ロケットダイン H-1

H-1

ウドバー・ハジー・センターのH-1エンジン
原産国	アメリカ合衆国
初飛行	1961年10月27日 ( 1961-10-27 )
最終便	1975年7月15日 ( 1975-07-15 )
デザイナー	ロケットダイン
メーカー	ロケットダイン
応用	第一段階
後継	RS-27
状態	引退
液体燃料エンジン
推進剤	LOX / RP-1
サイクル	ガス発生器
構成
チャンバー	1
パフォーマンス
推力、海面	900 kN (200,000 lb f )
推力重量比	102.47
チャンバー圧力	700 psi (4,800 kPa)
比推力、真空	289秒（2.83km/秒）
比推力、海面	255秒（2.50km/秒）
燃焼時間	155秒
寸法
長さ	2.7メートル（8.8フィート）
直径	1.5メートル（4.9フィート）
乾燥質量	1,000 kg (2,200 ポンド)
使用される場所
サターンI、サターン1B

ロケットダイン H-1 は、 LOXとRP-1 を燃焼する推力 205,000 lbf (910 kN) の液体燃料ロケットエンジンでした。H-1 は、それぞれサターン Iロケット と サターン IBロケットの第一段SI とS-IBで使用するために開発され、8 基のエンジンのクラスターで使用されました。アポロ計画の後、余剰の H-1 エンジンはロケットダインRS-27エンジンとして再ブランド化され、 1974 年にデルタ 2000シリーズで初めて使用されました。RS-27 エンジンは、デルタ IIの最初のバージョンであるデルタ 6000 が退役した 1992 年まで使用され続けました。わずかに性能が向上した RS-27A バリアントは、後のデルタ II とデルタ IIIロケットでも使用され、前者は 2018 年まで飛行しました。^{[1] [2]}

H-1は、戦時中のV-2弾道ミサイルから開発された一連のエンジンの1つです。戦争中、ノースアメリカンアビエーション（NAA）は、59,600lbf（264.9kN）^[3]のV-2エンジン数台を検査し、メートル法からSAE法への変換を依頼されました。彼らはこの作業を担当するために「推進部門」を設立し、後にロケットダインとなりました。

NAA はエンジンに関する豊富な技術資料も提供されていた。それらを研究していたエンジニアたちは、新しい「ウォーターフォール」燃料噴射装置を使用して V-2 エンジンを改良する計画に出会った。ドイツ人はその設計をうまく機能させることができず、結局実用化には至らなかった。NAA のエンジニアたちはこの問題に取り組むことを決意し、すぐに解決策を思いついた。これにより、彼らは設計の推力を 75,000 lbf (330 kN) まで上げ、その後レッドストーン ミサイル用に 78,000 lbf (350 kN) まで上げることができた。

NAA はSM-64 ナバホ 巡航ミサイルプロジェクトにも取り組んでいました。このプロジェクトでは、同じエンジンをブースターとして使用してミサイルの速度を上げ、ラムジェットエンジンを点火できるようにしていました。空軍はナバホにより高い性能を要求し続け、NAA はより大きなミサイルとそれを打ち上げるためのより大きなブースターを製造せざるを得ませんでした。1950 年代初頭までに、エンジンの基本設計は 120,000 lbf (530 kN) を発生するように拡大されました。

これらの設計はすべて、その原型となった V-2 と同様にエタノールを燃焼させたが、灯油、ディーゼル油、ペイントシンナー、JP-4、JP-5ジェット燃料など、他の燃料も実験されていた。1953 年 1 月、ロケットダインはこれらのエンジンをロケットエンジン専用の特別に設計された灯油燃料に転換する「REAP」プログラムを開始し、これがRP-1となり、1954 年に軍事仕様 MIL-R-25576 で正式に指定された。

1955年、空軍はアトラスミサイルの動力源としてJP-4燃焼バージョンのエンジンを選択しました。アメリカ陸軍はジュピターミサイル用にさらに150,000lbf（670kN）への増強を要求し 、空軍はソーに同じバージョンを使用し、ロケットダインS-3D（またはLR-79）を製造しました。

