H-1 (rakettmotor)
H-1rakettmotor
En H-1 på skjermen.
| Motortype | Åpen syklus (gassgenerator) |
|---|---|
| Ergols | RP-1 / flytende oksygen |
| Fremstøt | 900 k N (på bakken) |
| Forbrenningskammer trykk | 48 barer |
| Spesifikk impuls |
• 255 s (sol) • 289 s (tom) |
| Tenn på nytt | Nei |
| Styrbar motor | 6 ° på 2 akser (hydraulisk) |
| Masse | 1000 kg (tørr) |
| Høyde | 2.68 m |
| Diameter | 1,49 moh |
| Trykk / vektforhold | 102.47 |
| Seksjonsrapport | 8 |
| Varighet av operasjonen | 155 s |
| bruk | 1 st gulvet |
|---|---|
| Launcher | Saturn I , Saturn IB |
| Første fly | 1963 |
| Status | Fjernet fra tjenesten |
| Land | forente stater |
|---|---|
| Bygger | Rocketdyne |
Den H-1 er en 900 k N (91 tonn) støte rakettmotor , utviklet sent på 1950-tallet av den amerikanske motorfabrikanten Rocket . Brenning av en blanding av RP-1 (en svært raffinert type parafin ) og flytende oksygen , ble brukt på den første fasen av Saturn I- og Saturn IB- rakettene , hvor åtte slike motorer ble installert for å drive en masse på rundt 600 tonn for den tyngste bæreraketten.
Historisk
Når de første skuddene av Saturn-raketten blir reist i 1957 , bestemmer Heinz-Hermann Koelle, dens designer, å drive motorer med fire raketter- E-1 (in) . Denne motoren på 188 tonn var i utvikling for det ballistiske missilet Titan , og den gangen var den den kraftigste motoren tilgjengelig. Men motoren var ikke klar før 1960 , det ble besluttet i 1958 å erstatte den med en utvikling av en eksisterende motor, S-3D , implementert på de ballistiske rakettene Thor og Jupiter , og hvis skyvekraft ville være svak. Økt.
Beskrivelse
Som alle Rocketdyne-motorer i denne tiden, bruker H-1 en "dusjhode" -injektor drevet av turbopumper og avkjølt av en flytende oksygenkrets . Den H-1 kunne ikke startes igjen, i motsetning til J-2 anvendt på det andre trinn av den Saturn IB . Starten ble laget ved hjelp av en solid drivstoffpatron , som satte i gang en turbin som kjørte pumpene og brakte drivstoffene til forbrenningskammeret .
| Bruke motoren | ||
|---|---|---|
| fra fly SA-201 til SA-205 | Fly SA-206 og påfølgende | |
| Trykk (havnivå) | 890 kN (89 t .) | 910 kN |
| Varighet av operasjonen | 155 s | 155 s |
| Spesifikk impuls | 289 s | 289 s |
| Tørrvekt | 830 kg | 1000 kg |
| Forholdsdiameter hals / dyseutløp | 8: 1 | 8: 1 |
| Ergols | LOX & RP-1 | LOX og RP-1 |
| Blandingsforhold | 2,23 ± 2% | 2,23 ± 2% |
| Drivstoffstrøm | (132 liter / s ) | |
| Oksidasjonsstrøm | (210 liter / s ) | |
| Trykk i forbrenningskammeret | 4,36 MPa | |
Motoren har blitt brukt på:
- Saturn I- raketten : 8 motorer på SI første etappe ;
- Saturn IB- raketten : 8 motorer på S-IB første etappe .
Kilde
- ( fr ) Roger E. Bilstein (NASA), “ Stages to Saturn III. Fire, Smoke, and Thunder: The Engines - 4. CONVENTIONAL CRYOGENICS: THE H-1 and F-1 ” (åpnet 5. oktober 2009 ) .
- (fr) Denne artikkelen er helt eller delvis hentet fra den engelske Wikipedia- artikkelen med tittelen " Rocketdyne H-1 " ( se forfatterliste ) .