История ракет и ракетных двигателей. История ракетный двигатель


История ракет и ракетных двигателей

Истоки

Константин Циолковский

«Ракета сама собой не полетит» — эту фразу приписывают многим известным ученым. И Сергею Королеву, и Вернеру фон Брауну, и Константину Циолковскому. К настоящему времени существует много разновидностей ракетных двигателей. Химические, ядерные, электрические, даже плазменные. Впрочем, ракеты появились задолго до того, как человек изобрел первый двигатель.

Слова «ядерный синтез» или «химическая реакция» едва ли говорили что-то жителям Древнего Китая. А ведь ракеты появились именно там. Точную дату назвать сложно, но, предположительно, произошло это в годы правления династии Хань (III век до н. э. — II век н. э.). К тем временам относятся и первые упоминания о порохе. Ракета, которая поднималась вверх благодаря силе, возникшей при взрыве пороха, использовалась в те времена исключительно в мирных целях, — для фейерверков. Ракеты эти, что характерно, имели собственный запас горючего, в данном случае, пороха.

Создателем первой боевой ракеты считается Конрад Хаас

Следующий шаг был сделан только в 1556 году. Сделал его немецкий изобретатель Конрад Хаас, который был специалистом по огнестрельному оружию в армии Фердинанда I — Императора Священной Римской Империи. Хаас считается создателем первой боевой ракеты. Хотя, строго говоря, изобретатель не создал ее, а лишь заложил теоретические основы. Именно Хаасу принадлежала идея многоступенчатой ракеты.

Многоступенчатая ракета, рисунок Конрада Хааса

Ученый подробным образом описал механизм создания летательного аппарата из двух ракет, которые разделялись бы в полете. «Такой аппарат, — уверял он, — мог бы развивать огромную скорость». Идеи Хааса вскоре развил польский генерал Казимир Семенович.

Казимир Семенович

В 1650-м году он предложил проект создания трехступенчатой ракеты. В жизнь, впрочем, эта идея воплощена так и не была. То есть, конечно, была, но только в ХХ веке, через несколько столетий после смерти Семеновича.

Ракеты в армии

Военные, разумеется, никогда не упустят возможность принять на вооружение новый вид разрушительного оружия. В XIX веке у них появилась возможность применить в бою ракету. В 1805 году британский офицер Уильям Конгрив продемонстрировал в Королевском Арсенале созданные им пороховые ракеты небывалой, по тем временам, мощности. Существует предположение, что большинство идей Конгрив «украл» у ирландского националиста Роберта Эммета, применившего некое подобие ракеты

tayni.info

История ракет и ракетных двигателей

Diletant.media и «Ростех» вспоминают людей, которые заставили ракеты летать.

Истоки

Константин Циолковский

«Ракета сама собой не полетит» — эту фразу приписывают многим известным ученым. И Сергею Королеву, и Вернеру фон Брауну, и Константину Циолковскому. К настоящему времени существует много разновидностей ракетных двигателей. Химические, ядерные, электрические, даже плазменные. Впрочем, ракеты появились задолго до того, как человек изобрел первый двигатель.

Слова «ядерный синтез» или «химическая реакция» едва ли говорили что-то жителям Древнего Китая. А ведь ракеты появились именно там. Точную дату назвать сложно, но, предположительно, произошло это в годы правления династии Хань (III век до н. э. — II век н. э.). К тем временам относятся и первые упоминания о порохе. Ракета, которая поднималась вверх благодаря силе, возникшей при взрыве пороха, использовалась в те времена исключительно в мирных целях, — для фейерверков. Ракеты эти, что характерно, имели собственный запас горючего, в данном случае, пороха.

Создателем первой боевой ракеты считается Конрад Хаас

Следующий шаг был сделан только в 1556 году. Сделал его немецкий изобретатель Конрад Хаас, который был специалистом по огнестрельному оружию в армии Фердинанда I — Императора Священной Римской Империи. Хаас считается создателем первой боевой ракеты. Хотя, строго говоря, изобретатель не создал ее, а лишь заложил теоретические основы. Именно Хаасу принадлежала идея многоступенчатой ракеты.

Многоступенчатая ракета, рисунок Конрада Хааса

Ученый подробным образом описал механизм создания летательного аппарата из двух ракет, которые разделялись бы в полете. «Такой аппарат, — уверял он, — мог бы развивать огромную скорость». Идеи Хааса вскоре развил польский генерал Казимир Семенович.

Казимир Семенович

В 1650-м году он предложил проект создания трехступенчатой ракеты. В жизнь, впрочем, эта идея воплощена так и не была. То есть, конечно, была, но только в ХХ веке, через несколько столетий после смерти Семеновича.

Ракеты в армии

Военные, разумеется, никогда не упустят возможность принять на вооружение новый вид разрушительного оружия. В XIX веке у них появилась возможность применить в бою ракету. В 1805 году британский офицер Уильям Конгрив продемонстрировал в Королевском Арсенале созданные им пороховые ракеты небывалой, по тем временам, мощности. Существует предположение, что большинство идей Конгрив «украл» у ирландского националиста Роберта Эммета, применившего некое подобие ракеты во время восстания 1803 года. Спорить на эту тему можно вечно, но, тем не менее, ракета, которую взяли на вооружение британские войска, называется ракетой Конгрива, а не ракетой Эммета.

