H-1 (motor de foguete)
Motor foguete H-1
Um H-1 em exibição.
| Tipo de motor | Ciclo aberto (gerador de gás) |
|---|---|
| Ergols | RP-1 / oxigênio líquido |
| Impulso | 900 k N (no solo) |
| Pressão da câmara de combustão | 48 bares |
| Impulso específico |
• 255 s (sol) • 289 s (vazio) |
| Re-ignição | não |
| Motor dirigível | 6 ° em 2 eixos (hidráulico) |
| Massa | 1000 kg (seco) |
| Altura | 2,68 m |
| Diâmetro | 1,49 m |
| Relação empuxo / peso | 102,47 |
| Relatório de seção | 8 |
| Duração da operação | 155 s |
| usar | 1 st andar |
|---|---|
| Lançador | Saturn I , Saturn IB |
| Primeiro voo | 1963 |
| Status | Removido do serviço |
| País | Estados Unidos |
|---|---|
| Construtor | Rocketdyne |
O H-1 é um motor de foguete de empuxo de 900 k N (91 toneladas), desenvolvido no final da década de 1950 pelo fabricante americano de motores Rocketdyne . Queimando uma mistura de RP-1 (um tipo altamente refinado de querosene ) e oxigênio líquido , foi usado no primeiro estágio dos foguetes Saturn I e Saturn IB , nos quais oito desses motores foram instalados para propelir uma massa de cerca de 600 toneladas para o lançador mais pesado.
Histórico
Quando os primeiros tiros do foguete Saturno são erguidos em 1957 , Heinz-Hermann Koelle, seu projetista, decide propelir motores com quatro foguetes -E-1 (pol) . Este motor de empuxo de 188 toneladas estava em desenvolvimento para o míssil balístico Titan e, na época, era o motor mais potente disponível. Mas o motor não estava pronto antes de 1960 , foi decidido em 1958 substituí-lo por uma evolução de um motor existente, o S-3D , implementado nos mísseis balísticos Thor e Júpiter , e cujo empuxo seria fraco.
Descrição
Como todos os motores Rocketdyne dessa época, o H-1 usava um injetor de "chuveiro" alimentado por turbobombas e resfriado por um circuito de oxigênio líquido . O H-1 não pôde ser reiniciado, ao contrário do J-2 usado no segundo estágio do Saturn IB . A partida foi feita por meio de um cartucho de propelente sólido , que acionava uma turbina que acionava as bombas que traziam os propelentes para a câmara de combustão .
| Usando o motor | ||
|---|---|---|
| do voo SA-201 para SA-205 | Voo SA-206 e seguintes | |
| Impulso (nível do mar) | 890 kN (89 t .) | 910 kN |
| Duração da operação | 155 s | 155 s |
| Impulso específico | 289 s | 289 s |
| Peso seco | 830 kg | 1000 kg |
| Relação diâmetro garganta / saída do bico | 8: 1 | 8: 1 |
| Ergols | LOX e RP-1 | LOX e RP-1 |
| Taxa de mistura | 2,23 ± 2% | 2,23 ± 2% |
| Fluxo de combustível | (132 litros / s ) | |
| Fluxo de oxidante | (210 litros / s ) | |
| Pressão na câmara de combustão | 4,36 MPa | |
O motor foi usado em:
- O foguete Saturn I : 8 motores no primeiro estágio SI ;
- O foguete Saturn IB : 8 motores no primeiro estágio do S-IB .
Fonte
- ( fr ) Roger E. Bilstein (NASA), “ Stages to Saturn III. Fogo, fumaça e trovão: os motores - 4. CRIOGÊNICOS CONVENCIONAIS: H-1 e F-1 ” (acessado em 5 de outubro de 2009 ) .
- (fr) Este artigo foi retirado parcial ou totalmente do artigo da Wikipedia em inglês intitulado " Rocketdyne H-1 " ( ver lista de autores ) .