El Rocketdyne H-1 era un motor cohete de propulsante líquido de 205.000 lbf (910 kN) de empuje que quemaba LOX y RP-1 . El H-1 fue desarrollado para su uso en las primeras etapas SI y S-IB de los cohetes Saturno I y Saturno IB , respectivamente, donde se utilizó en grupos de ocho motores. Después del programa Apolo, los motores H-1 sobrantes fueron rebautizados y reelaborados como motor Rocketdyne RS-27 con su primer uso en la serie Delta 2000 en 1974. Los motores RS-27 continuaron utilizándose hasta 1992, cuando se retiró la primera versión del Delta II , el Delta 6000. La variante RS-27A, que cuenta con un rendimiento ligeramente mejorado, también se utilizó en los cohetes Delta II y Delta III posteriores , y el primero voló hasta 2018. [1] [2]
El H-1 es uno de una serie de motores desarrollados a partir del misil balístico V-2 de la época de la guerra . Durante la guerra, North American Aviation (NAA) recibió varios motores V-2 de 59.600 lbf (264,9 kN) [3] para examinarlos y convertirlos del sistema métrico decimal al SAE . Formaron su "División de Propulsión" para encargarse de este trabajo, que más tarde se convertiría en Rocketdyne.
La NAA también había recibido una gran cantidad de documentación técnica sobre el motor. Los ingenieros que la estudiaban encontraron planes para mejorar el motor V-2 utilizando un nuevo inyector de combustible en "cascada". Los alemanes no pudieron hacer que el diseño funcionara y nunca entró en servicio. Los ingenieros de la NAA decidieron atacar este problema y rápidamente encontraron soluciones. Esto les permitió aumentar el empuje del diseño a 75.000 lbf (330 kN) y luego a 78.000 lbf (350 kN) para el misil Redstone .
La NAA también había estado trabajando en el proyecto del misil de crucero SM-64 Navaho , que utilizaba el mismo motor como propulsor para que el misil alcanzara la velocidad necesaria para que sus motores estatorreactores pudieran encenderse. La Fuerza Aérea exigía continuamente un mayor rendimiento del Navaho, lo que obligó a la NAA a construir misiles más grandes y propulsores más grandes para lanzarlo. A principios de la década de 1950, el diseño básico del motor se había ampliado para producir 120.000 lbf (530 kN).
Todos estos diseños, al igual que el V-2 que los generó, quemaban etanol , pero también se habían experimentado con otros combustibles, incluidos queroseno , gasóleo , disolvente de pintura , JP-4 y combustible para aviones JP-5 . En enero de 1953, Rocketdyne comenzó su programa "REAP" para convertir estos motores a un combustible de queroseno específico y bien diseñado específicamente para motores de cohetes, que se convirtió en RP-1 , especificado oficialmente en la Especificación Militar MIL-R-25576 en 1954.
En 1955, la Fuerza Aérea seleccionó una versión de combustión JP-4 del motor para impulsar su misil Atlas . El Ejército de los EE. UU. solicitó un aumento adicional a 150.000 lbf (670 kN) para su misil Júpiter , y la Fuerza Aérea utilizó la misma versión para su Thor , produciendo el Rocketdyne S-3D (o LR-79).
Todos estos motores se basaban en un concepto de diseño similar, con un "inyector en cascada", en el que se utilizaban muchos inyectores de combustible pequeños para rociar el combustible en llamas en la cámara de combustión principal. También compartían un sistema complejo para poner en marcha las turbobombas , utilizando un conjunto de tanques de combustible secundarios y tuberías que alimentaban el generador de gas y las cámaras de combustión principales mientras las bombas seguían llevando la presión a las líneas de combustible principales. Una serie compleja de válvulas electroneumáticas operaban los diversos flujos de combustible hasta que el motor arrancaba por completo.
Tras el éxito del S-3D en el Thor y el Júpiter, la empresa centró su atención en una versión radicalmente actualizada, conocida originalmente como S-3X, pero que más tarde se convertiría en el X-1. Este motor sustituyó el complejo sistema de válvulas y todos los sensores y componentes electrónicos que lo acompañaban por nuevas válvulas que funcionaban con la presión del propio combustible. Esto significaba que el complejo procedimiento de arranque estaba totalmente automatizado y funcionaba con el propio flujo de combustible.
Además, el X-1 eliminó todo el sistema de tanque de arranque y lo reemplazó con un pequeño motor cohete de combustible sólido que alimentaba su escape a través del generador de gas para hacer girar las turbobombas. Este cambio simplificó drásticamente la plomería del motor, a costa de convertir el diseño en un dispositivo de un solo disparo. Los motores anteriores podían, en teoría, reiniciarse en vuelo, pero con un solo cartucho de arranque, el X-1 solo podía arrancarse una vez.
Otro cambio fue la introducción de un encendedor que utilizaba un combustible pirofórico en lugar de las versiones de combustible sólido de los diseños anteriores. Los motores anteriores requerían que los encendedores se insertaran a través de orificios en el motor hasta la cámara de combustión, pero el nuevo sistema permitía que el combustible se rociara en el inyector principal. El combustible, trietilaluminio , se suministraba en un cubo con diafragmas que estallaban cuando el flujo de combustible en el inyector alcanzaba un umbral establecido.
