ロケットダイン F-1

F-1

ケネディ宇宙センターに展示されたF-1エンジン
原産国	アメリカ合衆国
初飛行	1967年11月9日(アポロ4号) ( 1967-11-09 )
最終便	1973年5月14日(スカイラブ1号) ( 1973-05-14 )
デザイナー	ロケットダイン
メーカー	ロケットダイン
関連LV	サターン V、サターン C-3、サターン C-4、サターン C-8
液体燃料エンジン
推進剤	LOX / RP-1
混合比	2.27:1 (69% LOX、31% RP-1)
サイクル	ガス発生器
パフォーマンス
推力、真空	7,770 kN (1,746,000 lbf)
推力、海面	6,770 kN (1,522,000 lbf)
推力重量比	94.1:1
チャンバー圧力	70 バール (1,015 psi; 7 MPa)
比推力、真空	304秒（2.98km/秒）
比推力、海面	263秒（2.58km/秒）
質量流量	LOX : 1,789 kg/s (3,945 lb/s) RP-1 : 788 kg/s (1,738 ポンド/s)
燃焼時間	150～163秒
寸法
長さ	5.6メートル（18.5フィート）
直径	3.7メートル（12.2フィート）
乾燥質量	8,400 kg (18,500 ポンド)
使用される場所
S-IC

F -1はロケットダイン社が開発したロケットエンジンである。このエンジンは1950年代後半に米国で開発されたガスジェネレータサイクルを採用しており、1960年代から1970年代初頭にかけてサターンVロケットに使用された。アポロ計画の主力打ち上げロケットとなったサターンVの各ロケットのS-IC第一段には、5基のF-1エンジンが使用された。F -1は、これまで開発された中で最も強力な単一燃焼室の液体燃料ロケットエンジンである。 ^[1]

ロケットダインは、1955 年にアメリカ空軍の超大型ロケット エンジンの要件を満たすために F-1 とE-1を開発した。E-1 は静的燃焼試験では成功したものの、すぐに技術的行き詰まりとみなされ、より大型で強力な F-1 に切り替えられた。空軍は、そのような大型エンジンの要件がなかったため、最終的に F-1 の開発を中止した。しかし、当時設立されたばかりのアメリカ航空宇宙局(NASA) は、非常に強力なエンジンの有用性を評価し、ロケットダインに開発の完了を委託した。F-1 コンポーネントの試験燃焼は、1957 年にはすでに行われていた。開発段階の F-1 の完全段階の最初の静的燃焼は、1959 年 3 月に行われた。最初の F-1 は、1963 年 10 月に NASA MSFCに納入された。1964 年 12 月、F-1 は飛行評価試験を完了した。試験は少なくとも 1965 年まで続けられた。^[2]

初期の開発テストでは、重大な燃焼不安定性の問題が明らかになり、それが壊滅的な故障を引き起こすこともありました。^[3]当初、この問題は断続的で予測不可能であったため、解決は遅々として進みませんでした。4 kHz の振動と 24 kHz までの高調波が観測されました。最終的に、エンジニアは、エンジンの点火中に、接線管 ( RDX、C-4、または黒色火薬を使用) を通して燃焼室の外側で小さな爆薬 (彼らはこれを「爆弾」と呼んでいました) を爆発させる診断技術を開発しました。これにより、作動中の燃焼室が圧力の変化にどのように反応するかを正確に判断し、これらの振動を無効にする方法を決定することができました。その後、設計者はさまざまな同軸燃料噴射装置の設計を迅速に実験し、最も不安定性に強いものを得ることができました。これらの問題は 1959 年から 1961 年にかけて対処されました。最終的に、エンジンの燃焼は非常に安定し、人工的に誘発された不安定性を 10 分の 1 秒以内に 自動的に減衰するようになりました。

F-1 エンジンは、これまで飛行した中で最も強力な単一ノズル液体燃料ロケット エンジンです。M -1 ロケット エンジンはより大きな推力が得られるように設計されましたが、コンポーネント レベルでのみテストされました。後に開発されたRD-170 は、はるかに安定しており、技術的に進歩しており、より効率的で、より大きな推力を生み出しますが、単一のポンプで供給される 4 つのノズルを使用します。F-1 は、燃料としてRP-1 (ロケット グレードのケロシン) を燃焼し、酸化剤として液体酸素(LOX) を使用しました。ターボ ポンプを使用して、燃料と酸素を燃焼室に注入しました。