これらのエンジンはすべて、同様の設計コンセプトに基づいており、多数の小型燃料噴射装置を使用して燃焼中の燃料を主燃焼室に噴射する「ウォーターフォール インジェクター」を特徴としていました。また、これらのエンジンは、ポンプが主燃料ラインに圧力をかけている間にガス ジェネレーターと主燃焼器に燃料を供給する一連の二次燃料タンクと配管を使用して、ターボポンプを始動するための複雑なシステムを共有していました。エンジンが完全に始動するまで、一連の複雑な電空弁がさまざまな燃料の流れを操作していました。

S-3D がソーとジュピターで成功裏に運用されたことで、同社は根本的に改良されたバージョンに注目するようになりました。当初は S-3X と呼ばれていましたが、後に X-1 となりました。このエンジンは、複雑なバルブ システムとそれに付随するすべてのセンサーおよび電子機器を、燃料自体の圧力で動作する新しいバルブに置き換えました。つまり、複雑な起動手順が完全に自動化され、燃料の流れ自体で駆動されるようになりました。

Additionally, the X-1 removed the entire start tank system and replaced it with a small solid fuel rocket engine that fed its exhaust through the gas generator to spin the turbopumps. This change dramatically simplified engine plumbing, at the cost of making the design a single-shot device. Earlier engines could, in theory, be restarted in flight, but with a single starter cartridge, the X-1 could be started once only.

Another change was to introduce an ignitor using a pyrophoric fuel in place of the solid fuel versions of earlier designs. The earlier engines required the ignitors to be inserted through holes in the engine into the combustion chamber, but the new system allowed the fuel to be sprayed into the main injector. The fuel, triethylaluminum, was delivered in a cube with diaphragms that burst when the fuel flow in the injector reached a set threshold.

Finally, the X-1 introduced a new lubrication system that added a small amount of additive to the RP-1 fuel as it flowed through the various components. This was fed under pressure into the various bearings in the turbopump system, both lubricating it and carrying away heat.

Saturn started as a paper project to meet a new US Department of Defense requirement for a heavy-lift vehicle able to lift 10,000 to 40,000 pounds into low Earth orbit (LEO), or accelerating 6,000 to 12,000 lb to escape velocity. Existing launchers might be extended to reach 10,000 lb to LEO, below the requirements. A new and larger design was needed, and in April 1957, Wernher von Braun handed the preliminary design task to Heinz-Hermann Koelle.^[4]

開発期間を短縮するためのコエレの解決策は、レッドストーンとジュピターのミサイルの燃料タンクのクラスターを使用し、それらを単一の推力プレートの上に置き、必要なエンジンをプレートの底部に取り付けることだった。計算により、合計で約100万ポンドの推力が必要であることが示され、エンジンの選択肢が大幅に制限された。適切な設計を探していたコエレは、ロケットダインのジョージ・サットンからE-1について知った。^{[5]ロケットダインは、}タイタンミサイル 用にこの400,000 lbf (1,800 kN) のエンジンを開発していたが、これは、当時「ジュノV」と呼ばれていたものを開発するためにARPAがヴェルナー・フォン・ブラウンに与えた時間枠内で導入が近づいた最大のエンジンだった。 ^[6] E-1はもともとタイタンミサイルのバックアップエンジンとして開発され、エアロジェットゼネラルLR-87がうまくいかなかった場合に備えて、開発が可能な限り簡単になるように特別に設計された。 ^[7]

同年10月のスプートニクの打ち上げは、米国のロケット業界に急速な変化をもたらした。平和目的を示すため、米国はさまざまな非軍事ロケットプログラムを新しい機関に移管することを決定し、これがNASAとして発展した。陸軍は大型ロケットへの関心を失っていたため、フォン・ブラウンのABMAチームをNASAに引き渡すことに同意し、マーシャル宇宙飛行センターとなった。^[8]引き渡しは1960年に行われた。^[8]