Por último, el X-1 introdujo un nuevo sistema de lubricación que añadía una pequeña cantidad de aditivo al combustible RP-1 a medida que fluía por los distintos componentes. Este se introducía bajo presión en los distintos cojinetes del sistema de turbobomba, lubricándolo y disipando el calor.
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Saturn comenzó como un proyecto en papel para cumplir con un nuevo requisito del Departamento de Defensa de los EE. UU. para un vehículo de carga pesada capaz de levantar de 10.000 a 40.000 libras en la órbita baja terrestre (LEO), o acelerar de 6.000 a 12.000 libras hasta la velocidad de escape . Los lanzadores existentes podrían ampliarse para alcanzar 10.000 libras en LEO, por debajo de los requisitos. Se necesitaba un diseño nuevo y más grande, y en abril de 1957, Wernher von Braun entregó la tarea de diseño preliminar a Heinz-Hermann Koelle . [4]
La solución de Koelle para reducir el tiempo de desarrollo fue utilizar un conjunto de tanques de combustible de misiles Redstone y Jupiter, colocarlos sobre una única placa de empuje y luego unir los motores necesarios a la parte inferior de la placa. Los cálculos demostraron que se necesitaría un empuje total de aproximadamente 1 millón de libras , lo que limitaba en gran medida su selección de motores. En busca de diseños adecuados, Koelle se enteró del E-1 por George Sutton de Rocketdyne. [5] Rocketdyne estaba desarrollando este motor de 400.000 lbf (1.800 kN) para el misil Titan , y era el motor más grande que se acercaba a su introducción dentro del plazo que ARPA le dio a Wernher von Braun para desarrollar lo que entonces se conocía como el "Juno V". [6] El E-1 se había desarrollado originalmente como un motor de respaldo para el misil Titan , diseñado específicamente para que fuera lo más simple de desarrollar posible, en caso de que el Aerojet General LR-87 no funcionara. [7]
El lanzamiento del Sputnik en octubre de ese año provocó rápidos cambios en el establishment de la cohetería estadounidense. Para demostrar sus intenciones pacíficas, Estados Unidos decidió transferir sus diversos programas de cohetería no militares a una nueva agencia, que evolucionaría hasta convertirse en la NASA . Como el Ejército había perdido interés en los grandes cohetes, accedió a entregar el equipo ABMA de von Braun a la NASA, convirtiéndose en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales . [8] La entrega se llevaría a cabo en 1960. [8]
Poco después de que se hicieran estos planes, en julio de 1958 ARPA visitó ABMA y le dijo a von Braun que todavía tenían 10 millones de dólares en su presupuesto para gastar antes de la entrega, y preguntó si había alguna manera de usar el dinero de manera efectiva. Von Braun llamó a Koelle y les mostró un modelo del Juno V, pero los visitantes de ARPA notaron que el motor E-1 no estaría listo para 1960. [9] Después de una lluvia de ideas, decidieron que el mejor enfoque era hacer una pequeña actualización a los motores S-3D existentes de Rocketdyne para aumentarlos de 175.000 lbf (780 kN) a 200.000 lbf (890 kN), y usar ocho de estos motores en lugar de cuatro E-1. [9]
Cuando Koelle regresó a Rocketdyne en busca de una versión mejorada del S-3D, le presentaron el X-1 y sugirieron que se utilizara en lugar de una nueva versión mejorada del S-3. Aunque era experimental, el X-1 ya estaba en el rango de empuje adecuado y listo para su desarrollo completo. Se licitó un contrato para su desarrollo el 15 de agosto de 1958, [10] y a principios de 1959 el nombre había cambiado de Juno a Saturno, haciendo referencia a la sucesión como el planeta después de Júpiter, siendo el misil Júpiter el diseño anterior de ABMA. [11]
Al igual que todos los primeros motores de Rocketdyne, el H-1 utilizaba un inyector en cascada alimentado por turbobombas y refrigeraba el motor de forma regenerativa utilizando el combustible del motor. La cámara de combustión estaba formada por 292 tubos de acero inoxidable soldados en un horno. [12]
A diferencia del motor J-2 utilizado en la etapa S-IVB , el H-1 era un motor de un solo arranque. Podía encenderse varias veces (y los motores solían estar sujetos a dos o más pruebas estáticas de encendido antes de una misión para certificarlos para el vuelo ), pero no podía reiniciarse en vuelo, porque algunos componentes necesarios para la secuencia de arranque no eran reutilizables. En particular, las turbobombas eran impulsadas inicialmente por un generador de gas propulsante sólido (SPGG), que era esencialmente un pequeño cohete sólido y tenía que reemplazarse después de cada encendido.
Para poner en marcha el motor, se aplicó un voltaje de 500 V CA al SPGG, que encendió el propulsor sólido. Esto produjo gas caliente que se dejó acumular hasta alcanzar una presión de 600-700 psi , después de lo cual un diafragma que estallaba lo liberó en la turbina que impulsaba las turbobombas de combustible. Esto inició el proceso de bombeo de combustible y oxidante al generador de gas y al motor, y los gases calientes del SPGG proporcionaron la energía inicial necesaria para encender la mezcla de combustible y oxidante. Esto hizo que las turbobombas comenzaran a girar. Una vez que el RP-1 y el LOX comenzaron a quemarse en el generador de gas, el escape alimentó las turbobombas hasta que se apagó el motor.
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