로켓다인 J-2

Rocketdyne J-2
J-2
J-2 test firing.jpg
J-2 시험 발사
원산지미국
첫 비행1966년 2월 26일 (AS-201)
마지막 비행1975년 7월 15일 (ASTP)
디자이너MSFC/로켓다인
제조원로켓다인
어플상단 엔진
어소시에이트새턴 IB(S-IVB)
새턴 V(S-II 및 S-IVB)
후계자HG-3
J-2X
상황은퇴한
액체 연료 엔진
추진제액체 산소 / 액체 수소
혼합비5.5:1
사이클가스 발생기
배열
노즐비27.5:1
성능
추력, 진공1,033.1kN (232,250파운드f)
스러스트, 해수면486.2kN(109,302파운드f)
추력 대 중량비73.18
챔버 압력5,260 킬로파스칼(763 psi)
특정 임펄스, 진공421초(4.13km/s)
특정 임펄스, 해수면200초(2.0km/s)
굽는 시간500초
치수
길이3.4 미터 (11.1 피트)
직경2.1미터(6.8피트)
건조 중량1,788.1kg (3,942파운드)
레퍼런스
레퍼런스[1][2][3]
메모들데이터는 SA-208/SA-504 버전용입니다.

J-2는 나사의 새턴 IB와 새턴 V 발사체에 사용되는 액체 연료의 극저온 로켓 엔진이다.미국에서 로켓다인이 제작한 J-2는 극저온 액체수소(LH2)와 액체산소(LOX) 추진제를 연소시켰으며 각 엔진은 진공 상태에서 1,033.1kN(23250파운드f)의 추진력을 낸다.이 엔진의 예비 설계는 1959년 실버스타인 위원회의 권고 사항으로 거슬러 올라갑니다.로켓다인은 1960년 6월 J-2 개발 승인을 받았으며 1966년 2월 26일 첫 비행인 AS-201이 이루어졌다.J-2는 엔진의 성능을 향상시키기 위해 작동 이력에 걸쳐 몇 번의 사소한 업그레이드를 거쳤으며, 드 라발 노즐형 J-2S와 에어로스파이크형 J-2T라는 두 가지 주요 업그레이드 프로그램이 아폴로 프로그램 종료 후 취소되었다.

이 엔진은 진공 상태에서 421초(4.13km/s)의 비임펄스(Isp)를 생성했으며(해발에서는 200초(2.0km/s)), 질량은 약 1,788kg(3,942lb)였습니다.Saturn V의 S-II 2단에는 5기의 J-2 엔진이 사용되었고 Saturn IB와 Saturn V 양쪽 모두에 사용되는 S-IVB 상단에는 1기의 J-2 엔진이 사용되었습니다.또한 더 큰 로켓인 노바의 상단에는 다양한 수의 J-2 엔진이 사용되었습니다.J-2는 RS-25 이전에 미국에서 가장 큰 LH2 연료 로켓 엔진이었다.현대화된 엔진인 J-2X는 NASA의 대체 우주 왕복선인 우주 발사 시스템의 지구 출발 단계에서 사용될 것으로 고려되었다.

당시 사용되던 대부분의 액체연료 로켓 엔진과 달리, J-2는 새턴 V-IVB 3단을 타고 비행할 때 정지 후 재시동되도록 설계되었다.약 2분간 지속된 첫 번째 화재는 아폴로 우주선을 낮은 지구 주차 궤도에 올려놓았다.우주선이 정상 작동 중임을 승무원들이 확인한 후, J-2는 반달주사를 위해 재점화되었고, 6.5분 동안 연소되어 달로 향하는 항로로 가속되었다.

구성 요소들

J-2 엔진을 통한 추진제 흐름도

스러스트 챔버 및 짐벌 시스템

J-2의 스러스트 챔버 어셈블리는 모든 엔진 구성 요소를 위한 마운트 역할을 했으며 스러스트 챔버 본체, 인젝터 및 돔 어셈블리, 짐벌 베어링 어셈블리 및 증강 스파크 점화 [2]스위치로 구성되었습니다.

스러스트 챔버는 0.30mm(0.012인치) 두께의 스테인리스강 튜브로 구성되었으며, 세로 방향으로 적층하고 용해로 브레이징하여 단일 유닛을 형성했습니다.챔버는 27.5:1의 확장 면적비로 종 모양으로 되어 있어 고도에서 효율적으로 작동하며 연료에 의해 회생 냉각되었다.스러스트 챔버 목구멍과 출구 중간 지점에 위치한 매니폴드에서 유입되는 연료로, 압력이 6,900kPa(1,000psi)를 초과합니다.챔버를 냉각할 때, 연료는 180개의 튜브를 통해 아래로 1/2 통과하고 360개의 튜브를 통해 스러스트 챔버 인젝터로 완전히 반환되었습니다.추진제가 인젝터를 통과하면 증강 불꽃 점화기에 의해 점화되고 연소되어 배출된 연소 가스에 고속을 전달하여 [2]추력을 생성하였다.

