Aerojet 's M-1 fue la mayor y más potente líquido-hidrógeno -fueled motor de cohete de combustible líquido a ser diseñado y probado-componente. La M-1 ofreció un impulso de referencia de 6,67 M N (1,5 millones de lbf ) y 8 MN (1,8 millones de lbf) como su objetivo de crecimiento inmediato. Si se construye, el M-1 sería más grande y más eficiente que el famoso F-1 que impulsó la primera etapa del cohete Saturno V a la Luna.
País de origen | Estados Unidos |
---|---|
Primer vuelo | Desarrollo abandonado en la etapa previa al prototipo |
Fabricante | Reactivo |
Estado | Abandonado en etapa de desarrollo. |
Motor de combustible líquido | |
Propulsor | LOX / Hidrógeno líquido |
Ciclo | ciclo generador de gas |
Actuación | |
Empuje (vac.) | 1,500,000 lbf (6,67 MN) |
Relación empuje-peso | 60 |
Presión de la cámara | 1000 psia |
Yo sp (vac.) | 428 segundos (4,20 km / s) |
Dimensiones | |
Largo | 7.72 metros |
Diámetro | 4,28 metros |
Peso en seco | 9068 kilogramos |
Historia
El M-1 remonta su historia a los estudios de la Fuerza Aérea de EE. UU. De fines de la década de 1950 para sus necesidades de lanzamiento en la década de 1960. En 1961, estos se habían convertido en el diseño del Sistema Lanzador Espacial . El SLS consistía en una serie de cuatro diseños de cohetes, todos construidos alrededor de una serie de impulsores de combustible sólido y etapas superiores alimentadas con hidrógeno líquido.
El modelo más pequeño, destinado a lanzar el Dyna-Soar , utilizó dos sólidos de 100 pulgadas (2500 mm) y un núcleo líquido "A". Para impulsar el propulsor "A", se contrató a Aerojet para convertir un LR-87 , utilizado en el misil Titan II , para que funcionara con hidrógeno líquido. Un prototipo se probó con éxito entre 1958 y 1960. Los estudios iniciales del sólido de 100 pulgadas (2500 mm) también se entregaron a Aerojet, a partir de 1959.
El SLS también imaginó una serie de diseños mucho más grandes destinados a lanzar el aterrizaje lunar tripulado del Proyecto Lunex de la Fuerza Aérea . Lunex era una misión de aterrizaje directo, en la que una sola nave espacial muy grande volaría a la Luna, aterrizaría y regresaría. Para lanzar un diseño de este tipo a la órbita terrestre baja (LEO), se necesitaría un propulsor muy grande con una carga útil de 125.000 lb (57.000 kg). Estos diseños SLS más grandes siguieron el mismo esquema básico que el propulsor Dynasoar más pequeño, pero utilizaron sólidos mucho más potentes de 180 pulgadas (4.600 mm) y las etapas líquidas "B" y "C". Para proporcionar la potencia requerida, las etapas líquidas montaron un grupo de doce J-2 . Para reducir esta complejidad, la Fuerza Aérea también hizo que Aerojet iniciara estudios de un diseño de hidrógeno mucho más grande que reemplazaría a los doce J-2 con solo dos motores. Estos estudios iniciales eventualmente surgirían como el M-1, con un empuje de 1.2 millones de libras de fuerza.
Cuando la NASA se formó en 1958, también comenzaron a planificar un aterrizaje lunar. Al igual que la Fuerza Aérea, su Proyecto Apolo inicialmente favoreció un perfil de ascenso directo , requiriendo un gran impulsor para lanzar la nave espacial a LEO. Antes de hacerse cargo de la NASA Wernher von Braun 's Saturno trabajo para el Ejército de los EE.UU. , que no tenían grandes diseños de cohetes de los suyos, y comenzaron un programa de estudio conocido como Nova para estudiar una gama de opciones. Inicialmente, los requisitos de carga útil eran bastante limitados, y los diseños favoritos de Nova usaban una primera etapa con cuatro motores F-1 y una carga útil de aproximadamente 50,000 lb (23,000 kg). Estos diseños fueron presentados al presidente Dwight D. Eisenhower el 27 de enero de 1959.
Sin embargo, los requisitos de la nave espacial Apollo crecieron rápidamente y se establecieron en una nave espacial de 10,000 lb (4,500 kg) ( CSM ) con una tripulación de tres personas. Para lanzar una nave de este tipo a la Luna se requirió una carga útil masiva de 125,000 lb (57,000 kg) a LEO. Los diseños Nova de esta capacidad se presentaron rápidamente con hasta ocho motores F-1, junto con etapas superiores mucho más potentes que exigían el motor M-1. Por lo tanto, durante un breve período, el M-1 se utilizó en los diseños de línea de base para los programas lunares de la NASA y la Fuerza Aérea.