F-1 の製造における注目すべき課題の 1 つは、推力室の再生冷却でした。化学技術者のデニス "ダン" ブレビックは、アル ボクステラーが作成した予備的な燃焼室チューブ バンドルとマニホールドの設計が確実に冷却されるようにするという課題に直面しました。本質的に、ブレビックの仕事は「溶けないようにする」ことでした。ブレビックはF-1 の流体力学的および熱力学的特性を計算し、彼と彼のチームは「飢餓」と呼ばれる問題を解決することができました。これは、静圧の不均衡がマニホールドの「ホット スポット」につながる場合です。F-1 推力室チューブ バンドル、補強バンド、マニホールドに使用された材料は、高温に耐えることができる耐火性ニッケル ベースの合金であるインコネル X750でした。 ^[4]

エンジンの心臓部は推力室で、ここで燃料と酸化剤を混合して燃焼させ、推力を生み出します。エンジン上部のドーム型の室は、インジェクターに液体酸素を供給するマニホールドとして機能し、また推力をロケット本体に伝えるジンバルベアリングのマウントとしても機能しました。このドームの下にはインジェクターがあり、混合と燃焼を促進するように燃料と酸化剤を推力室に導きます。燃料は別のマニホールドからインジェクターに供給され、燃料の一部はまず 178 本のチューブを通って推力室 (排気ノズルの上半分ほどを形成) の長さに沿って移動し、ノズルを冷却するために戻ります。

ガス発生器を使用してタービンを駆動し、タービンは別々の燃料ポンプと酸素ポンプを駆動し、それぞれがスラストチャンバーアセンブリに燃料を供給しました。タービンは 5,500 RPMで駆動され、55,000 ブレーキ馬力 (41 MW) を生成しました。燃料ポンプは 1 分間に 15,471 米ガロン (58,560 リットル) の RP-1 を供給し、酸化剤ポンプは 1 分間に 24,811 米ガロン (93,920 リットル) の液体酸素を供給しました。環境的には、ターボポンプは入力ガス 1,500 °F (820 °C) から液体酸素 -300 °F (-184 °C) までの温度に耐える必要がありました。構造的には、燃料はタービンベアリングの潤滑と冷却に使用されました。

推力室の下には、エンジンのおよそ半分の長さのノズル延長部がありました。この延長部により、エンジンの膨張比が10:1から16:1に増加しました。タービンからの排気は、大きなテーパーマニホールドによってノズル延長部に供給されました。この比較的冷たいガスは膜を形成し、ノズル延長部を高温の（5,800 °F（3,200 °C））排気ガスから保護しました。^[5]

1 機の F-1 は毎秒 5,683 ポンド (2,578 kg) の酸化剤と燃料を燃焼し、液体酸素 3,945 ポンド (1,789 kg) と RP-1 1,738 ポンド (788 kg) を燃焼して、1,500,000 lbf (6.7 MN、680 tf) の推力を生み出しました。これは毎秒 671.4 米ガロン (2,542 L) の流量に相当し、液体酸素 413.5 米ガロン (1,565 L) と RP-1 257.9 米ガロン (976 L) になります。 2分半の作動中、5基のF-1エンジンはサターンV型機を高度42マイル（222,000フィート、68km）まで、時速6,164マイル（9,920km/h）まで推進した。サターンV型機の5基のF-1エンジンの合計流量は3,357米ガロン（12,710L）^{[5] 、または毎秒28,415ポンド（12,890kg）であった。各F-1エンジンの推力は、}スペースシャトルのメインエンジン3基を合わせたよりも大きかった^[6]。

静的試験燃焼中、灯油ベースのRP-1燃料は、試験燃焼後にエンジン内に炭化水素の堆積物と蒸気を残した。エンジンの取り扱い中や将来の燃焼中に問題が発生するのを避けるために、これらをエンジンから除去する必要があり、各試験燃焼の直前と直後に、溶剤トリクロロエチレン（TCE）を使用してエンジンの燃料システムを洗浄した。洗浄手順では、エンジンの燃料システムにTCEをポンプで送り込み、エンジンと堆積物の重症度に応じて数秒から30～35分間溶剤をオーバーフローさせた。試験燃焼前に、エンジンのガス発生器とLOXドームもTCEでフラッシュされることもあった。^{[7] [8]} F-1ロケットエンジンは、打ち上げ準備中にLOXドーム、ガス発生器、および推力室燃料ジャケットをTCEでフラッシュした。^[8]

