Aerojet M-1

Aerojet M-1 adalah salah satu mesin roket berbahan bakar hidrogen cair terbesar dan terkuat yang pernah dirancang dan diuji komponennya. Awalnya dikembangkan pada tahun 1950-an oleh Angkatan Udara AS. M-1 menawarkan daya dorong dasar sebesar 1.500.000 pound-force (6,67 meganewton) dan target pertumbuhan langsung sebesar 1.800.000 lb f (8 MN). Jika dibangun, M-1 akan lebih besar dan lebih efisien daripada F-1 terkenal yang menggerakkan tahap pertama roket Saturn V ke Bulan.

 Sejarah 
M-1 menelusuri sejarahnya ke studi Angkatan Udara AS dari akhir tahun 1950-an untuk kebutuhan peluncurannya pada tahun 1960-an. Pada tahun 1961, hal ini telah berkembang menjadi desain Sistem Peluncur Luar Angkasa. SLS terdiri dari serangkaian empat desain roket, semuanya dibangun di sekitar serangkaian pendorong bahan bakar padat dan tahap atas bertenaga hidrogen cair.

Model terkecil, yang dimaksudkan untuk meluncurkan Dyna-Soar, menggunakan dua inti padat berukuran 100 inci (2.500 mm) dan inti cair "A". Untuk memberi daya pada pendorong "A", Aerojet dikontrak untuk mengubah LR-87, yang digunakan dalam rudal Titan II, agar dapat beroperasi dengan hidrogen cair. Sebuah prototipe berhasil diuji antara tahun 1958 dan 1960. Studi awal inti padat berukuran 100 inci (2.500 mm) juga diserahkan kepada Aerojet, dimulai pada tahun 1959.

SLS juga membayangkan sejumlah desain yang jauh lebih besar yang dimaksudkan untuk meluncurkan pendaratan berawak di bulan dari Proyek Lunex Angkatan Udara. Lunex adalah misi pendaratan langsung, di mana satu wahana antariksa yang sangat besar akan terbang ke Bulan, mendarat, dan kembali. Untuk meluncurkan desain seperti itu ke orbit Bumi rendah (LEO), diperlukan pendorong yang sangat besar dengan muatan 125.000 lb (57.000 kg). Desain SLS yang lebih besar ini mengikuti garis dasar yang sama dengan pendorong Dynasoar yang lebih kecil, tetapi menggunakan bahan padat 180 inci (4.600 mm) yang jauh lebih kuat dan tahap cair "B" dan "C". Untuk menyediakan daya yang dibutuhkan, tahap cair memasang sekelompok dua belas J-2 . Untuk mengurangi kerumitan ini, Angkatan Udara juga meminta Aerojet memulai studi desain berbahan bakar hidrogen yang jauh lebih besar yang akan menggantikan dua belas J-2 dengan hanya dua mesin. Studi awal ini akhirnya akan muncul sebagai M-1, dengan daya dorong sebesar 1,2 juta pound.

Ketika NASA terbentuk pada tahun 1958, mereka juga mulai merencanakan pendaratan di bulan. Seperti Angkatan Udara, Proyek Apollo mereka awalnya lebih menyukai profil pendakian langsung, yang membutuhkan pendorong besar untuk meluncurkan pesawat ruang angkasa ke LEO. Sebelum NASA mengambil alih pekerjaan Saturnus milik Wernher von Braun untuk Angkatan Darat AS , mereka tidak memiliki desain roket besar sendiri, dan memulai program studi yang dikenal sebagai Nova untuk mempelajari berbagai pilihan. Awalnya, persyaratan muatan cukup terbatas, dan desain Nova yang disukai menggunakan tahap pertama dengan empat mesin F-1 dan muatan sekitar 50.000 lb (23.000 kg). Desain ini dipresentasikan kepada Presiden Dwight D. Eisenhower pada tanggal 27 Januari 1959.