스러스트 챔버 인젝터는 터보펌프로부터 압력을 받아 추진제를 공급받은 다음 가장 효율적인 연소를 생성하는 방식으로 혼합했습니다. 614개의 중공 산화제 포스트는 연료 노즐(인젝터 면에 스웨이징됨)이 관통되어 산화제 위에 장착되었습니다.er 동심원 링 내의 투고.인젝터 표면은 스테인리스강 철망 층으로 형성된 다공질이며, 주변부가 인젝터 본체에 용접되어 있습니다.인젝터는 돔 매니폴드를 통해 LOX를 받아 산화제 포스트를 통해 스러스트 챔버의 연소 영역으로 분사하는 반면, 연료는 스러스트 챔버의 상부 연료 매니폴드로부터 공급되어 산화제 오리피스와 동심인 연료 오리피스를 통해 분사됩니다.추진제를 균일하게 주입하여 양호한 연소를 보장하였다.인젝터 및 산화제 돔 어셈블리는 스러스트 챔버의 상단에 위치합니다.돔은 인젝터에 LOX를 분배하기 위한 매니폴드를 제공했으며 짐벌 베어링 및 증강 스파크 점화 [2]장치의 마운트 역할을 했습니다.

증강 스파크 점화 장치(ASI)는 인젝터 면에 장착되었으며 연소실의 추진제를 점화하기 위해 불꽃을 제공했습니다.엔진 시동이 걸렸을 때 스파크 여자기는 연소실 측면에 장착된 스파크 플러그 2개에 통전되었습니다.동시에 제어 시스템은 점화 스위치로 가는 산화제와 연료의 초기 흐름을 시작했습니다.산화제와 연료가 ASI의 연소실로 유입되면서 혼합되어 점화되었으며, ASI에 장착된 점화 모니터에 의해 적절한 점화 모니터링이 수행되었습니다.ASI는 전체 엔진 연소 동안 지속적으로 작동했으며 냉각되지 않았으며 모든 환경 [2]조건에서 여러 번 재시동할 수 있었습니다.

추력은 구형 소켓형 베어링으로 구성된 작고 고부하(140,000kPa) 범용 조인트로 구성된 짐벌(인젝터 및 산화제 돔 어셈블리 및 차량 추력 구조에 장착됨)을 통해 전달되었습니다.이것은 건조하고 마찰이 적은 베어링 표면을 제공하는 Teflon/Fiberglass 코팅으로 덮여 있었습니다.짐벌에는 연소실을 차량에 정렬하기 위한 횡방향 조정 장치가 포함되어 있어 인젝터 어셈블리에서 차량 추력 구조로 추력을 전달하는 것 외에 추력 벡터의 변위를 위한 피벗 베어링을 제공하여 차량의 [2]비행 자세 제어를 제공합니다.

추진제 공급 시스템

추진제 공급 시스템은 별도의 연료 및 산화제 터보펌프(엔진 작동 온도가 매우 낮기 때문에 윤활유 또는 기타 유체의 사용이 금지되었기 때문에 펌핑되는 유체에 의해 베어링이 윤활됨), 여러 밸브(주 연료 밸브, 주 산화제 밸브, 추진제 사용 밸브 및연료 및 산화제 블리딩 밸브), 연료 및 산화제 유량계, 상호 연결 라인.[2]

연료 터보펌프

스러스트 챔버에 장착된 연료 터보펌프는 인덕터, 7단 로터 및 스테이터 어셈블리로 구성된 터빈 구동 축류 펌프 장치였습니다.이 펌프는 27,000rpm으로 작동하는 고속 펌프로 5,800kW(7,800bhp)의 유량으로 고압 덕트를 통해 수소 압력을 210kPa에서 8,450kPa(30,225psi)(절대)로 증가시키도록 설계되었습니다.터보펌프를 작동시키기 위한 동력은 고속 2단 터빈에 의해 제공되었습니다.가스 발생기에서 나오는 뜨거운 가스는 터빈 입구 매니폴드로 보내졌고, 흡기 노즐은 가스를 팽창시켜 1단 터빈 휠로 고속으로 유도했습니다.1단계 터빈 휠을 통과한 후, 가스는 고정자 블레이드 링을 통해 2단계 터빈 휠로 방향 전환되었습니다.가스는 배기 덕트를 통해 터빈을 빠져나갔다.세 개의 동적 씰이 직렬로 연결되어 펌프 오일과 터빈 가스가 혼합되는 것을 방지했습니다.터빈의 동력은 원피스 [2]샤프트를 통해 펌프로 전달되었습니다.

산화제 터보펌프

산화제 터보펌프는 연료 터보펌프 정반대 스러스트 챔버에 장착되었습니다.터빈을 직접 구동하는 1단 원심 펌프였다.산화제 터보펌프는 LOX의 압력을 증가시켜 고압 덕트를 통해 스러스트 챔버로 펌프합니다.이 펌프는 7,400kPa (1,080 psi) (절대)의 토출 압력에서 8,600rpm으로 작동했으며 1,600kW (2,200 bhp)를 발생시켰습니다.펌프와 터빈 휠 2개는 공통 축에 장착됩니다.산화제 터보펌프를 작동시키기 위한 동력은 가스 발생기의 배기가스에 의해 구동되는 고속 2단 터빈에 의해 공급되었습니다.산화제와 연료 터보펌프의 터빈은 연료 터보펌프 터빈에서 배출된 배기 가스를 산화제 터보펌프 터빈 매니폴드의 입구로 유도하는 배기 덕트를 통해 직렬로 연결되었습니다.하나의 정적 씰과 두 개의 동적 씰이 직렬로 터보펌프 산화제 오일과 터빈 가스가 [2]혼합되는 것을 방지했습니다.

