были задействованы два электромагнитных клапана; один для контроля гелия и один для контроля фазы зажигания. Гелий был направлен для удержания метательного обреза клапанов закрыт , и для продувки камеры тяги LOX купола, то LOX насос промежуточного уплотнения, и газового генератор окислитель канал. Кроме того, были открыты главный топливный клапан и клапаны окислителя ASI, создавая пламя зажигания в камере ASI, которое проходило через центр форсунки камеры тяги. [2]

После задержки в 1, 3 или 8 секунд, в течение которой топливо циркулировало через камеру тяги, чтобы подготовить двигатель к запуску, выпускной клапан пускового бака открывался для запуска вращения турбины. Длина топливопровода зависела от длины фазы наддува первой ступени Сатурна V. Когда двигатель использовался на ступени S-II, требовался подвод топлива в одну секунду. S-IVB, с другой стороны, использовал трехсекундный запас топлива для своего первоначального запуска и восьмисекундный запас топлива для его перезапуска. [2]

После интервала в 0,450 секунды выпускной клапан пускового бака был закрыт, и управляющий соленоид главной ступени был приведен в действие, чтобы: [2]

  1. Отключить продувку гелием газогенератора и камеры тяги
  2. Откройте регулирующий клапан газогенератора (горячие газы из газогенератора теперь приводят в движение турбины насоса)
  3. Откройте главный клапан окислителя в первое положение (14 градусов), позволяя LOX течь к куполу LOX для сжигания с топливом, которое циркулировало через инжектор.
  4. Закройте перепускной клапан турбины окислителя (часть газов для приведения в действие турбонасоса окислителя была переведена в обход во время фазы зажигания).
  5. Постепенно сбросьте давление с закрывающей стороны пневматического привода клапана окислителя, контролируя медленное открытие этого клапана для плавного перехода на основную ступень.

Энергия в свечах зажигания была отключена, и двигатель работал с номинальной тягой. На начальном этапе работы двигателя пусковой бак с газообразным водородом будет перезаряжаться в тех двигателях, для которых требуется перезапуск. В баке с водородом повышалось давление путем отвода регулируемой смеси LH2 из впускного коллектора топлива в камере тяги и более теплого водорода из коллектора впрыска топлива в камере тяги непосредственно перед входом в форсунку. [2]

Работа основной ступени полета [ править ]

Во время работы на основной ступени тяга двигателя может изменяться от 780 до 1000 килоньютон (от 175 000 до 225 000 фунт-сил) путем приведения в действие клапана утилизации топлива для увеличения или уменьшения потока окислителя. Это было выгодно для траекторий полета и для общей производительности миссии, что позволило увеличить полезную нагрузку. [2]

Последовательность отсечения [ править ]

Когда электрический блок управления получил сигнал отключения двигателя, он обесточил электромагнитные клапаны главной ступени и фазы зажигания и включил таймер отключения гелиевого соленоида. Это, в свою очередь, позволило создать давление закрытия для основного топлива, основного окислителя, управления газогенератором и дополнительных клапанов искрового воспламенителя. Открылись перепускной клапан турбины окислителя и выпускные клапаны пропеллента, и были начаты продувки газогенератора и купола LOX. [2]

Перезапуск двигателя [ править ]

Чтобы обеспечить возможность перезапуска третьей ступени для Saturn V, пусковой бак газообразного водорода J-2 был заправлен за 60 секунд во время предыдущего запуска после того, как двигатель достиг установившегося режима работы (заправка баллона с газообразным гелием не требовалась, поскольку исходный запаса грунта хватило на три пуска). Перед перезапуском двигателя были запущены ракеты с незаполненным объемом ступени для оседания пороха в топливных баках ступени, что обеспечивало напор жидкости во входные отверстия турбонасоса. Кроме того, были открыты клапаны выпуска топлива из двигателя, клапан рециркуляции ступени был открыт, предварительный клапан ступени был закрыт, а LOX и LH 2Циркуляция осуществлялась через систему удаления воздуха из двигателя в течение пяти минут, чтобы довести двигатель до нужной температуры и обеспечить надлежащую работу двигателя. Перезапуск двигателя был инициирован после того, как со сцены был получен сигнал «двигатель готов». Это было похоже на первоначальную «двигатель готов». Время выдержки между отсечкой и перезапуском составляло от минимум 1,5 часа до максимум 6 часов, в зависимости от количества околоземных орбит, необходимых для достижения лунного окна для транслунной траектории. [2]

История [ править ]

Развитие [ править ]

Одноместный двигатель J-2 от S-IVB .

