Fastrac (raketmotor)

Fastrac MC-1
Ursprungsland	Förenta staterna
Tillverkare	NASA
Ansökan	små, billiga, förbrukningsbara raketer
Flytande bränslemotor
Drivmedel	LOX / RP-1 (fotogen av raketkvalitet)
Cykel	gasgenerator
Prestanda
Drivkraft, vakuum	60 000 lbf (270 kN)
Specifik impuls , vakuum	314 s (3,0 km/s)
Mått
Längd	2,13 m (7 fot 0 tum)
Diameter	1,22 m (4 fot 0 tum)
Torrvikt	mindre än 910 kg (2 010 lb)

Fastrac var en turbopumpmatad , flytande raketmotor . Motorn designades av NASA som en del av det billiga X-34 Reusable Launch Vehicle (RLV) och som en del av Low Cost Booster Technology-projektet (LCBT, aka Bantam). Denna motor blev senare känd som MC-1-motorn när den slogs samman i X-34- projektet.

Design

Turbopumpmotorn designades för att användas i en förbrukningsbar booster i LCBT-projektet. Som ett resultat ledde detta till användningen av kompositmaterial på grund av deras betydligt lägre kostnader och produktionshastighet; detta minskade också motorns komplexitet eftersom bränslet inte användes för munstyckskylning. Baserat på kunskap och erfarenhet från rymdfärjans Reusable Solid Rocket Motor (RSRM) och Solid Propulsion Integrity Program (SPIP) , valdes ett silika /fenolmaterial för den ablativa linern med kol/epoxi strukturell överlappning.

Motorbränslet var en blandning av flytande syre och fotogen ( RP-1) . Dessa drivmedel används av Saturn F1 raketmotor. Fotogen har inte samma energiutsläpp som väte, som används med rymdfärjan, men det är billigare och lättare att hantera och lagra. Drivmedel matades via en enkelaxel, dubbla pumphjul LOX/RP-1 turbopump .

Motorn startades med en hypergolisk tändare för att bibehålla en enkel design. Fotogen sprutades in och motorn var då igång. Drivmedlen matades sedan in i gasgeneratorn för blandning och tryckkammare för förbränning.

Motorn använder en gasgeneratorcykel för att driva turbopumpturbinen, som sedan tömmer ut denna lilla mängd använt bränsle. Detta är den identiska cykeln som används med Saturnusraketerna, men mycket mindre komplex än rymdfärjans motorsystem.

Motorn använde ett billigt, förbrukningsbart, ablativt kylt kolfiberkompositmunstycke och producerade 60 000 lbf (285 kN ) dragkraft. Efter användning är nästan alla motorns delar återanvändbara.

Under forskningsfasen 1999 kostade varje Fastrac-motor cirka 1,2 miljoner dollar. Produktionskostnaderna förväntades sjunka till $350 000 per motor.

Historia

Test av motorsystemnivå startade 1999 på Stennis Space Center . Tidigare tester var på enskilda komponenter vid Marshall Space Flight Center . NASA startade full-motor, hot-fire-testning i mars 1999, med ett 20 sekunders test för att demonstrera hela motorsystemet. Motorn testades med full effekt i 155 sekunder den 1 juli 1999. Totalt 85 tester var planerade för resten av 1999. Från och med 2000 hade 48 tester utförts på tre motorer med tre testbänkar.

Den första motorn installerades på X-34 A1-fordonet som presenterades vid NASA:s Dryden Flight Research Center den 30 april 1999.

FASTRAC försökte NASA rädda denna design för användning i andra raketer som Rotary Rockets Roton och Orbitals X-34- projekt. Beteckningen på raketmotorn ändrades från Fastrac 60K till Marshall Center - 1 (MC-1). MC-1-projektet stängdes i juli 2009, efter att X-34 -projektet avslutades i mars 2009.

Komponenter

NASA samarbetade med branschpartners för att uppfylla det huvudsakliga målet att använda kommersiella, färdiga komponenter. Branschpartners inkluderade Summa Technology Inc., Allied Signal Inc., Marotta Scientific Controls Inc., Barber-Nichols Inc. och Thiokol Propulsion .

Arv

En liknande uppsättning tekniska lösningar som minskar kostnaden för motorn implementerades i SpaceX:s Merlin 1A- motor, som använde en turbopump från samma underleverantör. Merlin-1A var något större med en dragkraft på 77 000 lbf (340 kN) mot 60 000 lbf (270 kN) för Fastrac. Samma grundkonstruktion kunde ha mycket högre dragkraftsnivåer efter uppgradering av turbopumpen. Varianter av Merlin-1D uppnår 190 000 lbf (850 kN) dragkraft från och med maj 2018, även om förbränningskammaren nu är regenerativt kyld .

Specifikationer

Vakuumkraft: 60 000 lbf (270 kN)
Vakuumspecifik impuls: 314 s (3,0 kN·s/kg)
Kammartryck: 633 psi
Totalt massflöde: 91,90 kg/s
Gasgeneratortryck: 39,64 bar
Gasgeneratortemperatur: 888,89 K
Halsdiameter: 0,22 m
Bränsle: RP-1 (fotogen av raketkvalitet)
Oxidator: Flytande syre

Se även

Merlin (raketmotor) SpaceX boostermotor
Kestrel (raketmotor) SpaceX liten överstegsmotor för Falcon-1
RD-180 RP-1-motor som för närvarande används i USA
RS-27A RP-1-motor som för närvarande används i USA
RD-191 samtida rysk RP-1-motor
NK-33 rekordinställning RP-1-motor, Soyuz 2-1-v första steg och används av Orbital Sciences i Antares 100-seriens bärraket
F-1 (raketmotor)
Executor (raketmotor)

Den här artikeln innehåller material från allmän egendom från webbplatser eller dokument från National Aeronautics and Space Administration .

Notera

"NASA FASTRAC motorprogram" . 1999.

Ballard, RO; Olive, T.: Utvecklingsstatus för NASA MC-1 (Fastrac)-motorn; AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, 2000 Huntsville, AL, AIAA 2000-3898

externa länkar

NASA Fastrac översikt. 1999