Запуск Ракеты Конгрива 1890-й год

Оружие многократно применялось во время Наполеоновских войн. В России пионером ракетостроения считается генерал-лейтенант Александр Засядко.

Александр Засядко

Он не только усовершенствовал ракету Конгрива, но и задумался над тем, что энергию этого разрушительного оружия можно было бы использовать и в мирных целях. Засядко, например, первым высказал идею, что с помощью ракеты можно было бы совершить полет в космос. Инженер даже точно подсчитал, сколько пороха понадобится, чтобы ракета достигла Луны.

На ракете в космос

Идеи Засядко легли в основу многих работ Константина Циолковского. Этот знаменитый ученый и изобретатель, теоретически обосновал возможность полета в космос при помощи ракетных технологий. Правда, в качестве топлива он предлагал использовать не порох, а смесь жидкого кислорода с жидким водородом. Аналогичные идеи высказывал младший современник Циолковского Герман Оберт.

Герман Оберт

Он также разрабатывал идею межпланетных перелетов. И Оберт, и Циолковский прекрасно понимали сложность задачи, но их работы вовсе не носили фантастический характер. Оберт, в частности, предложил идею ракетного двигателя. Он даже проводил экспериментальные испытания подобных устройств.

В 1928 году Оберт познакомился с молодым студентом Вернером фон Брауном. Этому юному физику из Берлина в скором времени предстояло совершить прорыв в ракетостроении и воплотить в жизнь многие идеи Оберта. Но об этом позже, ибо за два года до встречи двух этих ученых была запущена первая в истории ракета на жидком топливе.

Эра ракетостроения

Произошло это знаменательное событие 16 марта 1926 года. А главным героем стал американский физик и инженер Роберт Годдард. Еще в 1914 году он запатентовал многоступенчатую ракету. Вскоре ему удалось воплотить в жизнь идею, предложенную Хаасом почти за четыреста лет до этого. В качестве топлива Годдард предлагал использовать бензин и оксид азота. После серии неудачных запусков он добился успеха. 16 марта 1926 года на ферме своей тетушки Годдард запустил в небо ракету размером с человеческую руку. За две с небольшим секунды она взлетела в воздух на 12 метров. Любопытно, что позднее на основе трудов Годдарда будет создана Базука.

Роберт Годдард и его ракета

Открытия Годдарда, Оберта и Циолковского имели большой резонанс. В США, Германии и Советском Союзе стали стихийно возникать общества любителей ракетостроения. В СССР уже в 1933 году был создан Реактивный институт. В том же году появился и принципиально новый тип оружия — реактивные снаряды. Установка для их запуска вошла в историю под именем «Катюша».

«Катюши»

В Германии развитием идей Оберта занимался уже знакомый нам Вернер фон Браун. Он создавал ракеты для германской армии и не оставил этого занятия после прихода к власти нацистов. Более того, Браун получил от них баснословное финансирование и неограниченные возможности для работы.

Вернер фон Браун с моделью «Фау-2» в руках

При создании новых ракет использовался рабский труд. Известно, что Браун пытался протестовать против этого, но получил в ответ угрозу, что сам может оказаться на месте подневольных работников. Так была создана баллистическая ракета, появление которой предсказал еще Циолковским. Первые испытания прошли в 1942 году.

В 1940-е годы при создании новых ракет использовался рабский труд

В 1944 баллистическая ракета дальнего действия «Фау-2» была принята на вооружение Вермахтом. С ее помощью обстреливали, в основном, территорию Великобритании (до Лондона с территории Германии ракета долетала за 6 минут). «Фау-2» несла страшные разрушения и вселяла страх в сердца людей. Ее жертвами стали как минимум 2700 мирных жителей Туманного Альбиона. В британской прессе «Фау-2» именовали «крылатым ужасом».

После войны

Американские и советские военные с 1944-го года вели «охоту» за Брауном. Обе страны были заинтересованы в его идеях и разработках. Ключевую роль в решении этого вопроса сыграл сам ученый. Еще весной 1945-го он собрал свою команду на совет, на котором решался вопрос о том, кому, по окончании войны, лучше сдаться в плен. Ученые пришли к выводу, что сдаваться лучше американцам. Сам Браун оказался в плену почти случайно. Его брат Магнус, увидев американского военного, подбежал к нему и сказал: «Меня зовут Магнус фон Браун, мой брат изобрел «Фау-2», мы хотим сдаться».

Вернер фон Браун и Джон Кеннеди

В США Вернер фон Браун продолжил работу над ракетами. Теперь, однако, он трудился, в основном, для мирных целей. Именно он дал колоссальный толчок к развитию американской космической отрасли, сконструировав для США первые ракеты-носители (разумеется, создавал Браун и боевые баллистические ракеты). Его команда в феврале 1958-го запустила в космос первый американский искусственный спутник Земли.

Советский Союз опередил США с запуском спутника почти на полгода. 4 октября 1957 года на орбиту Земли был выведен первый искусственный спутник. При его запуске была использована советская ракета Р-7, созданная Сергеем Королевым.

Сергей Королев

Р-7 стала первой в мире межконтинентальной баллистической ракетой, а также первой ракетой, использованной для космического полета.