Akan tetapi, kebutuhan wahana antariksa Apollo berkembang pesat, dan akhirnya memilih wahana antariksa seberat 10.000 pon (4.500 kg) ( CSM ) dengan tiga awak. Untuk meluncurkan wahana semacam itu ke Bulan, diperlukan muatan sebesar 125.000 pon (57.000 kg) ke LEO. Desain Nova dengan kemampuan ini segera disajikan dengan hingga delapan mesin F-1, bersama dengan tahap atas yang jauh lebih bertenaga yang membutuhkan mesin M-1. Jadi, untuk waktu yang singkat, M-1 digunakan pada desain dasar untuk program bulan NASA dan Angkatan Udara.

Pada tahun 1961, Presiden John F. Kennedy mengumumkan tujuan pendaratan manusia di Bulan sebelum dekade itu berakhir. Setelah perdebatan singkat, NASA memenangkan misi tersebut atas Angkatan Udara. Namun, Nova akan membutuhkan kemampuan manufaktur besar-besaran yang saat ini belum ada, dan tidak jelas apakah pembangunan pendorong dapat dimulai tepat waktu untuk pendaratan sebelum tahun 1970. Pada tahun 1962 mereka telah memutuskan untuk menggunakan desain Saturn V milik von Braun, yang melalui proses desain ulang untuk menghasilkan pendorong yang dapat digunakan yang dapat dibangun di fasilitas yang ada di Michoud, Louisiana.

 Peningkatan dorongan, lalu pembatalan 
Dengan dipilihnya Saturnus untuk misi bulan, pengerjaan Nova beralih ke era pasca-Apollo. Desain tersebut kembali ditargetkan untuk ekspedisi planet berawak, yaitu pendaratan berawak di Mars. Bahkan dengan menggunakan profil misi ringan seperti yang dipilih untuk Apollo, misi Mars memerlukan muatan yang sangat besar sekitar satu juta pon ke orbit Bumi yang rendah. Hal ini menyebabkan serangkaian studi desain kedua, yang juga dikenal sebagai Nova, meskipun pada dasarnya tidak terkait dengan desain sebelumnya.

Banyak desain baru menggunakan M-1 sebagai mesin tahap kedua, meskipun menuntut muatan yang jauh lebih tinggi. Untuk memenuhi tujuan ini, proyek M-1 ditingkatkan dari gaya 1,2 juta pon menjadi gaya nominal 1,5 juta pon, dan para perancang sengaja menambahkan lebih banyak kemampuan turbopump untuk memungkinkannya berkembang hingga setidaknya 1,8 juta dan berpotensi hingga 2,0 juta pon. Selain itu, M-1 bahkan dipertimbangkan untuk sejumlah desain tahap pertama, menggantikan F-1 atau padatan 180 inci (4.600 mm). Untuk peran ini, impuls spesifik dikurangi secara dramatis, dan tampaknya beberapa pertimbangan diberikan pada berbagai desain nosel yang mengembang untuk mengatasi hal ini.

Pengembangan M-1 berlanjut selama periode ini, meskipun ketika program Apollo diperluas, NASA mulai memotong pendanaan untuk proyek M-1 untuk menyelesaikan pengembangan yang terkait dengan Saturnus terlebih dahulu. Pada tahun 1965, proyek NASA lainnya mempelajari versi lanjutan dari Saturnus, mengganti gugusan lima J-2 pada tahap kedua S-II dengan satu M-1, lima J-2T (versi perbaikan dari J-2 dengan nosel aerospike), atau mesin bertekanan tinggi yang dikenal sebagai HG-3, yang kemudian menjadi pendahulu langsung dari SSME pesawat ulang- alik luar angkasa .

Pada tahun 1966, jelas bahwa tingkat pendanaan NASA saat ini tidak akan dipertahankan di era pasca-Apollo. Studi desain Nova berakhir tahun itu, dan begitu pula M-1. Kontrak M-1 terakhir berakhir pada tanggal 24 Agustus 1965, meskipun pengujian terus dilakukan dengan dana yang ada hingga Agustus 1966. Studi tentang J-2T berakhir pada saat yang sama. Meskipun HG-3 tidak pernah dibangun, desainnya menjadi dasar untuk Mesin Utama Pesawat Ulang-alik.