Вдохновение для даты J-2 назад в различных исследований НАСА , проведенных в конце 1950 - х годов, из LH2-топливом двигателей создания тяги до 665 кН (149,000 фунтов е ) после успеха 67 кН (15000 фунтов ф ) RL-10 используется на Атлас-Centaur «с Centaur верхней ступени. Как когда-либо тяжелых ракет - носителей , введенных внимание, НАСА начал смотреть на двигатели , продуцирующих толчки до 890 кН (200 000 фунт ф ), с развитием быть официально разрешено следующий доклад 1959 комитета Сатурн транспортных средств оценки . Комиссия по оценке источников была сформирована для номинирования подрядчика из пяти компаний, участвующих в торгах, и 1 июня 1960 г. было дано одобрение дляRocketdyne приступит к разработке «высокоэнергетического ракетного двигателя, работающего на LOX и водороде, который будет известен как J-2». Окончательный контракт, заключенный в сентябре 1960 года, был первым, в котором явно требовалось, чтобы конструкция «обеспечивала максимальную безопасность полета с экипажем ». [4]

Компания Rocketdyne начала разработку J-2 с аналитической компьютерной моделью, которая имитировала работу двигателя и помогала в создании проектных конфигураций. Модель была подкреплена полноразмерным макетом, который использовался на протяжении всего процесса разработки, чтобы судить о расположении компонентов двигателя. Первый экспериментальный компонент, инжектор двигателя , был изготовлен в течение двух месяцев после заключения контракта, а испытания компонентов двигателя начались в полевой лаборатории Rocketdyne в Санта-Сусане в ноябре 1960 года. Другие испытательные установки, включая вакуумную камеру и полноразмерный двигатель. испытательный стенд, использованный при разработке, с турбонасосами двигателявходящие в испытания в ноябре 1961 года, система зажигания в начале 1962 года и первый опытный образец двигателя, прошедший полный 250-секундный тестовый запуск в октябре 1962 года. В дополнение к летному оборудованию в процессе разработки также использовались пять имитаторов двигателя, помогая в проектирование электрической и механической систем двигателя. Летом 1962 года между НАСА и Rocketdyne были подписаны контракты , по которым необходимо было произвести 55 двигателей J-2 для поддержки окончательных проектов ракет Saturn , для чего требовалось 5 двигателей для каждой второй ступени S-II Saturn V и 1 двигатель. для каждой ступени S-IVB Saturn IB и Saturn V. [4]

J-2 был запущен в производство в мае 1963 года, при этом параллельные программы испытаний продолжали выполняться в Rocketdyne и MSFC во время производственного цикла. Первый серийный двигатель, поставленный в апреле 1964 года, прошел статические испытания на испытательном этапе S-IVB в Дугласе.испытательный стенд недалеко от Сакраменто, Калифорния, и прошел первое полное статическое испытание (410 секунд) в декабре 1964 года. Испытания продолжались до января 1966 года, при этом один двигатель, в частности, успешно зажигался в 30 последовательных запусках, включая пять испытаний с полной продолжительностью 470 секунд. каждый. Общее время стрельбы 3774 секунды представляет собой уровень суммарного рабочего времени, почти в восемь раз превышающий требования к полету. По мере того, как успешные испытания одного двигателя приближались к завершению, интеграционные испытания силовой установки с S-IVB ускорились с появлением большего количества серийных двигателей. Первый эксплуатационный полет AS-201 был запланирован на начало 1966 года для Saturn IB с использованием первой ступени S-IB и S-IVB в качестве второй. [4]

Первое комплексное испытание полного S-IVB, включая его единственный J-2, в июле 1965 года было безрезультатным, когда неисправность компонента в одной из пневматических консолей преждевременно завершила испытание после успешной загрузки топлива и автоматического обратного отсчета. Однако уверенность в конструкции была восстановлена ​​в августе, когда та же ступень, S-IVB-201, безупречно проработала полную продолжительность стрельбы в 452 секунды, что было первой последовательностью испытаний двигателя, полностью управляемой компьютерами. J-2 был допущен к полету, и 26 февраля 1966 года AS-201 прошел безупречный запуск. В июле 1966 года НАСА подтвердило контракты на производство J-2 до 1968 года, когда Rocketdyne согласилась завершить поставки 155 двигателей J-2, каждый из которых прошел квалификационные испытания в полете в Санта-Сусане перед доставкой в ​​НАСА.Испытания на надежность и усовершенствование двигателя продолжались, и НАСА использовало две усиленные версии в более поздних полетах программы Apollo.[4]