распечатать Обсудить статью

Рекомендовано вам

diletant.media

История создания ЖРД КБЮ

В составе современных мощных космических ракет, наверное, нет более сложной системы, требующей самой тщательной дорогостоящей отработки, чем ракетный двигатель. На самом деле управлять колоссальной энергией, образованной во время сгорания нескольких сотен килограммов топлива в секунду в камере ЖРД под давлением нескольких сотен атмосфер, при температуре выше тысячи градусов, — очень сложное задание, над решением которого работают высококвалифицированные специалисты-двигателисты.

 

В настоящее время, несмотря на огромный спрос на космические услуги, в мире насчитываются единицы компаний, обладающие соответствующими знаниями и опытом создания ракетных двигателей. Одной из таких компаний является Государственное предприятие «Конструкторское бюро «Южное».

 

История развития ракетного двигателестроения в КБ «Южное» неразрывно связана с разработкой ракет-носителей боевого и космического назначения. Во время создания двухступенчатой ракеты 8К64 возникла необходимость в разработке рулевых двигателей для первой и второй ступеней. Для этого в июле 1958 г. было организовано «двигательное» КБ, как самостоятельное подразделение КБ «Южное».

 

В этом году КБ по разработке жидкостных ракетных двигателей отмечает свой юбилей. За 60 лет специалистами этого подразделения разработано более 40 двигателей и двигательных установок с тягой от десятков килограммов до 50 тонн. Из них 20 двигателей прошли полный цикл наземной отработки, в том числе 17 двигателей серийно изготавливались и устанавливались на ракеты, созданные КБ «Южное». Ряд двигателей, созданных специалистами КБ, являются уникальными по схемным решениям, обладают непревзойденными энергомассовыми характеристиками и не имеют аналогов в мировом двигателестроении.

 

Первыми разработками «двигательного» КБ стали рулевые ЖРД РД851 (тяга ~28,9 тс) и РД852 (тяга ~4,9 тс) ракеты 8К64, предназначенные для управления полетом первой и второй ступеней ракеты по всем каналам стабилизации. Двигатели четырехкамерные, однократного включения, с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся при контакте компонентов топлива, выполнены по схеме без дожигания генераторного газа. Основные достоинства двигателей — простота конструкции и высокая надежность. Это была первая творческая победа молодого коллектива КБ. Высокая надежность двигателей обеспечена как большим объемом наземной отработки, так и летными испытаниями в составе РН.

 

В мае 1960 г. КБ поручается разработка маршевого двигателя РД853 второй ступени ракеты 8К66 (Р-26) с камерой сгорания разработки В. П. Глушко. Двигатель РД853 (тяга ~47 тс) был предназначен для второй ступени ракеты и обеспечивал заданную тягу и управляющие усилия по всем каналам стабилизации. Управление полетом ступени осуществлялось поворотом рулевых сопел, работавших на генераторном газе. Требуемую величину тяги рулевых сопел на режиме главной ступени обеспечивали выхлопные газы турбонасосного агрегата (ТНА) и газ, вырабатываемый дополнительным газогенератором. При переходе на режим конечной ступени камера двигателя и дополнительный газогенератор прекращали работу. Требуемую тягу обеспечивали только выхлопные газы ТНА. Работы по данному двигателю были остановлены на этапе конструкторских испытаний ввиду прекращения работ по ракете в целом.

 

Продолжение статьи читайте в октябрьском номере журнала "Наука и техника".  Доступна как печатная, так и электронная версии журнала. Оформить подписку на журнал можно здесь.

 

Новинка на нашем сайте - монографии-фотоальбомы Анатолия Верстюка, посвященные эскадренным миноносцам. В магазине на сайте также можно купить магниты, календари, постеры с авиацией, кораблями, сухопутной техникой.

naukatehnika.com

Ракета-двигатель | Альтернативная История

 

Интересная винтажная статья, которая, думаю, заинтересует коллег.

Завоевание авиацией стратосферы даст возможность осуществлять полеты с огромными скоростями при небольших сравнительно мощностях, так как благодаря разреженности воздуха сопротивление его движению самолета будет незначительно. Полет же самолета возможен при самых незначительных плотностях атмосферы, т. е. на очень больших высотах, Но для того, чтобы у крыльев самолета была подъемная сила, самолет должен лететь с большой скоростью, иначе он «провалится», и скорость должна быть тем большей, чем больше разрежение воздуха.

Следовательно, проблема высоты и скорости полета по существу одно и то же, так как нельзя летать высоко, не летая быстро, и нельзя летать быстро, не летая высоко (вследствие большого сопротивления воздуха в нижних, плотных слоях атмосферы).

Высотная авиация обещает целый ряд тактических и экономических преимуществ по сравнению с обычной авиацией.

Так, сами по себе полеты с большими скоростями при небольших мощностях являются преимуществом высотной авиации.

Например, самолет с мотором мощностью 400 л. с. на высоте 18 км развивает скорость до 400 км/час. Для получения той же скорости при полете того же самолета у земли вследствие огромного сопротивления воздуха потребовался бы мотор мощностью 2500 л. с, Если взять самолет с мотором мощностью 400 л. с., который у земли летает со скоростью 275 км/час, и перенести его, сохранив каким-либо образом мощность мотора постоянной, на высоту около 13 км, то скорость полета возрастет до 425 км/час.

Самолет, летящий на высоте 9–11 км, с земли уже не виден и не слышен, а также недосягаем для зенитной артиллерии. Такой самолет может совершенно незаметно заходить на большой высоте в глубокий тыл противника и после поражения намеченных целей уходить от преследований благодаря огромной скорости полета. Борьба с таким самолетом известными в настоящее время средствами ПВО почти невозможна.

