Aerojet M-1

M-1
M-1RocketEngineScale.png
M-1 raketmotorspecifikationer
Ursprungsland Förenta staterna
Första flygningen Utvecklingen övergavs i pre-prototypstadiet
Tillverkare Aerojet
Status Övergiven i utvecklingsstadiet.
Flytande bränslemotor
Drivmedel LOX / flytande väte
Cykel Gasgeneratorcykel
Prestanda
Drivkraft, vakuum 1 500 000 lbf (6,67 MN)
Dragkraft-till-vikt-förhållande 60
Kammartryck _ 1 000 psia
Specifik impuls , vakuum 428 sekunder (4,20 km/s)
Mått
Längd 7,72 m
Diameter 4,28 m
Torrvikt 9068 kg

Aerojet M-1 var den största och mest kraftfulla flytande vätedrivna raketmotorn för flytande bränsle som konstruerades och komponenttestades. Det utvecklades ursprungligen under 1950-talet av US Air Force . M-1 erbjöd en baslinjedragkraft på 6,67 M N (1,5 miljoner lbf ) och ett omedelbart tillväxtmål på 8 MN (1,8 miljoner lbf). Om den byggdes skulle M-1 ha varit större och effektivare än den berömda F-1 som drev det första steget av Saturn V- raketen till månen.

Historia

M-1 spårar sin historia till amerikanska flygvapenstudier från slutet av 1950-talet för dess lanseringsbehov på 1960-talet. År 1961 hade dessa utvecklats till Space Launcher System- designen. SLS bestod av en serie av fyra raketkonstruktioner, alla byggda kring en serie fastbränsleboosters och flytande vätedrivna övre steg.

Den minsta modellen, avsedd att lansera Dyna-Soar , använde två 100-tums (2 500 mm) fasta ämnen och en "A" flytande kärna. För att driva "A"-boostern kontrakterades Aerojet för att konvertera en LR-87 , som användes i Titan II-missilen , för att köras på flytande väte. En prototyp testades framgångsrikt mellan 1958 och 1960. Inledande studier av 100-tums (2 500 mm) fast material överlämnades också till Aerojet, med början 1959.

SLS föreställde sig också ett antal mycket större konstruktioner avsedda att lansera flygvapnets Lunex Project- besättning månlandning. Lunex var ett direktlandningsuppdrag, där ett enda mycket stort rymdskepp skulle flyga till månen, landa och återvända. För att lansera en sådan design till låg omloppsbana om jorden (LEO) skulle en mycket stor booster med en nyttolast på 125 000 lb (57 000 kg) krävas. Dessa större SLS-designer följde samma grundläggande kontur som den mindre Dynasoar-boostern, men använde mycket kraftfullare 180-tums (4 600 mm) fasta ämnen och "B" och "C" vätskestegen. För att ge den erforderliga kraften monterade vätskestegen ett kluster av tolv J-2:or . För att minska denna komplexitet lät flygvapnet också Aerojet starta studier av en mycket större vätgasdriven design som skulle ersätta de tolv J-2:orna med endast två motorer. Dessa inledande studier skulle så småningom dyka upp som M-1, med en kraft på 1,2 miljoner pund.

När NASA bildades 1958 började man också planera för en månlandning. Liksom flygvapnet, gynnade deras Project Apollo initialt en direkt uppstigningsprofil , vilket krävde en stor booster för att skjuta upp rymdfarkosten i LEO. Innan NASA tog över Wernher von Brauns Saturn - arbete för den amerikanska armén hade de inga egna stora raketdesigner och startade ett studieprogram som heter Nova för att studera en rad alternativ. Inledningsvis var nyttolastkraven ganska begränsade, och de gynnade Nova-designerna använde ett första steg med fyra F-1-motorer och en nyttolast på cirka 50 000 lb (23 000 kg). Dessa mönster presenterades för president Dwight D. Eisenhower den 27 januari 1959.