En 1961, el presidente John F. Kennedy anunció el objetivo de llevar a una persona a la Luna antes de que terminara la década. Después de una breve discusión, la NASA ganó la misión sobre la Fuerza Aérea. Sin embargo, Nova requeriría una capacidad de fabricación masiva que no existía actualmente, y no estaba claro que la construcción del propulsor pudiera iniciarse a tiempo para un aterrizaje antes de 1970. En 1962 habían decidido utilizar el diseño Saturn V de von Braun , que pasó por una proceso de rediseño para producir un propulsor utilizable que podría construirse en las instalaciones existentes en Michoud, Louisiana .
Aumento del empuje, luego cancelación
Con la selección de Saturno para las misiones lunares, el trabajo en Nova pasó a la era posterior a Apolo. Los diseños fueron reorientados para una expedición planetaria tripulada, es decir, un aterrizaje tripulado en Marte . Incluso utilizando un perfil de misión liviano como el seleccionado para Apolo, una misión a Marte requirió una carga útil verdaderamente masiva de aproximadamente un millón de libras para la órbita terrestre baja. Esto llevó a una segunda serie de estudios de diseño, también conocidos como Nova, aunque esencialmente no estaban relacionados con los diseños anteriores.
Muchos de los nuevos diseños utilizaron el M-1 como motor de segunda etapa, aunque exigían cargas útiles mucho mayores. Para cumplir con estos objetivos, el proyecto M-1 se incrementó [ ¿cuándo? ] de 1.2 millones de libras de fuerza a una fuerza nominal de 1.5 millones de libras, y los diseñadores agregaron deliberadamente más capacidad de turbobomba para permitir que se expanda a al menos 1.8 millones de libras de fuerza y potencialmente tan alto como 2.0 millones. [1] Además, el M-1 incluso se consideró para varios diseños de primera etapa, en lugar del F-1 o los sólidos de 180 pulgadas (4,600 mm). Para esta función, el impulso específico se redujo drásticamente, y parece que se prestó atención a varios diseños de boquillas en expansión para abordar esto.
El desarrollo de M-1 continuó durante este período, aunque a medida que se expandió el programa Apollo, la NASA comenzó a recortar fondos para el proyecto M-1 para completar primero los desarrollos relacionados con Saturno. En 1965, otro proyecto de la NASA [ ¿cuál? ] estudió versiones avanzadas del Saturno, reemplazando el grupo de cinco J-2 en la segunda etapa S-II con un M-1, cinco J-2T (una versión mejorada del J-2 con una boquilla aerospike ), o un motor de alta presión conocido como el HG-3 , que más tarde se convertirá en el precursor directo de la lanzadera de espacio 's SSME .
En 1966 estaba claro que los niveles actuales de financiación de la NASA no se mantendrían en la era posterior a Apolo. Los estudios de diseño de Nova terminaron ese año, y el M-1 junto con él. El último contrato M-1 expiró el 24 de agosto de 1965, aunque las pruebas continuaron con los fondos existentes hasta agosto de 1966. Los estudios sobre el J-2T terminaron al mismo tiempo. Aunque el HG-3 nunca se construyó, su diseño formó la base del motor principal del transbordador espacial .
El informe final (1966) [2] incluía
- 1. Se demostró la viabilidad de todos los componentes principales del motor M-1, excepto la cámara refrigerada y el faldón refrigerado por gas.
- 2. Se obtuvieron datos de rendimiento y se estableció la integridad mecánica del inyector, la turbobomba de combustible, la turbobomba oxidante y el conjunto generador de gas. Además, se estableció que estos componentes son satisfactorios para su uso en un motor de demostración.
Descripción
El M-1 utilizó el ciclo del generador de gas , quemando parte de su hidrógeno líquido y oxígeno en una pequeña cámara de combustión para proporcionar gases calientes para hacer funcionar las bombas de combustible. En el caso del M-1, las turbobombas de hidrógeno y oxígeno estaban completamente separadas, cada una usando su propia turbina, en lugar de funcionar ambas con un eje de potencia común. Las bombas de hidrógeno y oxígeno fueron algunas de las más poderosas jamás construidas en ese momento, produciendo 75.000 caballos de fuerza para las primeras y 27.000 caballos de fuerza (20.000 kW) para las segundas.
En la mayoría de los diseños estadounidenses, un motor generador de gas arrojaría el escape de las turbinas por la borda. En el caso del M-1, el escape resultante era relativamente frío y, en cambio, se dirigía a los tubos de refrigeración de la parte inferior del faldón del motor. Esto significaba que se necesitaba hidrógeno líquido para enfriar solo en las áreas de alta temperatura del motor, la cámara de combustión, la boquilla y la parte superior del faldón, lo que reducía considerablemente la complejidad de la plomería. El gas entró en el área del faldón a aproximadamente 700 ° F (371 ° C), calentándose a aproximadamente 1,000 ° F (538 ° C) antes de ser descargado a través de una serie de pequeñas boquillas al final del faldón. El escape agregó 28,000 lbf (120 kN) de empuje.
El motor se puso en marcha girando las bombas a la velocidad de funcionamiento utilizando gas helio almacenado en un recipiente de alta presión separado. Esto inició el flujo de combustible hacia el motor principal y el generador de gas. El motor principal se encendió mediante un chorro de chispas dirigidas a la cámara de combustión desde un dispositivo pirotécnico. El apagado se logró simplemente apagando el flujo de combustible al generador de gas, lo que permitió que las bombas disminuyeran la velocidad por sí mismas.