터보펌프 작동을 시작하면서, 뜨거운 가스가 노즐로 들어가고, 그 다음에는 1단 터빈 휠로 들어갑니다.1단계 터빈 휠을 통과한 후, 가스는 스테이터 블레이드에 의해 방향을 바꿔 2단계 터빈 휠로 들어갔습니다.그런 다음 가스는 배기 덕트를 통해 터빈을 떠나 열 교환기를 통과하고 연료 입구 매니폴드 바로 위의 매니폴드를 통해 스러스트 챔버로 배출됩니다.터빈의 동력은 원피스 샤프트를 통해 펌프로 전달되었습니다.인덕터와 임펠러를 통해 LOX의 속도가 증가했습니다.LOX가 출구 볼루트에 진입하면서 속도가 압력으로 변환되고 LOX가 고압으로 [2]출구 덕트로 배출되었습니다.

연료 및 산화제 유량계

연료 및 산화제 유량계는 헬리컬 베인 로터형 유량계였다.연료 및 산화제 고압 덕트에 위치했습니다.유량계는 고압 추진제 덕트의 추진제 유량을 측정했다.수소 시스템의 4베인 로터는 회전당 4개의 전기 임펄스를 발생시키고 공칭 흐름에서 약 3,700rpm으로 회전했습니다.LOX 시스템의 6베인 로터는 회전당 6개의 전기 임펄스를 발생시키고 공칭 [2]흐름에서 약 2,600rpm으로 회전했습니다.

밸브

추진제 공급 시스템은 엔진 [2]구성 요소를 통과하는 추진제 흐름을 변경하여 엔진 작동을 제어하기 위해 여러 밸브가 필요했습니다.

  • 주 연료 밸브는 접이식 밸브로, 닫힘 위치까지 스프링 부하가 가해지고, 열린 위치까지 공압적으로 작동하며, 닫힘 위치까지 공압적으로 보조되었습니다.연료 터보펌프의 연료 고압 덕트와 스러스트 챔버 어셈블리의 연료 입구 매니폴드 사이에 장착되어 있습니다.주 연료 밸브는 스러스트 챔버로의 연료 흐름을 제어했습니다.공압 컨트롤 패키지에 있는 점화 단계 컨트롤 밸브의 압력에 의해 엔진 시동 중에 밸브가 열렸고 게이트가 열리기 시작하면서 연료가 연료 입구 [2]매니폴드로 흐를 수 있었습니다.
  • 주산화제 밸브(MOV)는 나비형 밸브로, 닫힌 위치로 스프링 부하가 가해지고 열린 위치로 공압적으로 작동하며 닫힌 위치로 공압적으로 보조되었습니다.산화제 터보펌프의 산화제 고압 덕트와 스러스트 챔버 어셈블리의 산화제 입구 사이에 장착되었습니다.주단 제어 솔레노이드 밸브의 정상 폐쇄 포트에서 공압은 주산화제 밸브의 1단 및 2단 개방 액추에이터로 라우팅되었다.이러한 방식으로 개방 압력을 가하고 열 보상 오리피스를 통한 주 산화제 밸브 폐쇄 압력의 제어된 환기를 통해 모든 온도 범위에서 주 산화제 밸브의 제어된 램프 개도를 제공했습니다.MOV 어셈블리 내에 위치한 시퀀스 밸브는 가스발생기 제어밸브의 개방제어부와 산화제 터빈 바이패스 [2]밸브의 폐쇄부에 오리피스를 통해 공압을 공급한다.
  • 추진제 사용(PU) 밸브는 전기적으로 작동되는 2상 모터 구동 산화제 전달 밸브로 산화제 터보펌프 출구 볼루트에 위치합니다.추진제 사용 밸브는 추진제 탱크의 내용물을 동시에 배출할 수 있도록 했다.엔진 운전 중 차량 추진제 탱크 내의 추진제 레벨 센싱 장치는 연료와 [2]산화제가 동시에 배출되도록 산화제 흐름을 조절하는 밸브 게이트 위치를 제어한다.
  • PU 밸브의 추가 기능은 payload를 최대화하기 위해 추력 변화를 제공하는 것이었습니다.예를 들어, 두 번째 단계는 PU 밸브를 소성 지속 시간의 70% 이상 닫힌 위치에 두고 작동했습니다.이 밸브 위치는 5.5:1 추진제(중량 기준 연료에 대한 산화제) 혼합비(PU 밸브가 완전히 열렸을 때 혼합비는 4.5:1이었고 추력 수준은 780kN(175,000lbf))로 1,000kN(225,000lbf)의 추력을 제공했지만 배기 수소의 연소되지 않았기 때문에 더 높은 비충동이 있었다.비행의 후반부에서 PU 밸브 위치는 추진제 탱크를 동시에 비울 수 있도록 변경되었다.제3단도 높은 추진력의 이점을 실현하기 위해 연소 시간의 대부분을 높은 추력 수준에서 작동하였다.PU 밸브가 닫힌 상태에서 엔진이 작동하는 정확한 시간은 개별 임무 요건과 추진제 탱킹 레벨에 [2]따라 다릅니다.
  • 연료 및 산화제 시스템에 사용되는 추진제 블리딩 밸브는 포핏 타입으로, 스프링이 정상 개방 위치로 부하되고 압력이 폐쇄 위치로 작용했습니다.두 추진제 블리딩 밸브는 각각의 터보펌프 배출 플랜지에 인접한 부트스트랩 라인에 장착되었다.밸브는 추진제가 엔진 시동 전에 적절한 작동 온도에 도달하기 위해 추진제 공급 시스템 라인에서 순환할 수 있도록 했으며, 엔진 제어가 이루어졌습니다.엔진 시동 시 공압 컨트롤 패키지의 헬륨 컨트롤 솔레노이드 밸브에 전원이 공급되어 공압 압력이 [2]엔진 작동 중에 닫힌 상태로 유지되는 블리딩 밸브를 닫습니다.