出典: ^{[5] [9]}

F-1 の推力と効率は、アポロ 8 号(SA-503) とアポロ 17 号(SA-512) の間で向上しました。これは、後のアポロ計画で増大するペイロード容量の要求を満たすために必要でした。特定のミッションにおけるエンジン間のパフォーマンスにはわずかな違いがあり、ミッション間での平均推力にも違いがありました。アポロ 15 号では、F-1 のパフォーマンスは次のとおりでした。

• 推力（平均、エンジンあたり、海面離陸時）：1,553,200 lbf（6.909 MN）
• 燃焼時間: 159秒
• 比推力: 264.72 秒 (2.5960 km/s)
• 混合比: 2.2674
• S-IC総海面離陸推力: 7,766,000 lbf (34.54 MN)

ロケットエンジンの推力の測定と比較は、一見したよりも複雑です。実際の測定に基づくと、アポロ 15 号の打ち上げ時の推力は 7,823,000 lbf (34.80 MN) で、これは F-1 の平均推力 1,565,000 lbf (6.96 MN) に相当し、指定値よりわずかに大きい値です。^{[引用が必要]}

1960年代、ロケットダインはF-1の改良開発に着手し、新しいエンジン仕様F-1Aを開発した。外見はF-1と非常によく似ているが、F-1Aはテストで約20%高い推力、1,800,000 lbf (8 MN) を生成し、アポロ後の時代の将来のサターンV型ロケットに使用されるはずだった。しかし、サターンV型エンジンの生産ラインはアポロ計画の終了前に閉鎖され、F-1Aエンジンは飛行しなかった。^[10]

サターンC-8とノヴァロケットの第1段に8基のF-1エンジンを使用する提案があった。1970年代以降、F-1エンジン設計をベースにした新しい使い捨てブースターを開発する提案が数多くなされてきた。これらには、サターン・シャトルや2013年のピリオス・ブースター（下記参照）が含まれる。 ^[10] 2013年現在^{[アップデート]}、初期研究段階を超えて進んだものはない。コメットHLLVは、メインコアに5基のF-1Aエンジン、各ブースターに2基ずつ使用する予定だった。^[11]

F-1 は、飛行した中で最大かつ最高の推力を持つ、単一チャンバー、単一ノズルの液体燃料エンジンです。より大きな固体燃料エンジンとしては、海面での打ち上げ推力が 1 基あたり 2,800,000 lbf (12.45 MN) のスペースシャトル固体ロケット ブースターなどがあります。ソビエト (現在のロシア) のRD-170 は、海面でエンジン 1 基あたり 1,630,000 lbf (7.25 MN) と、F-1 よりも高い推力を発揮できますが、燃焼不安定性の問題を解決するために、各エンジンは 1 基ではなく 4 基の燃焼室を使用しています。

NASAはスペース・ローンチ・システム（SLS）プログラムの一環として、先進的ブースター・コンペティションを実施しており、2015年に優勝ブースター構成を選定して終了する予定だった。2013年、マーシャル宇宙飛行センターのエンジニアは、故障のためアポロ11号から取り外されたオリジナルのF-1、シリアル番号F-6049を使用してテストを開始した。このエンジンは一度も使用されることはなく、長年スミソニアン協会に保管されていた。このテストは、将来の深宇宙飛行用途でこのエンジンの進化版を使用することを見越して、NASAがF-1の設計と推進剤に再度慣れることを目的としている。^[12]

2012年、プラット・アンド・ホイットニー、ロケットダイン、ダイネティクス社は、NASAの先進的ブースター計画に、液体ロケットブースターのピリオスという競合製品を発表しました。この計画は、スペース・ローンチ・システムの初期バージョン用に設計された5セグメントのスペースシャトル固体ロケットブースターのより強力な後継機を見つけることを目指しています。ピリオスは、ブースター1基につき、推力を高めて大幅に改造された2基のF-1Bエンジンを使用します。^{[13] [14]このエンジンは}比推力に潜在的に有利であるため、このF-1B構成（合計4機のF-1Bを使用）をSLSブロック2に統合すると、この機体は150トン（33万ポンド）を低軌道に運ぶことができる。^{[15]一方、計画されている固体燃料補助ロケットと4基のエンジンを搭載した}RS-25コアステージを組み合わせた場合、130トン（29万ポンド）が達成可能とされている。^[16]