Туман, осадки, облачность, мешающие полетам, бывают только в нижних слоях атмосферы (тропосфера). Поэтому огромным преимуществом высотного полета является то, что он возможен в любое время года.

В настоящее время еще трудно определить все те возможности, которые откроются при полетах в стратосфере. Одно лишь очевидно: роль высотного самолета в будущей войне будет огромна, Поэтому нет ничего удивительного, что во всех капиталистических странах лихорадочно работают над созданием высотных самолетов-стратопланов.

Однако решение проблемы стратосферных полетов встречает пока что трудно преодолимое препятствие. Дело в том, что на большой высоте, в разреженном воздухе, не хватает кислорода для обеспечения полноты сгорания топлива в цилиндрах мотора. Поэтому мощность обычного авиационного мотора с увеличением высоты полета резко падает. Так, например, у мотора мощностью 750 л. с. при подъеме на 11–12 км вследствие неполного сгорания мощность снижается до 140 л. с., такой мощности недостаточно для полета на этой высоте даже небольшого самолета.

Если установить на самолете насосы и турбокомпрессоры для нагнетания воздуха в цилиндры мотора, то можно довести высотность до 17–19 км. Эта высота является пределом для современного мотора.

Но, кроме предела для высотности самолета, устанавливаемого мотором, необходимо считаться также и с винтом (пропеллером). Обыкновенный винт при условии сохранения мотором постоянной мощности не может быть использован на высоте больше 13–14 км из-за малой плотности воздуха. Для самолетов, летающих в стратосфере, должны применяться винты с переменным шагом, т.е. пропеллеры, у которых угол наклона лопастей может регулироваться в зависимости от условий полета. Но даже винт с переменным шагом не может обеспечить полета выше 27 км. Таким образом, если бы и удалось добиться безупречной работы мотора на любой высоте (что невозможно из-за разреженности воздуха), все-таки подняться выше 27 км на обычном винтомоторном самолете нельзя.

Действительным пределом высоты подъема современного самолета следует считать предел, устанавливаемый его мотором, т. е. 17–19 км.

Для того чтобы создать перспективы и раздвинуть ставшие узкими границы увеличения высоты и скорости полета, уже в настоящее время необходимо поставить вопрос о новом моторе, способном обеспечить высотность большую, чем та, которую может дать обычный авиамотор.

Таким мотором может быть воздушно-ракетный двигатель.

Еще в 1913 г. французом Рене Лореном была предложена простейшая схема воздушно-ракетного двигателя. Двигатель Рене Лорена представляет собой трубу, имеющую хорошо обтекаемую форму, внутри которой проходит сквозной канал.

При полете такой трубы наружный воздух входит через переднее отверстие в сквозной канал. Благодаря большой скорости полета аппарата воздух, поступивший в переднюю часть двигателя, сжимается. При движении сжатого воздуха в канале произойдет смешение его с горючим, которое подается в канал специальной форсункой. Этот, воздух подогревается выделившимся при сгорании топлива теплом, благодаря чему повышается давление в задней по направлению движения части канала. Выброс нагретого воздуха и продуктов сгорания из аппарата происходит через сопло.

Скорость вылета газов из сопла вследствие повышения давления в камере больше, чем скорость засасывания воздуха в двигатель, т.е. больше, чем скорость полета аппарата. Это и создает реактивную силу, за счет которой аппарат двигается вперед.

Если обозначить скорость полета аппарата, или, что то же, скорость входа воздуха в переднее отверстие двигателя, через V1, скорость вылета продуктов сгорания из сопла — через V2 и величину массы воздуха, протекающего через аппарат в 1 секунду, — через m, то реактивная сила такого двигателя будет равна R = m ( V2 — V1).

Из формулы видно, что чем больше масса воздуха, протекающего в единицу времени через внутренний канал аппарата, тем больше реактивная сила, т.е. сила тяги воздушно-ракетного двигателя. Следовательно, для увеличения силы тяги необходимо либо увеличивать сечение канала, либо увеличивать скорость полета аппарата (V1), что равносильно увеличению высоты полета.

Существует другая схема воздушно-ракетного двигателя, имеющая некоторые преимущества по сравнению с только что описанной. По этой схеме, двигатель снабжен специальным клапаном, который способствует повышению давления в камере сгорания, а следовательно, более эффективному сгоранию топлива. При движении аппарата набегающий поток воздуха проходит через переднее отверстие, открывает клапан и заполняет камеру сгорания. После впрыскивания топлива через форсунку горячая смесь поджигается запальником, помещенным у выходного сопла. Создавшееся в начале горения повышенное давление в камере закрывает клапан, и догорание топлива происходит при повышенном давлении. Благодаря этому продукты сгорания вылетают через сопло наружу со скоростью, большей скорости входа воздуха в переднее отверстие, вследствие чего на аппарат будет действовать реактивная сила, направленная в сторону полета. После того как давление в камере сравняется с наружным, встречная струя воздуха вновь открывает клапан, продувает камеру сгорания, и цикл повторяется.

Этот двигатель даже при небольших, уже достигнутых современной авиацией, скоростях полета (180–200 м/сек) может иметь удовлетворительный коэфициент полезного действия. В предыдущей же схеме при небольшой скорости полета давление в камере, создаваемое скоростным напором, недостаточно для эффективного сгорания топлива.