これらの計画が立てられて間もなく、1958年7月にARPAがABMAを訪れ、フォン・ブラウンに、移管までに使える予算がまだ1000万ドルあることを伝え、その資金を有効に活用する方法はないかと尋ねた。フォン・ブラウンはコエレを呼び、ジュノVの模型を見せたが、ARPAの訪問者はE-1エンジンは1960年までに完成しないだろうと指摘した。^[9]彼らはブレインストーミングを行い、ロケットダインの既存のS-3Dエンジンをマイナーアップグレードして175,000 lbf (780 kN) から200,000 lbf (890 kN) に増強し、4基のE-1の代わりにこのエンジンを8基使うのが最善のアプローチだと決定した。^[9]

コエレがロケットダイン社に戻ってS-3Dのアップグレード版を探していたところ、同社は代わりにX-1を提示し、S-3のさらなるアップグレードの代わりにこれを使用することを提案した。実験的ではあったが、X-1はすでに適切な推力範囲にあり、完全な開発の準備ができていた。開発契約は1958年8月15日に入札され、^[10] 1959年初頭までに名前はジュノーからサターンに変更された。これは木星の次の惑星を指しており、ジュピターミサイルは以前のABMA設計であった。^[11]

ロケットダイン社の初期のエンジンと同様に、H-1はターボポンプから燃料を供給するウォーターフォールインジェクターを使用し、エンジンの燃料を使用してエンジンを再生冷却しました。燃焼室は炉でろう付けされた292本のステンレス鋼管で作られていました。^[12]

S-IVBステージで使用されたJ-2エンジンとは異なり、H-1 はシングル スタート エンジンでした。複数回の点火が可能で、通常、エンジンは飛行適格性を確認するためにミッション前に 2 回以上の静的テスト点火が行われますが、起動シーケンスに必要な一部のコンポーネントが再利用できないため、飛行中に再起動することはできませんでした。特に、ターボ ポンプは当初、固体推進ガス ジェネレーター(SPGG)によって駆動されていましたが、これは基本的に小型の固体ロケットであり、点火のたびに交換する必要がありました。

エンジンを始動するには、固体燃料推進剤に点火する 500V の交流電圧を SPGG に印加します。これにより高温ガスが生成され、圧力が 600～700 psiに達するまで上昇します。その後、ダイヤフラムが破裂してタービンに放出され、燃料ターボポンプを駆動します。これにより、燃料と酸化剤がガス発生器とエンジンに送り込まれるプロセスが開始され、SPGG からの高温ガスが燃料/酸化剤混合物に点火するために必要な初期エネルギーを提供します。これにより、ターボポンプが回転を開始します。RP-1 と LOX がガス発生器で燃焼し始めると、エンジンが停止するまで排気がターボポンプに動力を供給します。

• 請負業者: NAA/Rocketdyne
• ロケット用途:サターン I / SI 1 段目 – 8 基のエンジン
• ロケット用途:サターンIB / S-IB 1段目 – 8基のエンジン

この記事には、アメリカ航空宇宙局 のウェブサイトまたは文書からのパブリック ドメインの資料が組み込まれています。

• ビルシュタイン、ロジャー E. (1996)。『土星への段階: アポロ/サターン打ち上げロケットの技術史』NASA 歴史シリーズ。ワシントン: NASA。ISBN 978-0-16-048909-92004年10月15日時点のオリジナルよりアーカイブ。
• ニューフェルド、マイケル・J. (2007)。フォン・ブラウン：宇宙の夢想家、戦争のエンジニア。ニューヨーク：アルフレッド・A・ノップフ。ISBN 978-0-307-26292-9。
• スカイラブ サターン IB 飛行マニュアル、1972 年 9 月 30 日
• *ヤング、アンソニー（2008年）。サターンV F-1エンジン：アポロを歴史に刻む原動力。シュプリンガー。ISBN 978-0387096292。