Emellertid växte kraven på Apollo rymdskepp snabbt och satte sig på en rymdfarkost på 10 000 lb (4 500 kg) (CSM) med en besättning på tre personer. För att sjösätta en sådan farkost till månen krävdes en massiv nyttolast på 125 000 lb (57 000 kg) till LEO. Nova-designer med denna kapacitet presenterades snabbt med upp till åtta F-1-motorer, tillsammans med mycket kraftfullare övre steg som krävde M-1-motorn. Sålunda, under en kort period, användes M-1 på baslinjedesignerna för både NASA:s och flygvapnets månprogram.

1961 tillkännagav president John F. Kennedy målet att landa en person på månen innan decenniet var ute. Efter ett kort argument vann NASA uppdraget över flygvapnet. Nova skulle dock kräva massiv tillverkningskapacitet som för närvarande inte fanns, och det var inte klart att boosterkonstruktionen kunde startas i tid för en landning före 1970. År 1962 hade de bestämt sig för att använda von Brauns Saturn V-design, som gick igenom en process för omdesign för att producera en användbar booster som skulle kunna byggas i de befintliga anläggningarna i Michoud, Louisiana .

Uppgradering av dragkraft, sedan annullering

Med valet av Saturnus för månuppdragen vändes arbetet med Nova till eran efter Apollo. Designen var omriktad för planetariska expeditioner med besättning, nämligen en besättning som landade på Mars . Även om man använder en lättviktsuppdragsprofil som den som valts ut för Apollo, krävde ett Mars-uppdrag en verkligt massiv nyttolast på cirka en miljon pund till låg omloppsbana om jorden. Detta ledde till en andra serie designstudier, även känd som Nova, även om de i huvudsak inte var relaterade till de tidigare designerna.

Många av de nya designerna använde M-1 som sin andrastegsmotor, även om de krävde mycket högre nyttolaster. För att nå dessa mål uppgraderades M-1-projektet [ när? ] från 1,2 miljoner pund kraft till en nominell kraft på 1,5 miljoner pund, och konstruktörerna lade medvetet till mer turbopumpkapacitet för att tillåta den att expandera till minst 1,8 miljoner och potentiellt upp till 2,0 miljoner pund kraft. Dessutom övervägdes M-1 till och med för ett antal första-stegsdesigner, istället för F-1 eller 180-tums (4 600 mm) solids. För denna roll reducerades den specifika impulsen dramatiskt, och det verkar som om man övervägde olika expanderande munstyckskonstruktioner för att hantera detta.

M-1-utvecklingen fortsatte under denna period, även om när Apollo-programmet utökades började NASA skära ned finansieringen till M-1-projektet för att först slutföra Saturnus-relaterade utvecklingar. 1965, ett annat NASA-projekt [ vilket? ] studerade avancerade versioner av Saturnus och ersatte klustret av fem J-2 :or på S-II andra steget med en M-1, fem J-2T (en förbättrad version av J-2 med ett aerospike- munstycke) eller en högtrycksmotor känd som HG-3 , som senare skulle bli den direkta föregångaren till rymdfärjans SSME .

År 1966 stod det klart att nuvarande finansieringsnivåer för NASA inte skulle bibehållas efter Apollo-eran. Nova designstudierna avslutades det året, och M-1 tillsammans med den. Det sista M-1-kontraktet gick ut den 24 augusti 1965, även om testerna fortsatte på befintliga fonder fram till augusti 1966. Studier av J-2T avslutades samtidigt. Även om HG-3 aldrig byggdes, utgjorde dess design grunden för rymdfärjans huvudmotor .

Slutrapporten (1966) fann:

  1. Genomförbarheten av alla större M-1-motorkomponenter, förutom den kylda kammaren och den gaskylda kjolen, demonstrerades.
  2. Prestandadata erhölls och den mekaniska integriteten etablerades för injektorn, bränsleturbopumpen, oxidatorturbopumpen och gasgeneratoraggregatet. Det konstaterades också att dessa komponenter är tillfredsställande för användning i en demonstrationsmotor.

Prototyper

Under projektets treåriga livslängd byggdes totalt åtta förbränningskammare (två av dem okylda testenheter), elva gasgeneratorer, fyra syrgaspumpar samt fyra vätgaspumpar som höll på att färdigställas.

Nedskalade modeller av pumparna användes under design/utveckling fram till 1963.