Laporan akhir (1966) menemukan:Development of a 1,500,000-lb-thrust /Nominal Vacuum/Liquid Hydrogen/Liquid Oxygen Engine Final Report, 30 Apr. 1962 - 4 Aug. 1966
 Kelayakan semua komponen utama Mesin M-1, kecuali ruang berpendingin dan rok berpendingin gas, ditunjukkan.
 Data kinerja diperoleh dan integritas mekanis ditetapkan untuk injektor, turbopump bahan bakar, turbopump oksidator, dan rakitan generator gas. Selain itu, ditetapkan bahwa komponen-komponen ini memuaskan untuk digunakan dalam mesin demonstrasi.

 Prototipe  
Selama tiga tahun masa proyek, total delapan ruang pembakaran dibangun (dua di antaranya unit uji tanpa pendingin), sebelas generator gas, empat pompa oksigen, serta empat pompa hidrogen yang sedang dalam proses penyelesaian.

Model pompa yang diperkecil digunakan selama desain/pengembangan hingga tahun 1963. 

 Keterangan 
M-1 menggunakan siklus generator gas , membakar sebagian hidrogen cair dan oksigennya dalam pembakar kecil untuk menghasilkan gas panas guna menjalankan pompa bahan bakar. Dalam kasus M-1, turbopump hidrogen dan oksigen sepenuhnya terpisah, masing-masing menggunakan turbinnya sendiri, alih-alih menjalankan keduanya dari poros daya yang sama. Pompa hidrogen dan oksigen merupakan salah satu yang terkuat yang pernah dibuat pada saat itu, menghasilkan 75.000 tenaga kuda untuk yang pertama, dan 27.000 hp (20.000 kW) untuk yang terakhir.

Pada sebagian besar desain Amerika, mesin generator gas akan membuang gas buang dari turbin ke laut. Dalam kasus M-1, gas buang yang dihasilkan relatif dingin, dan malah diarahkan ke pipa pendingin di bagian bawah skirt mesin. Ini berarti bahwa hidrogen cair dibutuhkan untuk pendinginan hanya pada area mesin yang sangat panas—ruang pembakaran, nosel, dan bagian atas skirt—yang mengurangi kerumitan perpipaan secara signifikan. Gas memasuki area skirt pada suhu sekitar 700 °F (371 °C), memanas hingga sekitar 1.000 °F (538 °C) sebelum dibuang melalui serangkaian nosel kecil di ujung skirt. Gas buang menambahkan daya dorong sebesar 28.000 lbf (120 kN).

Mesin dinyalakan dengan memutar pompa ke kecepatan operasi menggunakan gas helium yang disimpan dalam wadah bertekanan tinggi yang terpisah. Ini memulai aliran bahan bakar ke mesin utama dan generator gas. Mesin utama dinyalakan oleh semprotan bunga api yang diarahkan ke ruang pembakaran dari perangkat piroteknik. Penghentian dilakukan dengan hanya mematikan aliran bahan bakar ke generator gas, yang memungkinkan pompa melambat dengan sendirinya.

Penggunaan turbopump dan komponen terpisah lainnya memungkinkan berbagai bagian M-1 dibangun dan diuji secara individual.

 Ruang bakar dan injektor 
 Dorongan: 1,5 M lb (pada ketinggian 200.000 kaki) 
 Tekanan ruang dorong: 1.000 psia, : Tabel 1  1.200 psia untuk versi 1,8 M lb
 Diameter ruang dorong: 42 inci
 Bahan ruang dorong: 200 tabung baja tahan karat 347 , dalam jaket baut Inconel 718. 
 Tipe injektor: koaksial
 Bahan badan injektor: baja tahan karat 347 
 Jumlah elemen Injektor: Diperkirakan 1.200 hingga 3.000 
 Diameter tenggorokan nosel:

 Pembangkit gas  
 Membakar 110 lb/s (pengoksidasi:bahan bakar, 0,8)
 Tekanan pembuangan: 1100 psi
 Suhu pembuangan: 1.000 °F (538 °C)
 Gas buang generator gas dialirkan kembali ke nosel bawah untuk pendinginan

 Pompa turbo LOX 
 Aliran aksial
 RPM: 36.700 
 Tekanan masukan: 30 kaki (LOX)
 Peningkatan tekanan: 3.400 kaki (LOX); yaitu, 1.700 psi 
 Laju aliran: hingga 3.000 lb/detik, nominal 2.921 lb/detik 
 Beban dorong aksial pada bantalan: melebihi 30.000 lb 
 Bantalan: bola baja tahan karat 440C, dilumasi dengan oksigen, dengan "kandang Teflon berisi kaca"