Увеличить количество и давление засасываемого воздуха в передней части мотора можно и при помощи компрессора.

Рене Лорен предложил другую схему воздушно-ракетного двигателя, идея которого заключается в том, чтобы приспособить поршневой двигатель внутреннего сгорания для работы прямой реакцией. Достигнуть этого можно выпуском продуктов сгорания (выхлоп) из цилиндра через сопло. Для увеличения мощности мотора возможна установка целого блока цилиндров с общим коленчатым валом.

В принципе полет воздушно-ракетного двигателя возможен на любой высоте, где еще имеется кислород. Практический же потолок, по-видимому, лежит на высоте 35–40 км из-за недостатка кислорода, нужного для сгорания топлива, и малой плотности воздуха.

Существует предположение, что на высоте 50–60 км атмосфера состоит из смеси кислорода и водорода. Если бы удалось каким-либо способом (с помощью ракеты или специальной катапульты) забросить воздушно-ракетный двигатель на такую высоту, то смесь кислорода и водорода после сжатия в передней части быстро движущегося аппарата служила бы даровым топливом.

Воздушно-ракетный двигатель с увеличением высоты, а следовательно и скорости полета, увеличивает свою мощность. Это весьма выгодно отличает такой тип двигателя от обычного авиамотора, который на определенной высоте уже не может лететь без специальных нагнетателей. Эти тяжелые добавочные установки увеличивают механические сопротивления машины, так как возрастает число трущихся деталей, а следовательно, снижают полезную мощность мотора, которая, как уже указывалось, на сравнительно небольшой высоте падает до нуля.

Воздушно-ракетный двигатель действует автоматически и весьма прост в конструкции.

Однако он имеет и существенный недостаток: его коэффициент полезного действия становится выгоднее коэффициента полезного действия обычного авиамотора только тогда, когда скорость полета аппарата больше 300 м/сек, а скорость вылета газов из сопла двигателя не слишком превышает скорость полета двигателя.

В последнее время французский исследователь Ренэ Ледюк произвел целый ряд опытов с небольшой моделью воздушно-ракетного двигателя, которая была помещена в потоке воздуха, с большой скоростью набегавшем на нее.

Результаты этих испытаний подтвердили, что эффективность двигателя возрастает с увеличением скорости набегающего потока, т.е. с увеличением скорости полета двигателя. Этими же опытами было установлено, что воздух, нагнетаемый в камеру сгорания, проходит через весь аппарат настолько быстро, что впрыснутое из форсунки в этот воздух топливо не успевает полностью сгорать в аппарате и догорание происходит снаружи, а это снижает коэффициент полезного действия мотора. Следовательно, встает вопрос о выборе горючего, имеющего скорость сгорания бóльшую, чем известные в настоящее время авиационные топлива.

Однако основная проблема, которая встает перед строителями подобного аппарата, — это разгон его до нужной скорости. Как уже упоминалось, двигатель будет эффективным при скорости, равной примерно скорости звука, т.е. 300 м/сек (1080 км/час). Но как разогнать аппарат до этой скорости?

Предлагались различные способы (ракета, пикирование с большой высоты и пр.) поднятия воздушно-ракетного двигателя в высокие слои атмосферы и сообщения ему начальной скорости, близкой к 300 м/сек.

Наиболее рациональным является, по-видимому, сочетание воздушно-ракетного двигателя и обычного авиамотора с наддувом и пропеллером. До высоты примерно в 10–12 км такой самолет летит на обычной винтомоторной группе, и затем уже запускается воздушно-ракетный двигатель.

Морис Руа предложил воздушно-ракетный двигатель, снабженный обычным поршневым авиамотором и турбиной внутреннего сгорания, сопла которой расположены на концах пропеллера.

При полете такого аппарата воздух из окружающей атмосферы поступает в приемную трубу, где происходят его сжатие и нагрев. Всосанный воздух направляется в авиационный мотор, который служит одновременно и для вращения винта и в качестве газогенератора для турбины. Продукты сгорания авиамотора вместе с подогретым этими газами воздухом выбрасываются в атмосферу через сопла турбины, благодаря чему пропеллер получает добавочное вращательное усилие. В зависимости от условий полет может совершаться либо с помощью винта, приводимого во вращение мотором и турбиной, либо с помощью воздушно-ракетного двигателя. Для того чтобы осуществить переключение, необходимо сделать винт неподвижным и направить сопла турбины так, чтобы реактивная сила, затрачиваемая раньше на вращение пропеллера, действовала в направлении движения самолета.

Выдающийся советский ученый К.Э. Циолковский предложил схему самолета, который приводится в движение пропеллером и реактивной силой (отдачей) продуктов сгорания, извергаемых мотором.

Мотор с винтом помещается в трубе, имеющей хорошо обтекаемую форму. Передняя и задняя части корпуса аппарата имеют отверстия, размер которых можно регулировать.

При движении такого аппарата встречный воздух попадает через отверстия в трубу, чему способствует также всасывающее действие винта, получающего вращение от авиамотора.

В схеме предусмотрены специальное сопло, охлаждающее воздух, который идет к мотору, а также компрессор, повышающий давление воздуха.

Работа винта, утилизация теплоты продуктов сгорания и охлаждение мотора увеличивают, скорость выхода воздуха из аппарата по сравнению со скоростью поступления воздуха в трубу. Следовательно, на аппарат будет действовать реактивная сила, направленная в сторону движения.