가스 발생기 및 배기 시스템

가스 발생기 시스템은 가스 발생기, 가스 발생기 제어 밸브, 터빈 배기 시스템과 배기 매니폴드, 열 교환기, 산화제 터빈 바이패스 [2]밸브로 구성되었다.

가스 발생기

가스 발생기 자체는 연료 펌프 터빈 매니폴드에 용접되어 연료 터보펌프 어셈블리의 일부분이 되었습니다.연료 및 산화제 터빈을 구동하기 위해 뜨거운 가스를 생성했으며, 두 개의 스파크 플러그가 포함된 연소기, 연료 및 산화제 포트가 포함된 제어 밸브 및 인젝터 어셈블리로 구성되었습니다.엔진 시동 시 전기 컨트롤 패키지의 스파크 여기기에 전원이 공급되어 가스 제너레이터 연소기의 스파크 플러그에 에너지를 공급했습니다.추진제는 컨트롤 밸브를 통해 인젝터 어셈블리와 연소기 출구로 흐른 후 연료 터빈으로, 산화제 [2]터빈으로 유도되었습니다.

밸브

  • 가스 발생기 제어 밸브는 닫힘 위치로 스프링 부하가 걸리는 공압식 포핏 타입이었습니다.연료와 산화제 포핏은 액추에이터에 의해 기계적으로 연결되었습니다.밸브는 가스 발생기 인젝터를 통한 추진제 흐름을 제어했다.주단계 신호가 수신되면 가스 제너레이터 컨트롤 밸브 액추에이터 어셈블리에 공압력이 인가되어 피스톤이 움직이고 연료 팝핏이 열립니다.연료 포핏 개방 중에 액추에이터가 피스톤에 접촉하여 산화제 포핏이 개방되었습니다.개방 공기압이 감소함에 따라 스프링 부하가 포핏을 [2]닫았습니다.
  • 산화제 터빈 바이패스 밸브는 정상적으로 개방된 스프링이 장착된 게이트형 밸브였습니다.산화제 터빈 바이패스 덕트에 장착되고 엔진 보정 시 크기가 결정되는 노즐이 장착되었습니다.개방 위치에 있는 밸브는 시동 중에 산소 펌프의 속도를 낮췄고 폐쇄 위치에 있는 밸브는 터보펌프 성능 균형을 [2]위한 보정 장치 역할을 했습니다.

터빈 배기 시스템

터빈 배기 덕트와 터빈 배기 후드는 용접 판금 구조였다.이중 씰을 사용하는 플랜지는 구성 요소 연결부에 사용되었습니다.배기 덕트는 터빈 배기 가스를 스러스트 챔버 배기 매니폴드로 전달했으며, 스러스트 챔버 배기 매니폴드는 목구멍과 노즐 출구 사이의 약 중간 지점에 연소실을 둘러싸고 있었습니다.배기 가스는 열교환기를 통과하고 배기 가스는 연소실의 [2]튜브 사이의 180개의 삼각형 개구부를 통해 주 연소실로 들어갑니다.

열 교환기.

열 교환기는 덕트, 벨로우즈, 플랜지 및 코일로 구성된 셸 어셈블리였습니다.산화제 터빈 배출 매니폴드와 스러스트 챔버 사이의 터빈 배기 덕트에 장착되어 있습니다.차량용 산화제 탱크 가압을 유지하기 위해 3단계에서 사용할 헬륨 가스를 가열 팽창시키거나 2단계에서는 LOX를 산소가스로 변환하였다.엔진 작동 중에 LOX가 산화제 고압 덕트에서 분리되거나 차량 단계에서 헬륨이 공급되어 열 교환기 [2]코일로 라우팅되었습니다.

시동 탱크 어셈블리 시스템

이 시스템은 엔진 시동 및 작동을 위한 수소와 헬륨 가스를 포함하는 헬륨 및 수소 시동 탱크로 구성되었습니다.가스 발생기 연소 전에 수소가 터빈과 펌프에 초기 회전을 주고, 헬륨은 엔진 밸브의 시퀀싱을 위해 제어 시스템에 사용되었습니다.구형 헬륨 탱크는 엔진 복잡성을 최소화하기 위해 수소 탱크 내부에 배치되었습니다.그것은 16,0003 cm (1,000 cu in)의 헬륨을 포함하고 있었다.더 큰 구형 수소 가스 탱크의 용량은 118,9313 cm (7,257.6 cu in)였습니다.두 탱크는 발사 전에 지상 소스에서 채워졌고, 3단계 적용에서 [2]후속 재시동을 위해 스러스트 챔버 연료 입구 매니폴드에서 엔진 작동 중에 수소 가스 탱크는 다시 채워졌다.

