Aerojet M-1
Aerojet M-1 je bil predlagani raketni motor na tekoče gorivo. Če bi bil zgrajen, bi bil največji in najmočnejši raketni motor na vodik. Razvijal naj bi 6,67 MN potiska, z možnostjo povečanja dizajna do 8 MN. M-1 je uporabljal izvedbo plinski generator (gas generator), pri katerem se je del kisika in vodika porabil za poganjanje dveh turbočrpalk. Običajni motorji imajo po navadi dve črpalki, ki si delita isto turbino. M-1 je imel za razliko eno turbočrpalko za vodik (moč 75000 KM) in drugo za kisik (25000 KM), vsaka s svojo turbino. Pri običajnih "gas generator" ciklih se izpušne pline enostavno izpusti, pri M-1 pa so se uporabljali za hlajenje in so potem ekspandirali in pri tem generirali 120 kN potiska. Motor se je ugasnil tako, da se je preprečil dotoj goriva v plinski generator.
Raketni motor F-1, ki se je uporabljal na lunarni raketi Saturn V je razvijal skoraj isti potisk in sicer 6,67 MN. F-1 je za razliko uporabljal kerozin (RP-1) in je imel manjši specifični impulz 263 s na nivoju morja.
Specifikacije (M-1)[uredi | uredi kodo]
- Gorivo in oksidator: tekoči vodik in tekoči kisik
- Izvedba: plinski generator
- Potisk: 1500000 lbf (6,67 MN) na nivoju morja
- Pritisk v komori: 1000 psi
- Specifični impulz: 428 sekund (4,20 km/s)
Glej tudi[uredi | uredi kodo]
Bibliografija[uredi | uredi kodo]
- Dankhoff, Walter F. (Oktober 1963). The M-1 Rocket Engine Project (PDF). Washington, D.C.: NASA. Arhivirano iz prvotnega spletišča (PDF) dne 22. maja 2013. Pridobljeno 23. decembra 2014.
Nasini .pdf dokumenti:
- Development of a 1,500,000-lb-thrust /nominal vacuum/ liquid hydrogen/liquid oxygen engine Final report, 30 Apr. 1962 - 4 Aug. 1966 NASA document covering the M-1 Project from inception to completion.
- Development of LO2/LH2 Gas Generators for the M-1 Engine NASA document covering the development of the gas generators for the M-1 engine
- Development of liquid oxygen/liquid hydrogen thrust chamber for the M-1 engine NASA document covering the development of the M-1 thrust chamber
- Cold-air performance evaluation of scale model oxidizer pump-drive turbine for the M-1 hydrogen-oxygen rocket engine. I - Inlet feedpipe-manifold assembly
- Cold-air performance evaluation of scale model oxidizer pump-drive turbine for the M-1 hydrogen-oxygen rocket engine. II - Overall two-stage performance
- Design and development of liquid hydrogen cooled 120mm roller, 110mm roller, and 110mm tandem ball bearings for M-1 fuel turbopump
- Valve lipseals M-1 sleeve-type thrust chamber valve