Beskrivning

M-1 använde gasgeneratorcykeln och brände en del av dess flytande väte och syre i en liten brännare för att ge heta gaser för att driva bränslepumparna. När det gäller M-1 turbopumparna för väte och syre helt separata, var och en med sin egen turbin, snarare än att köra båda från en gemensam kraftaxel. Vätgas- och syrepumparna var några av de mest kraftfulla som någonsin byggts vid den tiden, och producerade 75 000 hästkrafter för den förra och 27 000 hk (20 000 kW) för den senare.

M-1 raketmotorvisning på Evergreen Aviation & Space Museum
En turbopump designad och byggd för M-1 raketmotorn

I de flesta amerikanska konstruktioner skulle en gasgeneratormotor dumpa avgaserna från turbinerna överbord. I fallet med M-1 var det resulterande avgaserna relativt svalt och leddes istället in i kylrör på den nedre delen av motorkjolen. Detta innebar att flytande väte behövdes för kylning endast på motorns högvärmeområden - förbränningskammaren, munstycket och den övre delen av kjolen - vilket minskade VVS-komplexiteten avsevärt. Gasen kom in i kjolområdet vid cirka 700 °F (371 °C), uppvärmd till cirka 1 000 °F (538 °C) innan den dumpades genom en serie små munstycken i slutet av kjolen. Avgaserna tillförde 28 000 lbf (120 kN) dragkraft.

Motorn startades genom att pumparna roterades till arbetshastighet med hjälp av heliumgas lagrad i en separat högtrycksbehållare. Detta startade bränsleflödet in i huvudmotorn och gasgeneratorn. Huvudmotorn antändes av en spray av gnistor som riktades in i förbränningskammaren från en pyroteknisk anordning. Avstängning uppnåddes genom att helt enkelt stänga av bränsleflödet till gasgeneratorn, så att pumparna kunde sakta ner på egen hand.

Användningen av separata turbopumpar och andra komponenter gjorde att de olika delarna av M-1 kunde byggas och testas individuellt.

Förbränningskammare och injektorer

  • Dragkraft: 1,5 M lb (vid 200 000 fot)
  • Tryckkammartryck: 1 000 psia, 1 200 psia för 1,8 M lb version
  • Tryckkammarens diameter: 42 tum
  • Tryckkammare material: 200 rör av 347 rostfritt stål, i en Inconel 718 bult-on mantel.
  • Injektortyp: koaxial
  • Material för injektorkropp: 347 rostfritt stål
  • Antal injektorelement: 1 200 till 3 000 förväntade
  • Munstyckets halsdiameter:

Gasgenerator

  • Bränner 110 lb/s (oxidationsmedel:bränsle, 0,8)
  • Avgastryck: 1100 psi
  • Avgastemperatur: 1 000 °F (538 °C)
  • Gasgeneratorns avgaser matas tillbaka till nedre munstycket för kylning

LOX turbopump

  • Axialt flöde
  • RPM: 36 700
  • Ingångstryck: 30 fot (av LOX)
  • Tryckökning: 3 400 fot (av LOX); dvs 1 700 psi
  • Flödeshastighet: upp till 3 000 lb/sek, 2 921 lb/s nominellt
  • Axiell tryckbelastning på lager: över 30 000 lb
  • Lager: syresmorda, 440C rostfria stålkulor, med "glasfyllda teflonburar"

LH 2 turbopump

  • 2-stegsturbin med 10-stegs axialflödespump

Se även

Bibliografi

  • Dankhoff, Walter F. (oktober 1963). M-1 raketmotorprojektet (PDF) . Washington, DC: NASA. Arkiverad från originalet (PDF) 2015-01-05.
  • Mekanisk konstruktion av bränslepumpen M-1 med axiellt flöde för flytande väte
  • Utveckling av en 1 500 000 pund dragkraft/nominellt vakuum/ flytande väte/flytande syremotor Slutrapport, 30 april 1962 - 4 augusti 1966 / NASA-dokument som täcker M-1-projektet från början till slutförande. 406p

externa länkar

Hämtad från " https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Aerojet_M-1&oldid=1098160136 "