El Aerojet M-1 fue uno de los motores de cohetes de combustible líquido alimentados con hidrógeno líquido más grandes y potentes que se hayan diseñado y probado sus componentes. Fue desarrollado originalmente durante la década de 1950 por la Fuerza Aérea de los EE. UU . El M-1 ofrecía un empuje base de 6,67 MN (1,5 millones de lbf ) y un objetivo de crecimiento inmediato de 8 MN (1,8 millones de lbf). De haberse construido, el M-1 habría sido más grande y más eficiente que el famoso F-1 que impulsó la primera etapa del cohete Saturno V a la Luna.
El origen del M-1 se remonta a los estudios que la Fuerza Aérea de los Estados Unidos realizó a fines de la década de 1950 para sus necesidades de lanzamiento en la década de 1960. En 1961, estos habían evolucionado hasta convertirse en el diseño del Sistema de Lanzamiento Espacial . El SLS consistía en una serie de cuatro diseños de cohetes, todos construidos en torno a una serie de propulsores de combustible sólido y etapas superiores impulsadas por hidrógeno líquido .
El modelo más pequeño, destinado a lanzar el Dyna-Soar , utilizaba dos núcleos sólidos de 100 pulgadas (2500 mm) y un núcleo líquido "A". Para impulsar el propulsor "A", se contrató a Aerojet para convertir un LR-87 , utilizado en el misil Titan II , para que funcionara con hidrógeno líquido. Se probó con éxito un prototipo entre 1958 y 1960. Los estudios iniciales del núcleo sólido de 100 pulgadas (2500 mm) también se entregaron a Aerojet, a partir de 1959.
El SLS también previó una serie de diseños mucho más grandes destinados a lanzar el aterrizaje lunar tripulado del Proyecto Lunex de la Fuerza Aérea . Lunex era una misión de aterrizaje directo, en la que una sola nave espacial muy grande volaría a la Luna, aterrizaría y regresaría. Para lanzar un diseño de este tipo a la órbita baja terrestre (LEO), se necesitaría un propulsor muy grande con una carga útil de 125.000 libras (57.000 kg). Estos diseños SLS más grandes seguían el mismo esquema básico que el propulsor Dynasoar más pequeño, pero utilizaban sólidos de 180 pulgadas (4.600 mm) mucho más potentes y las etapas líquidas "B" y "C". Para proporcionar la potencia requerida, las etapas líquidas montaban un grupo de doce J-2 . Para reducir esta complejidad, la Fuerza Aérea también hizo que Aerojet iniciara estudios de un diseño mucho más grande alimentado con hidrógeno que reemplazaría a los doce J-2 con solo dos motores. Estos estudios iniciales finalmente surgirían como el M-1, con un empuje de 1,2 millones de libras de fuerza.
Cuando la NASA se formó en 1958, también comenzó a planificar un aterrizaje lunar. Al igual que la Fuerza Aérea, su Proyecto Apolo inicialmente favoreció un perfil de ascenso directo , requiriendo un gran propulsor para lanzar la nave espacial a la órbita baja lunar. Antes de que la NASA se hiciera cargo del trabajo de Wernher von Braun en Saturno para el Ejército de los EE. UU ., no tenían diseños de cohetes grandes propios, y comenzaron un programa de estudio conocido como Nova para estudiar una variedad de opciones. Inicialmente, los requisitos de carga útil eran bastante limitados, y los diseños de Nova favorecidos usaban una primera etapa con cuatro motores F-1 y una carga útil de aproximadamente 50,000 lb (23,000 kg). Estos diseños fueron presentados al presidente Dwight D. Eisenhower el 27 de enero de 1959.
Sin embargo, los requisitos de la nave espacial Apolo aumentaron rápidamente, y se decidió que se utilizaría una nave espacial de 4.500 kg (10.000 lb) (la CSM ) con una tripulación de tres personas. Para lanzar una nave de este tipo a la Luna se necesitaba una enorme carga útil de 57.000 kg (125.000 lb) en órbita terrestre baja. Los diseños de Nova de esta capacidad se presentaron rápidamente con hasta ocho motores F-1, junto con etapas superiores mucho más potentes que exigían el motor M-1. Por lo tanto, durante un breve período, el M-1 se utilizó en los diseños de referencia de los programas lunares de la NASA y de la Fuerza Aérea.
En 1961, el presidente John F. Kennedy anunció el objetivo de llevar a un hombre a la Luna antes de que terminara la década. Después de una breve discusión, la NASA ganó la misión frente a la Fuerza Aérea. Sin embargo, Nova requeriría una capacidad de fabricación masiva que no existía en ese momento, y no estaba claro que la construcción del cohete pudiera comenzar a tiempo para un aterrizaje antes de 1970. En 1962, decidieron utilizar el diseño del Saturno V de von Braun , que pasó por un proceso de rediseño para producir un cohete utilizable que pudiera construirse en las instalaciones existentes en Michoud, Luisiana .