제어 시스템

제어 시스템에는 비행 계측 시스템 외에 가스 발생기 및 스러스트 챔버 스파크 플러그용 스파크 여기기와 함께 포장된 공압 시스템과 고체 전기 시퀀스 컨트롤러가 포함되었습니다.공압 시스템은 고압 헬륨 가스 저장 탱크, 압력을 사용 가능한 수준으로 낮추는 조절기, 그리고 중앙 가스를 다양한 공압 제어 밸브로 유도하는 전기 솔레노이드 제어 밸브로 구성되었습니다.전기 시퀀스 컨트롤러는 DC 전원과 시작 및 정지 명령 신호만 필요로 하는 완전 자급식 솔리드 스테이트 시스템이었습니다."엔진 준비" 신호를 제공하기 위해 모든 중요한 엔진 제어 기능의 시동 전 상태를 모니터링했습니다."엔진 준비 완료" 및 "시작" 신호를 얻으면 솔레노이드 컨트롤 밸브에 정확한 타이밍에 전원이 공급되어 엔진을 점화, 전환 및 주 단계 작동으로 전환합니다.셧다운 후 시스템은 [2]다음 재시작을 위해 자동으로 리셋됩니다.

비행 계장 시스템

비행 계기 시스템은 1차 계기 패키지와 보조 패키지로 구성된다.1차 패키지 계장은 모든 엔진 정적 발화 및 후속 차량 시동에 중요한 매개변수를 측정합니다.여기에는 엔진 구성요소의 압력, 온도, 흐름, 속도 및 밸브 위치와 같은 약 70개의 매개변수가 포함되며, 지상 기록 시스템이나 원격 측정 시스템에 신호를 전송할 수 있습니다.계기 시스템은 최초 정적 수용 점화부터 궁극적 차량 비행까지 엔진의 수명 전반에 걸쳐 사용하도록 설계되었습니다.보조 패키지는 초기 차량 비행 시 사용하도록 설계되었습니다.연구 개발 차량 비행 중 추진 시스템이 신뢰성을 확립한 후 기본 엔진 계장 시스템에서 삭제할 수 있다.추가 테스트의 결과로 필요하다고 간주되는 매개변수의 삭제, 대체 또는 추가를 제공할 수 있는 충분한 유연성을 포함하고 있습니다.보조 패키지를 최종적으로 삭제해도 기본 [2]패키지의 측정 기능에 방해가 되지 않습니다.

엔진 작동

시작 시퀀스

시동 시퀀스는 추진제 점화를 위해 가스 발생기의 스파크 플러그 2개와 증강 스파크 점화기의 스파크 플러그 2개에 에너지를 공급함으로써 시작되었습니다.다음으로 헬륨 제어용과 점화 위상 제어용 두 개의 솔레노이드 밸브가 작동되었습니다.추진제 블리딩 밸브를 닫고 스러스트 챔버 LOX 돔, LOX 펌프 중간 씰 및 가스 발생기 산화제 통로를 퍼지하기 위해 헬륨이 배치되었습니다.또한 주 연료 및 ASI 산화제 밸브가 열려 스러스트 챔버 [2]인젝터 중앙을 통과하는 ASI 챔버에서 점화 불꽃이 생성되었습니다.

연료가 스러스트 챔버를 통해 순환하여 엔진 시동을 조절하는 동안 1, 3, 또는 8초의 지연이 발생한 후 시동 탱크 배출 밸브가 열려 터빈 회전이 시작되었습니다.연료 리드의 길이는 토성 V 1단 부스트 단계의 길이에 따라 달라집니다.S-II 단계에서 엔진을 사용할 때는 1초간의 연료 리드가 필요했습니다.반면 S-IVB는 초기 시동에 1초 연료 리드를,[2] 재시동에 8초 연료 리드를 사용했다.

0.450초 간격 후 시동 탱크 배출 밸브가 닫히고 주단계 제어 솔레노이드가 [2]작동하여 다음을 수행합니다.

  1. 가스 발생기 및 스러스트 챔버 헬륨 퍼지 끄기
  2. 가스 제너레이터 컨트롤 밸브를 여십시오(가스 제너레이터의 뜨거운 가스가 펌프 터빈을 구동합니다).
  3. 주 산화제 밸브를 첫 번째 위치(14도)까지 열어 LOX가 LOX 돔으로 흘러들어 인젝터를 순환하는 연료와 함께 연소되도록 하십시오.
  4. 산화제 터빈 바이패스 밸브를 닫습니다(점화 단계에서 산화제 터보펌프를 구동하기 위한 가스 중 일부가 바이패스되었습니다).
  5. 주 단계로 원활하게 전환하기 위해 이 밸브의 느린 개방을 제어하는 산화제 밸브 공압 액추에이터의 폐쇄 측에서 압력을 서서히 블리딩하십시오.

