F-1火箭发动机
原产国 | 美利坚合众国 |
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制造者 | 洛克达因公司 |
液态火箭发动机 | |
推进剂 | LOX / RP-1 |
系统 | 燃气发生器循环 |
性能 | |
推力(海平面) | 1,522,000 lbf(6,770 kN) |
燃烧室压力 | 70巴(1,015磅力每平方英寸;7兆帕斯卡) |
比冲(海平面) | 263秒(2.58千米每秒) |
F-1火箭发动机(以下简称F-1)是美国洛克达因公司设计制造的一款煤油液氧发动机,用于土星5号运载火箭的第一级。F-1是投入使用过的推力最大的单喷嘴(单燃烧室)液体火箭发动机,也是仅次于俄罗斯RD-170的推力最大的液体发动机(RD-170发动机有4个燃烧室,一台涡轮泵和2个预燃室)。
历史
[编辑]洛克达因最初设计F-1只是出于美国空军在1955年提出的制造超大型火箭发动机的要求。公司最后设计出两个版本,一个E-1,一个更大的F-1。E-1虽然在静态点火试验中取得成功,但很快这款发动机被视为没有后续价值,而且有更强大的F-1存在,E-1计划被中止了。然而美国空军发现没有使用如此强大的发动机的必要,F-1的研究计划也随之中止。刚刚成立的NASA看中了这款发动机,并与洛克达因签约,要求尽快完成研发。1957年,发动机进行了局部试验,而整机的静态点火试验也在1959年3月取得成功。
F-1在随后七年的测试中,其燃烧不稳定性逐渐暴露出来,并可能导致灾难性事故。[1]攻克这个技术难题的工作最初进展十分缓慢,因为这种故障的发生是不可预知的。最终,工程师们想出了解决办法,他们将少量的爆轰炸药放在燃烧室中,并在发动机运转时引爆炸药,以此测试燃烧室在压力变化时将作何反应。设计师随后测试了几种不同的燃料喷射器,并得到了最佳匹配方案。这个问题从1959年一直拖到1961年才算告一段落。
设计细节
[编辑]F-1以燃气发生器循环为基础。即在炉外燃烧室里燃烧一小部分燃料,以燃气驱动涡轮泵将燃料和氧化剂泵入主燃室。发动机的核心组件是推力室,燃料和氧化剂混合并燃烧产生推力。发动机顶部是一个半球形小室,即做输送液氧的歧管,也做万向轴承的支撑架,连接发动机和火箭箭体。小室之下是喷射器,用来混合燃料和氧化剂。一部分燃料从另一个歧管进入喷射器,另一部分燃料通过178根管道直接通入推力室,盘旋的管道形成了推力室的上半部分,还可以起到给推力室降温的作用。
燃料和液氧由不同的泵泵入,但泵由同一个涡轮驱动。涡轮转速为5,500 RPM,产生55,000制动马力(41 MW)。在此功率下,工作泵每分钟可以泵入15,471 加仑(58,564 升)煤油和24,811加仑(93,920升)液氧。涡轮泵被设计得可以应付严酷的温度环境:煤气的温度高达1,500 °F (816 °C),而液氧的温度低至-300 °F (-184 °C)。一些燃料煤油被充作涡轮的润滑剂和冷却剂。
推力室下方是喷嘴的延伸,大致延伸到发动机的一半长度位置。延伸部分将发动机的膨胀比从10:1提高到16:1。涡轮机排除的低温气体通过锥形歧管进入延伸部分,保护喷嘴在高温(5,800 °F, 3,200 °C)下不受损坏。[2]
F-1每秒消耗3,945磅(1,789 kg)液氧,1,738磅(788 kg)煤油,产生1,500,000磅力(6.7 MN)的推力。在两分半钟的运转中,土星五号凭借F-1上升42英里(68 km)高度,达到6,164英里每小时(9,920 km/h)的速度。土星五号每秒的推进剂流量是12,710升,可以在8.9秒内清空一个容量110,000升的游泳池。[2]每台F-1发动机的推力都比太空梭上三台发动机总和还多。[3]
参数
[编辑]阿波罗 4、6、8 | 阿波罗 9-17 | |
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推力(海平面): | 1,500,000 磅力(6.7MN) | 1,522,000 磅力(6.77MN) |
燃烧时间: | 150 s | 165s |
比冲: | 260 s (2.55 kN·s/kg) | 263 s (2.58 kN·s/kg) |
净重: | 18,416 磅 (8,353 kg) | 18,500 磅 (8,391 kg) |
燃尽重量: | 20,096 磅 (9,115 kg) | 20,180 磅 (9,153 kg) |
高度: | 19 ft (5.79 m) | |
直径: | 12.3 ft (3.76 m) | |
喷口面积比: | 16:1 | |
推进剂: | LOX & RP-1 | |
混合比: | 2.27:1 氧化剂:燃料 | |
制造商: | 北美航空/洛克达因 | |
应用: | 土星五号 V / S-IC - 5台 |
阿波罗任务期间的改进
[编辑]F-1在阿波罗8号(SA-503)和阿波罗17号(SA-512)任务期间得到改进。因为随着任务的进展,土星五号的负荷也逐渐增大。每次任务对发动机的性能要求都略有差异,用于阿波罗15号的F-1发动机性能为:
- 每台平均海平面推力:1,553,200 磅力(6.909 MN)
- 燃烧时间:159 s
- 比冲:264.72 s
- 混合比:2.2674
- S-IC级总海平面推力:7,766,000 磅力(34.54 MN)
发动机推力实测值与标称值有差异,阿波罗15号所用的发动机其起飞推力为7,823,000磅力(34.80 MN),而F-1的平均值是1,565,000磅力(6.96 MN)。
阿波罗任务之后的归宿
[编辑]60年代,洛克达因在对F-1的持续研究之后,曾试图开发F-1A发动机,虽然二者外观相似,但F-1A比F-1更轻,且推力更大,可以满足阿波罗计划之后时期的土星五号需求,然而随着土星五号生产线的停产,研究终止。
当时有提议在诺瓦火箭的第一级使用八个F-1,从70年代至今,还不断有各种关于使用F-1来开发新型火箭的意见,但都未能成行。
F-1一直保持着最大推力液态发动机的地位,直到苏联的RD-170出现,但F-1在单喷嘴发动机领域的第一的位置依然没有动摇。
参考
[编辑]- 阿波罗15号宣传资料(页面存档备份,存于互联网档案馆)
- Saturn V Launch Vehicle, Flight Evaluation Report, AS-510, MSFC-MPR-SAT-FE-71-2, October 28, 1971
- 土星五号资料
- F-1说明书,December 1968
注释
[编辑]- ^ Ellison, Renea; Moser, Marlow, Combustion Instability Analysis and the Effects of Drop Size on Acoustic Driving Rocket Flow (PDF), Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, [2008-07-22], (原始内容 (PDF)存档于2006-09-07)
- ^ 2.0 2.1 2.2 Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet (PDF), National Aeronautics and Space Administration: 3–3,3–4, December 1968 [2008-06-01], (原始内容 (PDF)存档于2016-04-13)
- ^ NSTS 1988 News Reference Manual, NASA, [2008-07-03], (原始内容存档于2019-11-30)
- ^ F-1 Engine (chart), NASA Marshall Space Flight Center, [2008-06-01], MSFC-9801771, (原始内容存档于2011-06-05)