El uso de turbobombas y otros componentes separados permitió que las distintas partes del M-1 se construyeran y probaran individualmente.
Cámara de combustión e inyectores
- Empuje: 1,5 M lb (a 200.000 pies) [3]
- Presión de la cámara de empuje: 1,000 psia, [1] : Tabla 1 1,200 psia para la versión de 1.8 M lb
- Diámetro de la cámara de empuje: 42 pulgadas
- Material de la cámara de empuje: 200 tubos de acero inoxidable 347, en una chaqueta atornillada Inconel 718. [4]
- Tipo de inyector: coaxial
- Material del cuerpo del inyector: acero inoxidable 347 [4]
- Número de elementos del inyector: 1.200 a 3.000 previstos [4]
- Diámetro de la garganta de la boquilla:
Generador de gas
- Quema 110 lb / s (oxidante: combustible: 0,8)
- Presión de escape: 1100 psi
- Temperatura de escape: 1000 ° F
- El escape del generador de gas retroalimenta a la boquilla inferior para enfriarlo
Turbobomba LOX
- Flujo axial
- RPM: 36,700 [5]
- Presión de entrada: 30 pies [5] (de LOX)
- Aumento de presión: 3.400 pies [5] (de LOX), es decir, 1.700 psi [6]
- Tasa de flujo: hasta 3000 lb / seg, 2,921 lb / s nominal [3]
- Carga de empuje axial sobre cojinetes: superior a 30.000 lb [7]
- Cojinetes: bolas de acero inoxidable 440C lubricadas con oxígeno, con "jaulas de teflón rellenas de vidrio" [7]
Turbobomba LH2
- Turbina de 2 etapas con bomba de flujo axial de 10 etapas [8]
Que fue construido y probado
Durante los tres años de vida útil del proyecto, se construyeron un total de ocho cámaras de combustión (dos de ellas unidades de prueba no refrigeradas), once generadores de gas, cuatro bombas de oxígeno, así como cuatro bombas de hidrógeno que estaban en proceso de finalización.
Se utilizaron modelos reducidos de las bombas durante el diseño / desarrollo hasta 1963. [7]
El informe final (1966) [2] incluía
- 1. Se demostró la viabilidad de todos los componentes principales del motor M-1, excepto la cámara refrigerada y el faldón refrigerado por gas.
- 2. Se obtuvieron datos de rendimiento y se estableció la integridad mecánica del inyector, la turbobomba de combustible, la turbobomba oxidante y el conjunto generador de gas. Además, se estableció que estos componentes son satisfactorios para su uso en un motor de demostración.
Ver también
- Comparación de motores de cohetes orbitales
Referencias
- ↑ a b Dankhoff , 1963 , págs. 1-2.
- ^ a b Desarrollo de un informe final de motor de 1.500.000 libras de empuje / vacío nominal / hidrógeno líquido / oxígeno líquido, 30 de abril de 1962 - 4 de agosto de 1966
- ↑ a b Dankhoff , 1963 , p. 6.
- ↑ a b c Dankhoff , 1963 , p. 8.
- ↑ a b c Dankhoff , 1963 , p. 10.
- ^ Dankhoff 1963 , p. 25.
- ↑ a b c Dankhoff , 1963 , p. 11.
- ^ Dankhoff 1963 , p. 9.
Bibliografía
- Dankhoff, Walter F. (octubre de 1963). El proyecto del motor cohete M-1 (PDF) . Washington, DC: NASA. Archivado desde el original (PDF) el 3 de octubre de 2014.
- Diseño mecánico de la bomba de combustible de hidrógeno líquido de flujo axial M-1
- Desarrollo de un motor de 1.500.000 libras de empuje / vacío nominal / hidrógeno líquido / oxígeno líquido Informe final, 30 de abril de 1962 - 4 de agosto de 1966 / Documento de la NASA que cubre el Proyecto M-1 desde su inicio hasta su finalización. 406p
- Operaciones de activación y prueba inicial, motor cohete grande - Instalaciones de prueba de turbobomba Informe tecnológico Aerojet Informe general sobre el desarrollo de las instalaciones de prueba para la Turbobomba M-1
- las siguientes referencias de enlace muerto necesitan que se cambie la URL a " https://ntrs.nasa.gov/citations/nnn "
- Activación y operaciones de prueba inicial, motor de cohete grande - Instalaciones de prueba de la cámara de empuje Informe tecnológico Aerojet Informe general sobre el desarrollo de las instalaciones de prueba para la Cámara de empuje M-1
- Desarrollo de generadores de gas LO2 / LH2 para el motor M-1 Documento de la NASA que cubre el desarrollo de los generadores de gas para el motor M-1
- Desarrollo de la cámara de empuje de oxígeno líquido / hidrógeno líquido para el motor M-1 Documento de la NASA que cubre el desarrollo de la cámara de empuje M-1
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enlaces externos
- Colección Walter Dankhoff, Archivos y colecciones especiales de la Universidad de Alabama en Huntsville