스파크 플러그의 에너지가 차단되었고 엔진은 정격 추력으로 작동하고 있었다.엔진 운전의 초기 단계 동안, 가스 상태의 수소 시동 탱크는 재시동 요건이 있는 엔진에서 재충전됩니다.인젝터 [2]진입 직전에 스러스트 챔버 연료 흡입 매니폴드의 LH2와 스러스트 챔버 연료 분사 매니폴드의 따뜻한 수소로 구성된 제어된 혼합물을 두드려 수소 탱크를 가압했습니다.

비행 메인 스테이지 운영

주 단계 작동 중에 산화제 유량을 증가 또는 감소시키기 위해 추진제 사용 밸브를 작동시켜 엔진 추력을 780~1000킬로뉴턴(175,000~225,000lbf) 사이로 변경할 수 있습니다.이는 비행 궤적과 더 큰 탑재량을 가능하게 [2]하는 전반적인 임무 수행에 유익했다.

컷오프 시퀀스

전기 컨트롤 패키지가 엔진 차단 신호를 수신하면 주단계 및 점화 위상 솔레노이드 밸브에 전원을 차단하고 헬륨 컨트롤 솔레노이드 전원 차단 타이머에 전원을 공급했습니다.그 결과, 주 연료, 주 산화제, 가스 발생기 제어 및 증가된 스파크 점화 밸브에 대한 폐쇄 압력이 허용되었습니다.산화제 터빈 바이패스 밸브와 추진제 블리딩 밸브가 열리고 가스 발생기와 LOX 돔 퍼지가 시작되었습니다.[2]

엔진 재시동

새턴 V의 3단계 재시동 기능을 제공하기 위해, 엔진이 정상 작동 상태에 도달한 후 이전 점화 중에 J-2 수소 가스 시동 탱크를 60초 만에 재충전했습니다(원래의 지반 충전 공급이 3회에 걸쳐 충분했기 때문에 헬륨 가스 주입은 필요하지 않았습니다).엔진 재시동 전에 스테이지 Ulage 로켓을 발사하여 추진제를 스테이지 추진제 탱크에 정착시켜 터보펌프 흡입구에 액체 헤드를 확보했습니다.또한 엔진 추진제 블리딩 밸브가 열리고, 스테이지 재순환 밸브가 열리며, 스테이지 프리브가 닫히고, 엔진 블리딩 시스템을 통해 5분간 LOX 및2 좌측 순환을 수행하여 엔진을 적절한 온도로 조정하여 엔진 작동을 보장했습니다.엔진 재시동은 스테이지에서 "엔진 준비 완료" 신호가 수신된 후 시작되었습니다.이는 초기 "엔진 준비 완료"와 유사했습니다.컷오프와 재시동 사이의 유지 시간은 달 [2]궤도에 도달하는 데 필요한 지구 궤도의 수에 따라 최소 1.5시간에서 최대 6시간이었다.

역사

발전

S-IVB의 단일 J-2 엔진.

J-2에 대한 영감은 Atlas-Centaur의 Centaur 상부 스테이지에 사용된 67kN(15f,000파운드f) RL-10의 성공 이후 LH2 연료 엔진에 대해 1950년대 후반에 수행된 다양한 연구로 거슬러 올라간다.점점 더 무거워지는 발사체들이 고려에 들어가자, NASA는 최대 890 kN (200f,000파운드)의 추력을 내는 엔진을 검토하기 시작했고, 1959년 토성 탐사선 평가 위원회의 보고서에 따라 개발이 공식적으로 승인되었다.5개 입찰 회사의 계약자를 지명하기 위해 소스 평가 위원회가 구성되었고, 1960년 6월 1일 로켓다인이 "LOX와 수소를 연료로 하는 J-2로 알려진 고에너지 로켓 엔진"의 개발을 시작하도록 승인되었다.1960년 9월에 수여된 최종 계약은 "승무원 [4]비행에 대한 최대의 안전 보장" 설계를 명시적으로 요구한 최초의 계약이었다.

Rocketdyne은 엔진 작동을 시뮬레이션하고 설계 구성을 확립하는 데 도움을 주는 분석 컴퓨터 모델을 사용하여 J-2의 개발에 착수했다.이 모델은 엔진 구성 요소의 위치를 판단하기 위해 개발 내내 사용된 실물 크기 목업에 의해 지원되었습니다.첫 번째 실험 부품인 엔진의 인젝터는 계약 체결 후 2개월 이내에 생산되었으며, 1960년 11월 Rocketdyne의 Santa Susana Field Laboratory에서 엔진 부품의 테스트가 시작되었습니다.엔진 터보펌프는 1961년 11월, 점화 시스템은 1962년 초, 최초의 시제품 엔진은 1962년 10월에 완전한 250초 테스트를 실행하면서 진공 챔버와 풀사이즈 엔진 테스트 스탠드를 포함한 다른 테스트 시설이 개발 중에 사용되었습니다.비행 하드웨어 외에도 개발 과정 중에 5개의 엔진 시뮬레이터가 사용되어 엔진의 전기 및 기계 시스템 설계를 지원했습니다.1962년 여름 NASA와 로켓다인 사이에 계약이 체결되어 55개의 J-2 엔진이 토성 로켓의 최종 디자인을 지원하도록 요구되었으며, 토성 V의 S-II 2단마다 5개의 엔진과 S-IVB Saturn IB와 Saturn V [4]3단마다 1개의 엔진이 필요했다.