Безусловно, что каждая из описанных здесь схем представляет большие трудности при ее осуществлении.

Переход от двигателя с наддувом к воздушно-ракетному мотору требует больших усилий изобретательской технической мысли.

источник: Инженер М. КИСЕНКО «Ракета-двигатель» // Техника-молодежи 2/1938, c. 51–53 

alternathistory.com

F-1 (ракетный двигатель) — Википедия

Тип Топливо Окислитель Камер сгорания Страна Использование Время эксплуатации Применение Развитие Производство Время создания Производитель Массогабаритныехарактеристики Масса Высота Диаметр Рабочие характеристики Тяга Удельный импульс Время работы Давление в камере сгорания Степень расширения Отношение окислитель/топливо
F-1
Двигатели F-1 на ступени S-IC вместе с создателем ракеты Сатурн V, Вернером фон Брауном
ЖРД
керосин
жидкий кислород
1
США
1967-1973 гг
«Сатурн V» (первая ступень, S-IC)
F-1A, F-1B
1959 год
Rocketdyne
9 115 (сухой - 8 353) кг
5,79 м
3,76 м
Вакуум: 790 тс (7,77 МН)Ур. моря: 690 тс (6.77 МН)
Ур.моря: 265 с
165 с
7 MPa (69.1 атм.)
16
2,27
 F-1 на Викискладе

F-1 — американский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), разработанный компанией Rocketdyne. Использовался в ракете-носителе Сатурн V. Пять двигателей F-1 использовались на первой ступени Сатурна V, S-IC. На 2008 год[1] являлся самым мощным, из летавших, однокамерным ЖРД.

Двигатель использовал в качестве топлива керосин RP-1, в качестве окислителя — жидкий кислород.

До создания жидкостного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) и твердотопливного бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» являлся самым мощным летавшим ракетным двигателем[источник не указан 554 дня]. На 2015 год является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших[источник не указан 554 дня] (двигатель M-1[en] имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался).

История создания

F-1 в Космическом ракетном центре США в Хантсвилле

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 отменен в пользу крупного, более мощного F-1. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия приложений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с «Рокетдайн» контракт на завершение его разработки. Испытания компонентов F-1 были начаты в 1957 году. Первое огневое испытание полностью скомпонованного тестового F-1 было совершено в марте 1959 года[2].

Семь лет разработок и испытаний двигателей F-1 выявили серьёзные проблемы с нестабильностью процесса горения, которые иногда приводили к катастрофическим авариям. Работы по устранению этой проблемы первоначально шли медленно, поскольку она проявлялась периодически и непредсказуемо. В конечном итоге инженеры разработали технику подрыва небольших зарядов взрывчатых веществ (которые они называли «бомбами») внутри камеры сгорания во время работы двигателя, что позволило им определить, как именно работающая камера отвечает на флуктуации давления. Конструкторы теперь могли быстро экспериментировать с различными форсуночными головками для выбора наиболее устойчивого варианта. Над этими задачами работали с 1962 по 1965 годы[3][4]. В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько стабильно, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную нестабильность за десятую долю секунды.

Видео по теме

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.[5]

В 2013 году инженеры НАСА решили обратиться к опыту предыдущего поколения инженеров, создавших F-1. В рамках программы разработки тяжелого носителя SLS проведены испытания газогенератора двигателя F-1.[6] 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.[7]

Pratt & Whitney, Aerojet Rocketdyne и Dynetics приняли участие в тестировании, 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.[8]

Конструкция

Установка двигателей F-1 на ступень S-IC РН Сатурн-5. Сопловой насадок снимался на время монтажа двигателей.

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.

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[9].

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.[10]

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 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[10]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые.[11] Тяга одного F-1 примерно равна тяге всей двигательной установки первой ступени из 9 двигателей современной ракеты «Falcon 9» при несколько меньшей эффективности: удельный импульс Merlin 1D+ 282 сек. при давлении в камере 97 атм. против 265 сек. при 69 атм. у F-1.

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-1[источник не указан 554 дня].

См. также

Литература

Примечания

  1. ↑ W. David Woods, How Apollo Flew to the Moon, Springer, 2008, ISBN 978-0-387-71675-6, p. 19
  2. ↑ Ellison, Renea & Moser, Marlow, Combustion Instability Analysis and the Effects of Drop Size on Acoustic Driving Rocket Flow, Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, <http://reap.uah.edu/publications/Ellison.pdf>. Проверено 25 декабря 2008. 
  3. ↑ THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY, <http://history.nasa.gov/SP-4206/ch5.htm> 
  4. ↑ Андрей Борисов. Каждому свое, Lenta.ru (5 февраля 2018). Проверено 5 февраля 2018. «...работы над однокамерным F-1 были начаты компанией Rocketdyne (сегодня входит в Aerojet Rocketdyne) по заказу ВВС США еще в 1955 году, в результате чего первые огневые испытания двигателя состоялись уже в 1959 году. Первоначально в камере сгорания двигателя наблюдалось нарушение режима стабильного горения, с чем к 1961 году успешно удалось справиться».
  5. ↑ Spaceflight Now | Breaking News | Rocket companies hope to repurpose Saturn 5 engines. spaceflightnow.com. Проверено 6 апреля 2017.
  6. ↑ NASA - NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator. Проверено 22 января 2013. Архивировано 2 февраля 2013 года.
  7. ↑ How NASA brought the monstrous F-1 “moon rocket” engine back to life (англ.), Ars Technica. Проверено 5 апреля 2017.
  8. ↑ Dynetics and PWR aiming to liquidize SLS booster competition with F-1 power | NASASpaceFlight.com (англ.). www.nasaspaceflight.com. Проверено 6 апреля 2017.
  9. ↑ http://agentdc.uah.edu/homepages/dcfiles/UAHDC/h2rockengi_010509142633.pdf (недоступная ссылка)
  10. ↑ 1 2 Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet, National Aeronautics and Space Administration, December 1968, сс. 3-3,3-4, <http://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf>. Проверено 1 июня 2008. 
  11. ↑ NSTS 1988 News Reference Manual, NASA, <http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008. 