Обновления [ править ]

J-2S [ править ]

Экспериментальная программа по улучшению характеристик J-2 началась в 1964 году как J-2X (не путать с более поздним вариантом с таким же названием). Основное изменение к первоначальному J-2 конструкции было изменение от цикла генератора газа к отпайки цикла , который подается горячий газ из крана на камеру сгорания вместо отдельной горелки. Помимо снятия деталей с двигателя, это также уменьшило сложность запуска двигателя и правильной синхронизации различных камер сгорания. [5]

Дополнительные изменения включали систему дросселирования для большей гибкости миссии, которая также требовала системы переменного смешивания для правильного смешивания топлива и кислорода для множества различных рабочих давлений. Он также включал новый «холостой ход», который создавал небольшую тягу для маневрирования на орбите или для установки топливных баков на орбите перед возгоранием.

В ходе экспериментальной программы Rocketdyne также произвела небольшую серию из шести предсерийных моделей для испытаний J-2S . В период с 1965 по 1972 год они были многократно обстреляны, и общее время горения составило 30 858 секунд. В 1972 году стало ясно, что никаких дополнительных заказов на ракеты-носители Saturn не поступает, и программа была закрыта. НАСА действительно рассматривало возможность использования J-2S в ряде различных миссий, включая приведение в действие космического челнока в ряде ранних проектов, а также на комете HLLV . [6] [7]

J-2T [ править ]

В то время как работа над J-2S продолжалась, НАСА также профинансировало проектные усилия по использованию турбомашин J-2S и подключению к тороидальной камере сгорания нового аэрокосмического сопла. Это еще больше повысит производительность. Были построены две версии: J-2T-200k, который обеспечивал тягу 890 кН (200 000 фунт-сил) [8], что позволяло «сбрасывать» его с существующими ступенями S-II и S-IVB, и J-2T- 250k 1100 кН (250 000 фунтов силы). [9]

Как и J-2S, работа над J-2T переросла в длительную серию наземных испытаний, но дальнейшая разработка закончилась спадом после Аполлона.

J-2X [ править ]

То, что стало другим двигателем с аналогичным названием, под названием J-2X , [10] [11] было выбрано в 2007 году для программы пилотируемой посадки на Луну проекта Constellation . Единственный двигатель J-2X, развивающий тягу 1310 кН (294 000 фунтов силы), должен был использоваться для приведения в действие ступени выхода на Землю (EDS). [12]

НАСА начало строительство нового испытательного стенда для высотных испытаний двигателей J-2X в Космическом центре Стеннис (SSC) 23 августа 2007 года. [13] В период с декабря 2007 года по май 2008 года на станции было проведено девять испытаний компонентов двигателя J-2. SSC в процессе подготовки к проектированию двигателя J-2X. [14]

Новый J-2X спроектирован так, чтобы быть более эффективным и простым в сборке, чем его предшественник Apollo J-2, и стоить меньше, чем главный двигатель космического шаттла (SSME). [15] Конструктивные различия включают удаление бериллия , современную электронику, центробежный турбонасос по сравнению с осевым турбонасосом J-2, другую камеру и коэффициенты расширения сопла, камеру сгорания с канальными стенками по сравнению с трубчатой ​​камерой сгорания. J-2, переработанная вся электроника, сверхзвуковой впрыск и использование техники соединения 21-го века. [10] [11]

16 июля 2007 года НАСА официально объявило о присуждении компании Pratt & Whitney Rocketdyne , Inc. контракта на 1,2 миллиарда долларов «на проектирование, разработку, испытания и оценку двигателя J-2X», предназначенного для питания верхних ступеней двигателей Ares I и Ракеты- носители Ares V. [16] 8 сентября 2008 г. Pratt & Whitney Rocketdyne объявили об успешном испытании первоначальной конструкции газогенератора J-2X. [17] О завершении второго раунда успешных испытаний газогенератора было объявлено 21 сентября 2010 г. [18]

Проект «Созвездие» был отменен президентом Бараком Обамой 11 октября 2010 года [19], но разработка J-2X продолжалась из-за его потенциала в качестве двигателя второй ступени для новой системы космического запуска большой грузоподъемности . Первое огневое испытание J-2X было запланировано на конец июня 2011 года. [20]

9 ноября 2011 года НАСА провело успешный пуск двигателя J-2X продолжительностью 499,97 секунды. [21]

27 февраля 2013 года НАСА продолжило испытания двигателя J-2X длительностью 550 секунд в космическом центре НАСА Стеннис. [22]

  • Концептуальный образ двигателя J-2X.