J-2는 1963년 5월에 생산에 들어갔으며, 제조 공정 동안 Rocketdyne와 MSFC에서 동시 테스트 프로그램을 계속 가동했다.1964년 4월 인도된 첫 생산 엔진은 캘리포니아주 새크라멘토 인근 더글러스 시험시설에서 S-IVB 시험단계에서 정전기 시험을 거쳐 1964년 12월 첫 정전기 시험(410초)을 받았다.테스트는 1966년 1월까지 계속되었으며, 특히 엔진 하나는 각각 470초 동안 5번의 테스트를 포함하여 30번의 연속 발화에서 성공적으로 점화되었습니다.총 발화 시간 3774초는 누적 운용 시간의 수준을 비행 요건보다 거의 8배 더 높였습니다.단발 엔진 테스트가 성공적으로 완료됨에 따라 S-IVB와의 추진 시스템 통합 테스트는 더 많은 생산 엔진의 가용성과 함께 가속화되었습니다.첫 번째 운용 비행인 AS-201은 1966년 초에 S-IB 1단과 S-IVB [4]2단을 사용하여 새턴 IB를 위해 계획되었다.

1965년 7월 단일 J-2를 포함한 완전한 S-IVB의 첫 번째 올업 테스트는 성공적인 추진제 로딩과 자동 카운트다운 후 공압 콘솔 중 하나의 구성 요소 오작동이 테스트를 조기에 종료했을 때 결론을 내리지 못했다.그러나 8월에 같은 단계인 S-IVB-201이 452초의 완전 지속시간 연소로 완벽하게 수행되면서 설계에 대한 자신감이 회복되었다. 이것은 컴퓨터로 완전히 제어되는 최초의 엔진 테스트 시퀀스였다.J-2는 비행 허가를 받았고 1966년 2월 26일 AS-201은 완벽한 발사를 했다.1966년 7월, NASA는 1968년까지 J-2 생산 계약을 확정하였고, 이때까지 로켓다인은 155개의 J-2 엔진의 납품을 완료하기로 합의하였으며, 각 엔진은 NASA에 인도되기 전에 산타 수산나 필드 연구소에서 비행 자격 사격을 받았다.신뢰성과 [4]개발 테스트는 아폴로 계획의 후반 비행에서 NASA에 의해 두 가지 업그레이드된 버전이 사용되면서 엔진에 대한 계속되었다.

업그레이드

J-2S

J-2의 성능을 개선하기 위한 실험 프로그램은 1964년에 J-2X로 시작되었습니다(같은 이름의 후속 모델과 혼동하지 마십시오).원래 J-2 설계의 주된 변경은 가스 발생기 사이클에서 연소실의 탭으로부터 뜨거운 가스를 공급하는 탭 오프 사이클로 변경되었다.엔진에서 부품을 분리할 뿐만 아니라 엔진 시동 및 다양한 [5]연소기 타이밍에 대한 어려움도 줄였습니다.

또한 다양한 작동 압력에 따라 연료와 산소를 적절히 혼합하기 위한 가변 혼합 시스템이 필요했던 보다 넓은 임무 유연성을 위한 스로틀 시스템도 추가 변경되었습니다.또한 새로운 "아이돌 모드"가 포함되어 있어 궤도상의 조작이나 연소 전에 연료 탱크를 궤도상에 고정하기 위한 추력이 거의 발생하지 않았습니다.

실험 프로그램 동안 Rocketdyne은 또한 테스트를 위한 6개의 사전 생산 모델인 J-2S를 소규모로 생산했다.이들은 1965년과 1972년 사이에 총 30,858초의 연소 시간 동안 여러 번 시험 발사되었습니다.1972년에 토성 부스터를 위한 후속 주문이 들어오지 않는 것이 분명해졌고, 그 프로그램은 중단되었다.NASA는 혜성 [6][7]HLLV뿐만 아니라 많은 초기 디자인에서 우주왕복선에 동력을 공급하는 것을 포함한 많은 다른 임무에 J-2S를 사용하는 것을 고려했다.

J-2T

J-2S에 대한 작업은 계속되었지만, NASA는 J-2S 터보 기계와 배관을 새로운 에어로스프 모양의 노즐이 있는 트로이덜 연소실에 사용하는 설계 작업에도 자금을 지원했습니다.이렇게 하면 성능이 더욱 향상됩니다.기존 S-II 및 S-IVB 단계에 890kN(200,000lbf)[9]의 [8]추력을 제공하는 J-2T-200k와 1,100kN(250,000lbf)의 J-2T-250k의 두 가지 버전이 제작되었다.

J-2S와 마찬가지로, J-2T에 대한 작업은 오랜 기간 동안 지상 기반 시험 운행으로 진행되었지만, 이후 개발은 아폴로 이후 중단되었습니다.

J-2X

주요 기사: J-2X

J-2X라고 [10][11]불리는 비슷한 이름의 다른 엔진이 된 것은 2007년 프로젝트 콘스텔레이션 승무원 달 착륙 프로그램에 선택되었다.1,310kN(294,000lbf)의 추력을 생성하는 단일 J-2X 엔진을 사용하여 EDS([12]Earth Department Stage)에 전원을 공급해야 했다.