Con la selección de Saturno para las misiones lunares, el trabajo en Nova se centró en la era posterior a Apolo. Los diseños se reorientaron para expediciones planetarias tripuladas, en concreto, un aterrizaje tripulado en Marte . Incluso utilizando un perfil de misión ligero como el seleccionado para Apolo, una misión a Marte requería una carga útil verdaderamente masiva de alrededor de un millón de libras en la órbita baja de la Tierra. Esto condujo a una segunda serie de estudios de diseño, también conocidos como Nova, aunque esencialmente no estaban relacionados con los diseños anteriores.
Muchos de los nuevos diseños utilizaron el M-1 como motor de segunda etapa, aunque exigía cargas útiles mucho mayores. Para cumplir con estos objetivos, el proyecto M-1 se mejoró [ ¿cuándo? ] de 1,2 millones de libras de fuerza a una fuerza nominal de 1,5 millones de libras, y los diseñadores agregaron deliberadamente más capacidad de turbobomba para permitir que se expandiera a al menos 1,8 millones y potencialmente hasta 2,0 millones de libras de fuerza. [1] Además, el M-1 incluso se consideró para varios diseños de primera etapa, en lugar del F-1 o los sólidos de 180 pulgadas (4600 mm). Para esta función, el impulso específico se redujo drásticamente, y parece que se consideraron varios diseños de boquillas expansibles para abordar esto.
El desarrollo del M-1 continuó durante este período, aunque a medida que el programa Apolo se expandía, la NASA comenzó a recortar la financiación del proyecto M-1 para completar primero los desarrollos relacionados con Saturno. En 1965, otro proyecto de la NASA [ ¿cuál? ] estudió versiones avanzadas del Saturno, reemplazando el grupo de cinco J-2 en la segunda etapa S-II con un M-1, cinco J-2T (una versión mejorada del J-2 con una tobera aerospike ) o un motor de alta presión conocido como HG-3 , que más tarde se convertiría en el predecesor directo del SSME del transbordador espacial .
En 1966, estaba claro que los niveles actuales de financiación de la NASA no se mantendrían en la era posterior al Apolo. Los estudios de diseño de Nova finalizaron ese año, y con ellos el M-1. El último contrato del M-1 expiró el 24 de agosto de 1965, aunque las pruebas continuaron con los fondos existentes hasta agosto de 1966. Los estudios sobre el J-2T finalizaron al mismo tiempo. Aunque el HG-3 nunca se construyó, su diseño formó la base para el motor principal del transbordador espacial .
El informe final (1966) [2] concluyó:
Durante los tres años de duración del proyecto se construyeron un total de ocho cámaras de combustión (dos de ellas unidades de prueba sin refrigeración), once generadores de gas, cuatro bombas de oxígeno, así como cuatro bombas de hidrógeno que estaban en proceso de finalización.
Durante el diseño y desarrollo hasta 1963 se utilizaron modelos reducidos de las bombas. [3]
El M-1 utilizaba el ciclo de generador de gas , quemando parte de su hidrógeno líquido y oxígeno en una pequeña cámara de combustión para proporcionar gases calientes para hacer funcionar las bombas de combustible. En el caso del M-1, las turbobombas de hidrógeno y oxígeno estaban completamente separadas, cada una utilizando su propia turbina, en lugar de hacer funcionar ambas con un eje de transmisión común. Las bombas de hidrógeno y oxígeno eran algunas de las más potentes jamás construidas en ese momento, produciendo 75.000 caballos de fuerza para la primera y 27.000 hp (20.000 kW) para la segunda.
En la mayoría de los diseños estadounidenses, un motor generador de gas arrojaría los gases de escape de las turbinas por la borda. En el caso del M-1, los gases de escape resultantes eran relativamente fríos y se dirigían a los tubos de refrigeración en la parte inferior del faldón del motor. Esto significaba que se necesitaba hidrógeno líquido para enfriar solo las áreas de alta temperatura del motor (la cámara de combustión, la tobera y la parte superior del faldón), lo que reducía considerablemente la complejidad de las tuberías. El gas entraba en el área del faldón a unos 700 °F (371 °C), calentándose a unos 1000 °F (538 °C) antes de ser arrojado a través de una serie de pequeñas toberas en el extremo del faldón. Los gases de escape añadían 28 000 lbf (120 kN) de empuje.
El motor se puso en marcha haciendo girar las bombas hasta alcanzar la velocidad de funcionamiento utilizando gas helio almacenado en un recipiente de alta presión separado. Esto inició el flujo de combustible hacia el motor principal y el generador de gas. El motor principal se encendió mediante una lluvia de chispas dirigidas a la cámara de combustión desde un dispositivo pirotécnico. El apagado se logró simplemente apagando el flujo de combustible hacia el generador de gas, lo que permitió que las bombas redujeran su velocidad por sí solas.
El uso de turbobombas y otros componentes separados permitió que las distintas partes del M-1 se construyeran y probaran individualmente.