Ссылки

www.wikipedia.green

F-1 (ракетный двигатель) - это... Что такое F-1 (ракетный двигатель)?

F-1 Тип: Топливо: Окислитель: Камер сгорания: Страна: Использование: Время эксплуатации: Применение: Развитие: Производство: Время создания: Производитель: Массогабаритныехарактеристики Масса: Высота: Диаметр: Рабочие характеристики Тяга: Удельный импульс: Время работы: Давление в камере сгорания: Степень расширения: Отношение окислитель/топливо:
Двигатели F-1 на ступени S-IC вместе с создателем ракеты Сатурн V, Вернером фон Брауном
ЖРД
керосин
жидкий кислород
1
США
1967-1973 гг
«Сатурн V» (первая ступень, S-IC)
F-1A
1959 год
Rocketdyne
9 115 (сухой - 8 353) кг
5,79 м
3,76 м
Вакуум: 790 тс (7,77 МН)Ур. моря: 690 тс (6,87 МН)
Ур.моря: 265 с
165 с
7 MPa (69.1 атм.)
16
2,27

F-1 — американский жидкостный ракетный двигатель, разработанный компанией Rocketdyne. Использовался в ракете-носителе Сатурн V. Пять двигателей F-1 использовались на первой ступени Сатурна V, S-IC. До создания жидкостного четырёхкамерного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) ракеты-носителя «Энергия» и твердотопливного ракетного двигателя для бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» являлся самым мощным ракетным двигателем. По сей день остаётся самым мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем из реально летавших.

История создания

F-1 в Космическом ракетном центре США в Хантсвилле

Первоначально F-1 был разработан Рокетдайн 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 отменен в пользу крупного, более мощного F-1. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия приложений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с Рокетдайн контракт на завершение его разработки. Испытания компонентов F-1 были начаты уже в 1957 году. Первое огневое испытание полностью скомпонованного тестового F-1 было совершено в марте 1959 года.

Семь лет разработок и испытаний двигателей F-1 выявили серьёзные проблемы с нестабильностью процесса горения, которые иногда приводили к катастрофическим авариям.[1] Работы по устранению этой проблемы первоначально шли медленно, поскольку она проявлялась периодически и непредсказуемо. В конечном итоге инженеры разработали технику подрыва небольших зарядов взрывчатых веществ (которые они называли «бомбами») внутри камеры сгорания во время работы двигателя, что позволило им определить как именно работающая камера отвечает на флуктуации давления. Конструкторы теперь могли быстро экспериментировать с различными форсуночными головками, для выбора наиболее устойчивого варианта. Над этими задачами работали с 1959 по 1961 годы. В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько стабильно, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную нестабильность за десятую долю секунды.

Конструкция

Установка двигателей F-1 на ступень S-IC РН Сатурн-5. Сопловой насадок снимался на время монтажа двигателей.

На 2011 год, разработанный Rocketdyne двигатель F-1 является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших (двигатель M-1 имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался). Двигатель использовал в качестве топлива керосин RP-1 и жидкий кислород — в качестве окислителя. Для подачи топлива и кислорода в камеру сгорания использовался турбонасос.

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.

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 смазки[источник не указан 787 дней] и охлаждения подшипников турбины.

Огневые испытания двигателя F-1 на базе ВВС Эдвардс.

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, 5 800 °F) выхлопных газов из камеры сгорания.[2]

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 галлонов) жидкого кислорода и 976 л (257,9 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 9 920 км/ч. Объединённый расход жидкости у пяти двигателей F-1 в РН Сатурн-5 составлял 12 710 л (3 357 галлонов) в секунду, что могло опустошить 110 000 литровый (30 000 галлонов) плавательный бассейн за 8,9 секунд[2]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые.[3] И почти вдвое большую тягу, чем вся двигательная установка ракеты «Союз»(первая и вторая ступени,32 камеры сгорания), имеющая взлетную тягу 407 т

Интересные факты

  • Так как отработанный генераторный газ подавался внутрь сопла для охлаждения насадка, яркость пламени реактивной струи вблизи сопла двигателя была значительно снижена, что хорошо заметно на кадрах с запусков Сатурн-5 и с огневых испытаний F-1.

См. также

  • ЖРД J-2 — использовался в лунной программе
  • ЖРД РД-270 — аналогичный по классу советский двигатель 60-х годов XX века, не вышедший из стадии испытаний
  • ЖРД РД-170 — более мощный советский/российский четырехкамерный двигатель

Примечания

  1. ↑ Ellison, Renea & Moser, Marlow, «Combustion Instability Analysis and the Effects of Drop Size on Acoustic Driving Rocket Flow», Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, <http://reap.uah.edu/publications/Ellison.pdf> 
  2. ↑ 1 2 «Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet», National Aeronautics and Space Administration, December 1968, сс. 3-3,3-4, <http://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf>. Проверено 1 июня 2008. 
  3. ↑ «NSTS 1988 News Reference Manual», NASA, <http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008. 