F-1B エンジンの設計目標は、少なくとも飛行していない F-1A と同等のパワーを持ちながら、よりコスト効率の高いものにすることである。この設計では、大幅に簡素化された燃焼室、エンジン部品数の削減、タービン排気中間ノズルと「カーテン」冷却マニホールドを含む F-1 排気リサイクル システムの削除が組み込まれており、タービン排気には F-1B の短縮されたメイン ノズルの横に別の出口通路^[17]がある。部品コストの削減は、一部の金属部品の製造に選択的レーザー溶融法を使用することで促進されている。 ^{[13] [18]結果として得られた F-1B エンジンは、海面で 1,800,000 lbf (8.0 MN) の推力を生み出すことを目指しており、これは成熟した}アポロ 15 号F-1 エンジンが生み出した推力約 1,550,000 lbf (6.9 MN) より 15% 増加している。^{[13] [更新が必要]}

65基のF-1エンジンが13基のサターンVに搭載されて打ち上げられ、それぞれの第一段は大西洋に着陸した。このうち10基はほぼ同じ72度の飛行方位をたどったが、アポロ15号とアポロ17号はより南寄りの方位（それぞれ80.088度と91.503度）をたどった。スカイラブの打ち上げ機はより高い傾斜軌道（通常の32.5度に対して50度）に到達するために、より北寄りの方位を飛行した。^[19]

10 基の F-1 エンジンは、飛行しなかった 2 機の生産型サターン V に搭載されました。SA-514 の第 1 段はヒューストンのジョンソン宇宙センター(スミソニアン博物館が所有) に展示されており、SA-515 の第 1 段はミシシッピ州のジョン C. ステニス宇宙センターのINFINITY 科学センターに展示されています。

さらに10基のエンジンが、飛行予定のない地上試験用のサターンV 2機に搭載された。地上試験のレプリカであるS-IC-T 「全システム試験ステージ」は、フロリダ州ケネディ宇宙センターでサターンVの完成版の第一段として展示されている。動的試験機であるSA-500Dは、アラバマ州ハンツビルの米国宇宙ロケットセンターで展示されている。^[20]

試験用エンジンがオーストラリアのシドニーにあるパワーハウス博物館に展示されている。これはロケットダイン社が製造した114基の研究開発用エンジンのうち25番目で、35回点火された。このエンジンはスミソニアン国立航空宇宙博物館から博物館に貸し出されている。米国外で展示されている唯一のF-1である。^[21]

国立航空宇宙博物館から貸し出されたF-1エンジンがミシガン州ポーテージの航空動物園に展示されている。^[22]

F-1 エンジンはオクラホマシティのオクラホマ科学博物館の水平展示台に置かれている。^[要出典]

F-1 エンジン F-6049 は、アポロ展示の一部としてワシントン州シアトルの航空博物館に垂直に展示されています。 ^{[引用が必要]}

カリフォルニア州カノガパークの旧ロケットダイン工場の向かい、デソト通りにはロケットダイン社の製造者たちを記念するF-1エンジンが垂直に設置されている。このエンジンは1979年に設置され、1980年以降に向かい側の駐車場から移設された。^[23]

F-1 エンジンは、ニューメキシコ州アラモゴードにあるニューメキシコ宇宙歴史博物館の外に展示されています。^[要出典]

回収されたF-1の推力室はコスモスフィアに展示されている。^[24]ノズル延長部のない無傷のエンジンは屋外に展示されている。

2012年3月28日、アマゾン・ドット・コムの創業者ジェフ・ベゾスが資金提供したチームが、ソナー装置を使ってアポロ計画のF-1ロケットエンジンの位置を特定したと報告した。^[25]ベゾスは、フロリダ州ケープカナベラルの東約400マイル（640 km）の深さ14,000フィート（4,300 m）に沈んでいるエンジンのうち少なくとも1つを引き揚げる予定であると述べた。しかし、40年以上も水没していたエンジンの状態は不明であった。^[26] NASAのチャールズ・ボールデン長官は、ベゾスと彼のチームの発見を祝福し、成功を祈る声明を発表した。彼はまた、回収された遺物はNASAの所有物のままとなるが、回収された数に応じてスミソニアン協会や他の博物館に提供される可能性が高いというNASAの立場を確認した。^[27]