  • Испытание газогенератора "рабочая лошадка" двигателя J-2X.

  • Тестирование форсунок Cold Flow для программы J2X.

Технические характеристики [ править ]

См. Также [ править ]

  • Сравнение орбитальных ракетных двигателей

Ссылки [ править ]

 В эту статью включены материалы, являющиеся  общественным достоянием, с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .

  1. ^ Центр космических полетов Маршалла. «Двигатель J-2» . НАСА . Проверено 22 февраля 2012 года .
  2. ^ a b c d e f g h i j k l m n o p q r s t u v w x y z aa ab ac ad ae af ag "Информация о двигателе J-2" (PDF) . Сатурн V Новости Справочник . НАСА. Декабрь 1968 . Проверено 22 февраля 2012 года .
  3. ^ а б "J-2" . Astronautix.
  4. ^ a b c d Роджер Э. Бильштейн (1996). «Нетрадиционная криогеника: РЛ-10 и Ж-2». Этапы к Сатурну: технологическая история ракет-носителей Аполлон / Сатурн . Серия истории НАСА. НАСА. ISBN 978-0-16-048909-9.
  5. ^ а б "J-2S" . Astronautix. Архивировано из оригинала на 2009-04-17.
  6. ^ Heppenheimer, TA (1999). Решение о космическом шаттле: поиски космического корабля многоразового использования НАСА .
  7. ^ "Первый Лунный форпост" . www.astronautix.com . Проверено 10 января 2020 .
  8. ^ Марк Уэйд (17 ноября 2011 г.). «Дж-2Т-200К» . Энциклопедия Astronautica . Проверено 26 февраля 2012 года .
  9. ^ Марк Уэйд (17 ноября 2011 г.). «Дж-2Т-250К» . Энциклопедия Astronautica . Проверено 26 февраля 2012 года .
  10. ^ a b c Марк Уэйд (17 ноября 2011 г.). «J-2X» . Энциклопедия Astronautica. Архивировано из оригинала 12 декабря 2011 года.
  11. ^ a b Уильям Д. Грин (4 июня 2012 г.). "J-2X Extra: Что в имени?" . НАСА.
  12. ^ «Пратт и Уитни Рокетдайн заключили контракт НАСА на 1,2 миллиарда долларов на ракетный двигатель J-2X Ares» (пресс-релиз). Пратт и Уитни Рокетдайн . 18 июля, 2007. Архивировано из оригинального 10 августа 2009 года.
  13. ^ "Космический центр Стеннис НАСА отмечает новую главу в освоении космоса" (пресс-релиз). НАСА. 23 августа 2007 г.
  14. ^ «НАСА успешно завершает первую серию испытаний двигателя Ares» (пресс-релиз). НАСА. 8 мая 2008 г.
  15. ^ "Обзор J-2X" . Пратт и Уитни Рокетдайн. Архивировано из оригинала на 2009-08-07.
  16. ^ "НАСА награждает контракт на разработку двигателя верхней ступени для ракет" Арес " (пресс-релиз). НАСА. 16 июля 2007 . Проверено 17 июля 2007 .
  17. ^ "Pratt & Whitney Rocketdyne завершает успешные испытания газогенератора J-2X" (пресс-релиз). Пратт и Уитни Рокетдайн. 8 сентября 2008 года в архив с оригинала на 9 августа 2009 года.
  18. ^ "Pratt & Whitney Rocketdyne завершает последний раунд испытаний газогенератора J-2X" (пресс-релиз). Пратт и Уитни Рокетдайн. 21 сентября 2010 г.[ постоянная мертвая ссылка ]
  19. ^ "Обама подписывает НАСА до нового будущего" . BBC News . 11 октября 2010 г.
  20. ^ Морринг, Фрэнк. «Первые испытания J-2X Hot-Fire могут быть проведены на следующей неделе» . Авиационная неделя . Проверено 19 июня 2011 года .[ постоянная мертвая ссылка ]
  21. ^ "НАСА испытает двигатель для новой гигантской ракеты" .
  22. ^ "Двигатель J-2X" идет на расстояние "в Стеннисе" .