Aerojet M-1 был одним из самых больших и мощных жидкостных ракетных двигателей на жидком водороде , которые были спроектированы и испытаны по компонентам. Первоначально он был разработан в 1950-х годах ВВС США . M-1 предлагал базовую тягу 6,67 МН (1,5 миллиона фунтов силы ) и немедленный целевой рост 8 МН (1,8 миллиона фунтов силы). Если бы он был построен, M-1 был бы больше и эффективнее, чем знаменитый F-1 , который приводил в действие первую ступень ракеты Saturn V на Луну.
M-1 ведет свою историю от исследований ВВС США конца 1950-х годов для нужд запуска в 1960-х годах. К 1961 году они эволюционировали в конструкцию Space Launcher System . SLS состояла из серии из четырех конструкций ракет, все из которых были построены вокруг серии твердотопливных ускорителей и верхних ступеней, работающих на жидком водороде .
Самая маленькая модель, предназначенная для запуска Dyna-Soar , использовала два 100-дюймовых (2500 мм) твердых тела и жидкое ядро "A". Для питания ускорителя "A" Aerojet заключила контракт на переоборудование LR-87 , используемого в ракете Titan II , для работы на жидком водороде. Прототип был успешно испытан между 1958 и 1960 годами. Первоначальные исследования 100-дюймового (2500 мм) твердого тела также были переданы Aerojet, начиная с 1959 года.
SLS также предусматривал ряд гораздо более крупных конструкций, предназначенных для запуска пилотируемой лунной посадки проекта Lunex ВВС . Lunex был прямой посадочной миссией, в которой один очень большой космический корабль должен был лететь на Луну, приземляться и возвращаться. Для запуска такой конструкции на низкую околоземную орбиту (LEO) требовался очень большой ускоритель с полезной нагрузкой 125 000 фунтов (57 000 кг). Эти более крупные конструкции SLS следовали той же базовой схеме, что и меньший ускоритель Dynasoar, но использовали гораздо более мощные 180-дюймовые (4600 мм) твердые и жидкостные ступени «B» и «C». Чтобы обеспечить необходимую мощность, жидкостные ступени монтировались в кластер из двенадцати J-2 . Чтобы уменьшить эту сложность, ВВС также поручили Aerojet начать исследования гораздо более крупной конструкции на водородном топливе, которая заменила бы двенадцать J-2 всего с двумя двигателями. Результатом этих первоначальных исследований в конечном итоге стал двигатель М-1 с тягой 1,2 миллиона фунтов силы.
Когда в 1958 году было создано НАСА , они также начали планировать посадку на Луну. Как и ВВС, их проект «Аполлон» изначально отдавал предпочтение прямому профилю подъема , требующему большого ускорителя для запуска космического корабля на НОО. До того, как НАСА взяло на себя работу Вернера фон Брауна по программе «Сатурн» для армии США , у них не было собственных крупных проектов ракет, и они начали исследовательскую программу, известную как «Нова», для изучения ряда вариантов. Первоначально требования к полезной нагрузке были довольно ограниченными, и предпочтительные проекты «Нова» использовали первую ступень с четырьмя двигателями F-1 и полезной нагрузкой около 50 000 фунтов (23 000 кг). Эти проекты были представлены президенту Дуайту Д. Эйзенхауэру 27 января 1959 года.
Однако требования к космическому кораблю Apollo быстро росли, остановившись на космическом корабле весом 10 000 фунтов (4500 кг) ( CSM ) с экипажем из трех человек. Для запуска такого корабля на Луну требовалась огромная полезная нагрузка в 125 000 фунтов (57 000 кг) на LEO. Проекты Nova с такими возможностями были быстро представлены с восемью двигателями F-1, а также гораздо более мощными верхними ступенями, для которых требовался двигатель M-1. Таким образом, в течение короткого периода M-1 использовался в базовых проектах как для лунных программ NASA, так и для лунных программ ВВС.
В 1961 году президент Джон Ф. Кеннеди объявил о цели высадки человека на Луну до конца десятилетия. После короткого спора НАСА выиграло миссию у ВВС. Однако для Nova потребовались бы огромные производственные мощности, которых в то время не было, и было неясно, можно ли начать строительство ускорителей вовремя для высадки до 1970 года. К 1962 году они решили использовать конструкцию Saturn V фон Брауна , которая прошла процесс перепроектирования для производства пригодного к использованию ускорителя, который можно было бы построить на существующих объектах в Мишу, штат Луизиана .