2013年3月20日、ベゾスはF-1エンジンの部品を地表に引き上げることに成功したと発表し、写真を公開した。ベゾスは「オリジナルのシリアル番号の多くが欠落しているか、部分的に欠落しているため、ミッションの特定が困難になるだろう。修復中にさらに多くの番号が見つかる可能性がある」と述べた。^[28] 回収船はシーベッド・ワーカーで、回収作業のためにベゾスが組織した専門家チームが乗船していた。^[29] 2013年7月19日、ベゾスは回収されたエンジンの1つのシリアル番号がロケットダインシリアル番号2044（NASA番号6044に相当）であることを明らかにした。これは、ニール・アームストロング、バズ・オルドリン、マイケル・コリンズがアポロ11号ミッションで月に到達するのを助けた#5（中央）エンジンである。^[30]回収された部品は、保存処理のためにハッチンソンのカンザス宇宙圏宇宙センター に運ばれた。 ^{[30] [29]}

2014年8月、2つの異なるF-1エンジンの部品が回収されたことが明らかになった。1つはアポロ11号から、もう1つは別のアポロ飛行から回収されたものであり、清掃されたエンジンの写真が公開された。ベゾスは、ワシントンDCの国立航空宇宙博物館を含むさまざまな場所でエンジンを展示することを計画している^[29]

2017 年 5 月 20 日、ワシントン州シアトルの航空博物館でアポロの常設展示がオープンし、アポロ 12 号ミッションで使用された第 3 エンジンの推力室と推力室インジェクター、アポロ 16 号の飛行に動力を供給したエンジンのガス発生器など、回収されたエンジンの遺品が展示されています。

• 軌道ロケットエンジンの比較

注記

文献

• アポロ15号プレスキット 2008年5月12日アーカイブ、Wayback Machineにて
• サターン V ロケット、飛行評価レポート、AS-510、MPR-SAT-FE-71-2、1971 年 10 月 28 日。

マニュアル

• 技術マニュアル R-3896-1: エンジンデータ F-1 ロケットエンジン
• 技術マニュアル R-3896-3 第 1 巻: F-1 ロケット エンジンの保守と修理
• 技術マニュアル R-3896-3 第 2 巻: F-1 ロケット エンジンの保守と修理
• 技術マニュアル R-3896-4: 図解部品分解 F-1 ロケットエンジン
• 技術マニュアル R-3896-5 第 1 巻: 地上支援機器および修理 F-1 ロケット エンジン
• 技術マニュアル R-3896-5 第2巻: 地上支援機器の保守と修理 F-1 ロケットエンジン
• 技術マニュアル R-3896-6: 断熱材の取り付けと修理 F-1 ロケットエンジン
• 技術マニュアル R-3896-9: 輸送用 F-1 ロケットエンジン
• 技術マニュアル R-3896-11: F-1 ロケットエンジン操作手順

ウィキメディア・コモンズには、 F-1 (ロケットエンジン)に関連するメディアがあります。

• 宇宙百科事典の E-1
• 宇宙百科事典の F-1
• 宇宙百科事典の F-1A
• NASA SP-4206 土星への段階 - NASA の土星打ち上げロケットの公式歴史
• F-1 エンジン操作説明書 (310MB)
• サターン V F-1 エンジン: アポロを歴史に刻む原動力 (Springer.com)
• 巨人たちを偲ぶ：アポロロケット推進開発、2009年、ジョン・C・ステニス宇宙センター。航空宇宙史モノグラフ第45号NASA
• NASA がいかにして巨大な F-1「月ロケット」エンジンを復活させたか
• 新しい F-1B ロケットエンジンは、推力 180 万ポンドでアポロ時代の設計をアップグレード
• MSFC 歴史事務所 F-1 ファクトシート
• アンソニー ヤング コレクション、アラバマ大学ハンツビル校アーカイブおよび特別コレクション F-1 エンジンの開発に関する研究資料。
• 米国宇宙ロケットセンター: 1965 年に行われた 5 基の F-1 エンジンすべての最初のテストがYouTubeで公開されています。