NASA는 2007년 [13]8월 23일 스테니스 우주 센터(SSC)에 J-2X 엔진의 고도 테스트를 위한 새로운 테스트 스탠드를 건설하기 시작했다.2007년 12월부터 2008년 5월 사이에 SSC에서 J-2X [14]엔진 설계에 대비하여 기존 J-2 엔진 구성요소의 9가지 테스트가 수행되었다.

신형 J-2X는 이전 아폴로 J-2보다 더 효율적이고 제작이 간단하도록 설계되었으며, 우주왕복선 메인 엔진(SSME)[15]보다 비용이 저렴합니다.설계상의 차이점으로는 베릴륨 제거, 최신 전자 장치, 원심 터보 펌프 대 J-2의 축 터보 펌프, 챔버 및 노즐 팽창 비율 차이, 채널 벽 연소실 대 J-2의 튜브 용접 챔버, 모든 전자 장치의 재설계, 초음속 분사 및 21센트 사용 등이 있습니다.y 결합 기술.[10][11]

2007년 7월 16일, NASA는 프랫 & 휘트니 로켓다인사에 아레스 I과 아레스 V [16]발사체의 상위 단계에 동력을 공급하기 위한 "J-2X 엔진의 설계, 개발, 테스트 및 평가" 12억 달러의 계약을 공식 발표했다.2008년 9월 8일, 프랫&휘트니 로켓다인은 최초의 J-2X 가스 발생기 [17]설계의 테스트에 성공했다고 발표했다.2010년 [18]9월 21일 두 번째 가스 발생기 테스트가 성공적으로 완료되었다고 발표되었습니다.

2010년 [19]10월 11일 버락 오바마 대통령에 의해 Constellation 프로젝트는 취소되었지만, J-2X의 개발은 새로운 중형 우주 발사 시스템의 2단계 엔진으로서의 가능성을 위해 계속되어 왔다.J-2X의 첫 번째 열사 시험은 2011년 [20]6월 말로 예정되어 있었다.

2011년 11월 9일 NASA는 499.97초의 [21]J-2X 엔진을 성공적으로 발사했다.

2013년 2월 27일, NASA는 NASA의 스테니스 우주 [22]센터에서 J-2X 엔진의 지속 시간 550초 테스트를 계속했습니다.

  • Concept image of the J-2X engine.

    J-2X 엔진의 컨셉 이미지.

  • Test of the J-2X engine 'workhorse' gas generator.

    J-2X 엔진 '워크호스' 가스 제너레이터 테스트

  • Cold Flow nozzle testing for the J2X program.

    J2X 프로그램의 냉류 노즐 테스트.

사양

J-2[3] J-2S[5] J-2X[10]
진공 추력: 1,033.1 kN (232,250 lbf) 1,138.5kN(255,945파운드) 1,310.0 kN (294,500 lbf)
특정 임펄스(진공) - Ip: 421초(4.13km/s) 436초(4.28km/s) 448초(4.39km/s)
굽는 시간: 475초 475초 465초(Ares I, 상부 스테이지)
엔진 중량 - 건조: 1,438 kg (3,170파운드) 1,400 kg (3,090파운드) 2,472 kg (5,450파운드)
추진제: LOX 및 LH2 LOX 및 LH2 LOX 및 LH2
혼합비: 5.50 5.50 5.50
직경: 2.01 m (6.6 피트) 2.01 m (6.6 피트) 3.05 m (10.0 피트)
길이: 3.38 m (11.09 피트) 3.38 m (11.09 피트) 4.70m(15.42피트)
추력 대 중량 비율: 73.18 85.32 55.04
계약자: 로켓다인 로켓다인 로켓다인
차량 용도: 토성 V / S-II 2단 - 5엔진,
Saturn IB 및 Saturn V / S-IVB 상단 - 1엔진		 새턴 V / S-II 2단계 J-2 교체 예정 /
S-IVB 상단		 아레스 I 상부 스테이지에 제안 - 엔진 1개 /
아레스 V 상부 스테이지 - 엔진 1개

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레퍼런스

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  1. ^ Marshall Space Flight Center. "J-2 engine". NASA. Archived from the original on 10 June 2008. Retrieved 22 February 2012.
  2. ^ a b c d e f g h i j k l m n o p q r s t u v w x y z aa ab ac ad ae af ag "J-2 Engine Fact Sheet" (PDF). Saturn V News Reference. NASA. December 1968. Retrieved 22 February 2012.
  3. ^ a b "J-2". Astronautix. Archived from the original on July 19, 2016.
  4. ^ a b c d Roger E. Bilstein (1996). "Unconventional Cryogenics: RL-10 and J-2". Stages to Saturn: A technological history of the Apollo/Saturn launch vehicles. The NASA History Series. NASA. ISBN 978-0-16-048909-9.
  5. ^ a b "J-2S". Astronautix. Archived from the original on 2009-04-17.
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  21. ^ "NASA Test Fires Engine for Giant New Rocket".
  22. ^ "J-2X Engine 'Goes the Distance' at Stennis".