H-1 (silnik rakietowy)
Silnik rakietowy H-1
H-1 na ekranie.
| Typ silnika | Cykl otwarty (generator gazu) |
|---|---|
| Ergols | RP-1 / ciekły tlen |
| Pchnięcie | 900 k N (na ziemi) |
| Ciśnienie w komorze spalania | 48 barów |
| Specyficzny impuls |
• 255 s (sol) • 289 s (pusty) |
| Ponowny zapłon | Nie |
| Sterowany silnik | 6 ° na 2 osiach (hydraulicznie) |
| Masa | 1000 kg (na sucho) |
| Wysokość | 2,68 m |
| Średnica | 1,49 m |
| Stosunek ciągu do masy | 102,47 |
| Raport sekcji | 8 |
| Czas trwania operacji | 155 s |
| posługiwać się | 1 st floor |
|---|---|
| Wyrzutnia | Saturn I , Saturn IB |
| Pierwszy lot | 1963 |
| Status | Usunięty z usługi |
| Kraj | Stany Zjednoczone |
|---|---|
| Budowniczy | Rocketdyne |
H-1 to 900 k N (91 ton), pchnięcie silnik rakietowy , opracowany pod koniec 1950 roku przez amerykańskiego producenta silnika Rocketdyne . Spalanie mieszanki RP-1 (A wysoko rafinowanymi rodzaj nafcie ) i ciekłego tlenu stosuje się go w pierwszym etapie z Saturn I i Saturn IB rakiet , na której osiem takich silniki zainstalowane do poruszania masę około 600 ton najcięższa wyrzutnia.
Historyczny
Kiedy w 1957 roku wzniesiono pierwsze strzały rakiety Saturn , jej konstruktor Heinz-Hermann Koelle decyduje się na napędzanie silników czterema rakietami E-1 ( cal ) . Ten 188-tonowy silnik ciągu był opracowywany dla pocisku balistycznego Titan i był wówczas najmocniejszym dostępnym silnikiem. Ale silnik nie był gotowy przed 1960 rokiem , zdecydowano się w 1958 roku zastąpić go ewolucją istniejącego silnika, S-3D , zastosowanego w pociskach balistycznych Thor i Jupiter , i którego ciąg byłby słaby.
Opis
Podobnie jak wszystkie silniki Rocketdyne z tej epoki, H-1 wykorzystywał wtryskiwacz „prysznicowy” zasilany przez turbopompy i chłodzony przez obwód ciekłego tlenu . H-1 , nie może być ponownie uruchomiony w przeciwieństwie do J-2, używanego w drugim etapie Saturn IB . Startu dokonano za pomocą wkładu z paliwem stałym , który wprawił w ruch turbinę napędzającą pompy doprowadzające paliwo do komory spalania .
| Korzystanie z silnika | ||
|---|---|---|
| od lotu SA-201 do SA-205 | Lot SA-206 i następne | |
| Ciąg (poziom morza) | 890 kN (89 t .) | 910 kN |
| Czas trwania operacji | 155 s | 155 s |
| Specyficzny impuls | 289 s | 289 s |
| Suchej masy | 830 kg | 1000 kg |
| Stosunek średnicy gardzieli / wylotu dyszy | 8: 1 | 8: 1 |
| Ergols | LOX i RP-1 | LOX i RP-1 |
| Proporcje mieszania | 2,23 ± 2% | 2,23 ± 2% |
| Przepływ paliwa | (132 litry / s ) | |
| Przepływ utleniacza | (210 litrów / s ) | |
| Ciśnienie w komorze spalania | 4,36 MPa | |
Silnik był używany na:
- Rakieta Saturn I : 8 silników pierwszego stopnia SI ;
- Rakieta Saturn IB : 8 silników na pierwszym stopniu S-IB .
Źródło
- ( fr ) Roger E. Bilstein (NASA), „ Stages to Saturn III. Fire, Smoke, and Thunder: The Engines - 4. CONVENTIONAL CRYOGENICS: THE H-1 and F-1 ” (dostęp: 5 października 2009 ) .
- (fr) Ten artykuł jest częściowo lub w całości zaczerpnięty z artykułu w angielskiej Wikipedii zatytułowanego „ Rocketdyne H-1 ” ( zobacz listę autorów ) .