С выбором Сатурна для лунных миссий работа над Nova перешла в эпоху после Аполлона. Проекты были переориентированы на пилотируемые планетарные экспедиции, а именно на высадку экипажа на Марс . Даже при использовании облегченного профиля миссии, выбранного для Аполлона, миссия на Марс требовала действительно массивной полезной нагрузки около миллиона фунтов на низкую околоземную орбиту. Это привело ко второй серии проектных исследований, также известных как Nova, хотя они по сути не были связаны с более ранними проектами.
Многие из новых проектов использовали M-1 в качестве двигателя второй ступени, хотя и требовали гораздо более высокой полезной нагрузки. Для достижения этих целей проект M-1 был повышен [ когда? ] с 1,2 миллиона фунтов силы до номинальных 1,5 миллиона фунтов силы, и конструкторы намеренно добавили больше возможностей турбонасоса , чтобы позволить ему расшириться по крайней мере до 1,8 миллиона и потенциально до 2,0 миллионов фунтов силы. [1] Кроме того, M-1 даже рассматривался для ряда проектов первой ступени вместо F-1 или 180-дюймовых (4600 мм) твердых тел. Для этой роли удельный импульс был значительно уменьшен, и, по-видимому, некоторое внимание было уделено различным конструкциям расширяющихся сопел для решения этой проблемы.
Разработка M-1 продолжалась в течение этого периода, хотя по мере расширения программы Apollo, NASA начало сокращать финансирование проекта M-1, чтобы сначала завершить разработки, связанные с Saturn. В 1965 году другой проект NASA [ который? ] изучал усовершенствованные версии Saturn, заменяя кластер из пяти J-2 на второй ступени S-II одним M-1, пятью J-2T (улучшенная версия J-2 с соплом Aerospike ) или двигателем высокого давления, известным как HG-3 , который позже стал прямым предшественником SSME Space Shuttle .
К 1966 году стало ясно, что нынешние уровни финансирования NASA не сохранятся в эпоху после «Аполлона». Исследования по проектированию Nova завершились в том же году, а вместе с ними и M-1. Последний контракт по M-1 истек 24 августа 1965 года, хотя испытания продолжались на имеющихся средствах до августа 1966 года. Исследования по J-2T завершились в то же время. Хотя HG-3 так и не был построен, его конструкция легла в основу главного двигателя космического челнока .
В окончательном отчете (1966) [2] установлено:
За три года реализации проекта было построено в общей сложности восемь камер сгорания (две из них — неохлаждаемые испытательные установки), одиннадцать газогенераторов, четыре кислородных насоса, а также четыре водородных насоса, которые находились в процессе завершения.
Уменьшенные модели насосов использовались при проектировании/разработке до 1963 года. [3]
M-1 использовал цикл газогенератора , сжигая часть своего жидкого водорода и кислорода в небольшой камере сгорания, чтобы обеспечить горячие газы для работы топливных насосов. В случае M-1 водородные и кислородные турбонасосы были полностью разделены, каждый использовал свою собственную турбину, а не работали от общего вала мощности. Водородные и кислородные насосы были одними из самых мощных, когда-либо построенных в то время, выдавая 75 000 лошадиных сил для первого и 27 000 л. с. (20 000 кВт) для второго.
В большинстве американских конструкций газогенераторный двигатель сбрасывал бы выхлопные газы из турбин за борт. В случае с М-1 полученные выхлопные газы были относительно холодными и вместо этого направлялись в охлаждающие трубы в нижней части юбки двигателя. Это означало, что жидкий водород был нужен для охлаждения только высокотемпературных областей двигателя — камеры сгорания, сопла и верхней части юбки — что значительно уменьшало сложность сантехники. Газ поступал в область юбки при температуре около 700 °F (371 °C), нагреваясь примерно до 1000 °F (538 °C) перед тем, как сбрасываться через ряд небольших сопел в конце юбки. Выхлопные газы добавляли 28 000 фунтов силы (120 кН) тяги.
Двигатель запускался вращением насосов до рабочей скорости с использованием гелия , хранящегося в отдельном контейнере высокого давления. Это запускало подачу топлива в главный двигатель и газогенератор. Главный двигатель зажигался распылением искр, направленных в камеру сгорания от пиротехнического устройства. Выключение достигалось простым отключением подачи топлива в газогенератор, позволяя насосам замедляться самостоятельно.
Использование отдельных турбонасосов и других компонентов позволило изготавливать и испытывать различные части М-1 по отдельности.