Ссылки

veter.academic.ru

F-1 (ракетный двигатель) - это... Что такое F-1 (ракетный двигатель)?

F-1 Тип: Топливо: Окислитель: Камер сгорания: Страна: Использование: Время эксплуатации: Применение: Развитие: Производство: Время создания: Производитель: Массогабаритныехарактеристики Масса: Высота: Диаметр: Рабочие характеристики Тяга: Удельный импульс: Время работы: Давление в камере сгорания: Степень расширения: Отношение окислитель/топливо:
Двигатели F-1 на ступени S-IC вместе с создателем ракеты Сатурн V, Вернером фон Брауном
ЖРД
керосин
жидкий кислород
1
США
1967-1973 гг
«Сатурн V» (первая ступень, S-IC)
F-1A
1959 год
Rocketdyne
9 115 (сухой - 8 353) кг
5,79 м
3,76 м
Вакуум: 790 тс (7,77 МН)Ур. моря: 690 тс (6,87 МН)
Ур.моря: 265 с
165 с
7 MPa (69.1 атм.)
16
2,27

F-1 — американский жидкостный ракетный двигатель, разработанный компанией Rocketdyne. Использовался в ракете-носителе Сатурн V. Пять двигателей F-1 использовались на первой ступени Сатурна V, S-IC. До создания жидкостного четырёхкамерного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) ракеты-носителя «Энергия» и твердотопливного ракетного двигателя для бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» являлся самым мощным ракетным двигателем. По сей день остаётся самым мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем из реально летавших.

История создания

F-1 в Космическом ракетном центре США в Хантсвилле

Первоначально F-1 был разработан Рокетдайн 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 отменен в пользу крупного, более мощного F-1. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия приложений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с Рокетдайн контракт на завершение его разработки. Испытания компонентов F-1 были начаты уже в 1957 году. Первое огневое испытание полностью скомпонованного тестового F-1 было совершено в марте 1959 года.

Семь лет разработок и испытаний двигателей F-1 выявили серьёзные проблемы с нестабильностью процесса горения, которые иногда приводили к катастрофическим авариям.[1] Работы по устранению этой проблемы первоначально шли медленно, поскольку она проявлялась периодически и непредсказуемо. В конечном итоге инженеры разработали технику подрыва небольших зарядов взрывчатых веществ (которые они называли «бомбами») внутри камеры сгорания во время работы двигателя, что позволило им определить как именно работающая камера отвечает на флуктуации давления. Конструкторы теперь могли быстро экспериментировать с различными форсуночными головками, для выбора наиболее устойчивого варианта. Над этими задачами работали с 1959 по 1961 годы. В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько стабильно, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную нестабильность за десятую долю секунды.

Конструкция

Установка двигателей F-1 на ступень S-IC РН Сатурн-5. Сопловой насадок снимался на время монтажа двигателей.

На 2011 год, разработанный Rocketdyne двигатель F-1 является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших (двигатель M-1 имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался). Двигатель использовал в качестве топлива керосин RP-1 и жидкий кислород — в качестве окислителя. Для подачи топлива и кислорода в камеру сгорания использовался турбонасос.

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.

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 смазки[источник не указан 787 дней] и охлаждения подшипников турбины.

Огневые испытания двигателя F-1 на базе ВВС Эдвардс.

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, 5 800 °F) выхлопных газов из камеры сгорания.[2]

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 галлонов) жидкого кислорода и 976 л (257,9 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 9 920 км/ч. Объединённый расход жидкости у пяти двигателей F-1 в РН Сатурн-5 составлял 12 710 л (3 357 галлонов) в секунду, что могло опустошить 110 000 литровый (30 000 галлонов) плавательный бассейн за 8,9 секунд[2]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые.[3] И почти вдвое большую тягу, чем вся двигательная установка ракеты «Союз»(первая и вторая ступени,32 камеры сгорания), имеющая взлетную тягу 407 т

Интересные факты

  • Так как отработанный генераторный газ подавался внутрь сопла для охлаждения насадка, яркость пламени реактивной струи вблизи сопла двигателя была значительно снижена, что хорошо заметно на кадрах с запусков Сатурн-5 и с огневых испытаний F-1.

См. также

  • ЖРД J-2 — использовался в лунной программе
  • ЖРД РД-270 — аналогичный по классу советский двигатель 60-х годов XX века, не вышедший из стадии испытаний
  • ЖРД РД-170 — более мощный советский/российский четырехкамерный двигатель

Примечания

  1. ↑ Ellison, Renea & Moser, Marlow, «Combustion Instability Analysis and the Effects of Drop Size on Acoustic Driving Rocket Flow», Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, <http://reap.uah.edu/publications/Ellison.pdf> 
  2. ↑ 1 2 «Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet», National Aeronautics and Space Administration, December 1968, сс. 3-3,3-4, <http://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf>. Проверено 1 июня 2008. 
  3. ↑ «NSTS 1988 News Reference Manual», NASA, <http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008. 

Ссылки

dik.academic.ru