 Pompa turbo LH 2  
 Turbin 2 tahap dengan pompa aliran aksial 10 tahap

 Lihat pula 
 BE-3 – mesin berbahan bakar hidrogen yang saat ini dioperasikan oleh Blue Origin
 SpaceX Raptor – mesin berbahan bakar metana yang dikembangkan oleh SpaceX
 Merlin – mesin operasional berbahan bakar minyak tanah oleh SpaceX
 BE-4 (Blue Engine 4) – mesin berbahan bakar metana yang dikembangkan oleh Blue Origin
 Wahana peluncur antariksa 
 Mesin roket 
 Pendorong vernier
 Rutherford
 RD-107
 NK-33
 RD-120
 RD-170 
 RD-0124
 RD-191
 RD-180
 RD-193
 RD-801
 RD-810
 YF-100
 YF-115
 YF-130

 Referensi 


 Mechanical design of the M-1 axial flow liquid hydrogen fuel pump
 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. 406p

 Activation and initial test operations, large rocket engine - Turbopump test facilities Technology report Aerojet General report on the development of the test facilities for the M-1 Turbopump
 Activation and Initial Test Operations, Large Rocket Engine - Thrust Chamber Test Facilities Technology Report Aerojet General report on the development of the test facilities for the M-1 Thrust Chamber
 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
 Design study of modification of m-1 liquid hydrogen turbopump for use in nuclear reactor test facility
 Analytical and experimental vibration analysis of the turbine buckets for the M-1 liquid oxygen turbopump
 Economic analysis of Perlite versus super insulation in liquid hydrogen storage and run vessels for the M-1 Program
 Aerodynamic design and estimated performance of a two-stage Curtis turbine for the liquid oxygen turbopump of the M-1 engine
 Investigation of the starting characteristics of the M-1 rocket engine using the analog computer
 Analysis of the M-1 liquid hydrogen turbopump shaft critical whirling speed and bearing loads
 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
 Cold-air performance evaluation of scale model oxidizer pump-drive turbine for the M-1 hydrogen-oxygen rocket engine. III - Performance of first stage with inlet-feedpipe-manifold assembly
 Cold-air performance evaluation of scale model oxidizer pump-drive turbine for the M-1 hydrogen-oxygen rocket engine. IV - Performance of first stage with modified inlet feedpipe-manifold assembly
 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
 Development of liquid oxygen cooled 110MM roller and tandem ball bearings at up to .5 x 106 DN values for the oxidizer turbopump of the M-1 engine Technology report
 Aerodynamic design - Model II turbine M-1 fuel turbopump assembly
 Analysis and experimental verification of axial thrust on the M-1 liquid oxygen turbopump
 M-1 engine test complex data acquisition systems
 The mechanical design of a two-stage impulse turbine for the liquid hydrogen turbopump of the M-1 engine
 Summary of observed results when chilling the M-1 fuel turbopump to liquid hydrogen temperature
 Mechanical design of a Curtis turbine for the oxidizer turbopump of the M-1 engine
 Hydraulic design of the M-1 liquid hydrogen turbopump
 Summary of materials technology of M-1 engine
 Cooled baffle development for M-1 engine using a subscale rocket engine
 M-1 injector development - Philosophy and implementation
 Cold-air performance evaluation of a scale- model fuel pump turbine for the M-1 hydrogen-oxygen rocket engine
 Application of Alloy 718 in M-1 engine components
 M-1 engine subscale injector tests
 Scale model study of flow patterns in the inlet manifold of the fuel pump drive turbine for the M-1 hydrogen-oxygen rocket engine
 M-1 injector development - Philosophy and implementation
 Hydrogen gas pressure vessel problems in the M-1 facilities
 Spin Test of Turbine Rotor NASA Contractor Report into spin tests of the turbine built for the M-1 Oxidizer Turbopump dated February 1972*

Kategori:Mesin roket yang menggunakan propelan hidrogen
Kategori:Mesin roket yang menggunakan siklus generator gas
Kategori:Mesin roket Amerika Serikat