A Rocketdyne H–1 rakétahajtómű az Amerikai Egyesült Államokban fejlesztett, folyékony hajtóanyagú rakétahajtómű volt, amelyet űrrepülési célokra használtak 1963 és 1975 között. Hajtóanyaga RP–1 jelű kerozin, oxidálóanyaga cseppfolyós oxigén volt. A H–1-et az Apollo-programban használt Saturn I és Saturn IB rakéták számára fejlesztették, amelyekben először alkalmazták az ún. csokorba fogott (cluster) rakétaépítési elvet, azaz több hajtóművet építettek be egyszerre egy rakétafokozatba, amelyek tolóereje így összeadódott. A hajtómű tolóereje 900 kN volt, amellyel kb. 1100 kg hasznos tömeget (a cluster elv szerint összeépített 8 db hajtómű pedig 9100 kg-nyi terhet) tudott alacsony Föld körüli pályára juttatni.
Az Apollo-programot követően a megmaradt H–1 hajtóműveket a gyártó továbbfejlesztette és RS–27 néven újra felhasználta a Delta 2000 rakétasorozat építéséhez 1974-ben.
Története
„Szülő” hajtóművek
Az Egyesült Államok rakétafejlesztése a második világháborút követően pörgött fel és a legnagyobb hatással a német rakétafegyverből, a V–2-ből szerzett hadizsákmány tengerentúlra szállítása, majd tanulmányozása és továbbfejlesztése volt rá. Lényegében a későbbi amerikai rakétafegyverek és űrrakéták zöme a V2-n alapult, illetve annak technológiáját továbbfejlesztve született meg. Maga a H–1 hajtómű sem volt más, mint a V–2, illetve az abban alkalmazott hajtómű egy továbbfejlesztett változata. A második világháborút követően az amerikai hadsereg a North American Aviation cégnek adott át néhány zsákmányolt (akkor 264,9 kN tolóerőre képes) V–2 hajtóművet tanulmányozásra azzal a feladattal, hogy a metrikus mértékegységrendszer alkalmazásával gyártott egységekből egy SAE (Society of Automotive Engineers – Autóipari Mérnökök Egyesülete) mértékegységrendszerre átkonvertált verziót készítsenek. A feladat elvégzésére a vállalat saját berkein belül létrehozta a Propulsion Division alosztályát (PD – Meghajtás Divízió), amely később Rocketdyne néven vált önálló részleggé.
A North Americannél 1947-ben kezdődött egy fejlesztési projekt, amely a V–2 hajtóművén alapult és az üzemanyag befecskendező átalakításával a Légierő nagyobb tolóerő igényét volt hivatott kielégíteni. A mérnökök kifejlesztettek egy tányér alakú, vagy más néven vízesés injektort, amely első lépcsőben 330 kN-ra emelte a hajtómű tolóerejét. Ezen a ponton szétvált a fejlesztés. Az egyik fejlesztési irány a Redstone rakéta volt, amelyben a továbbfejlesztett hajtómű alkalmas volt, hogy a 3100 kg-os W39 jelű, atomtöltetet tartalmazó harci részt hordozza és rövidebb távolságokra célba juttassa. A másik fejlesztési irány az SM64 Navaho cirkáló rakéta volt, amelyben az előbbi fejlesztéssel közös tőről származó XLR-43 jelű hajtómű volt, amely a rakétát addig volt hivatott gyorsítani, amíg annak ramjet hajtóművei be nem indultak. A Navaho fejlesztésének idején érkezett a légierőtől a NAA felé az igény, hogy még tovább fejlesszék a hajtóműveiket és elérjék az 500 kN tolóerőt.
1953-ban elindult egy hajtóanyag egységesítési projekt, mivel az addigi fejlesztések során létrejött hajtóművekkel sokféle hajtóanyagot kipróbáltak a V–2 etanol üzemanyaga mellett, úgymint kerozint, gázolajat, de még festékhígítót is, JP–4, illetve JP–5 repülőbenzint is. A Rocketdyne látott hozzá 1953 januárjában a „REAP” program keretében, hogy a sok szálon elindított próbálkozásokat közös mederbe terelje és az RP–1 jelű kerozinban (amely az amerikai hadseregben a MIL-R-25576 jelet kapta) jelölték ki a további közös fejlesztések irányát.
1954-ben a Rocketdyne az addigi fejlesztések bázisán elindította egy RP–1 jelű kerozin hajtóanyagon alapuló változat létrehozását, amelyet legelőször az Atlas rakéta hajtóművének szántak és LR–89 jelet kapott. Erre alapozva a Légierő újabb változatokra is igényt nyújtott be, amelyeket a Thor és Jupiter hordozórakétákon alkalmaztak volna. A hajtómű az SD–3 jelet kapta és a legfejlettebb verzióival szemben támasztott követelmény a 670 kN tolóerő elérése volt. Az előzőekben említett hajtómű verziókat a szakirodalom a legtöbb esetben hasonlónak, vagy legalábbis egy tőről fakadónak írja le – elsősorban az újdonságnak számító tányér injektor alkalmazása miatt –, azonban ezek a verziók a részletesebb vizsgálat során egymástól eltérő konstrukciónak mutatkoznak.
X–1
Az 1950-es évek rakétafejlesztéseinek pezsgése arra indította a Rocketdyne-t, hogy a sikeresen megalkotott Navaho, Atlas, Thor és Jupiter rendszerek után ne állítsa le a folyamatot és tovább keresse a fejlődés irányait. Emiatt konkrét fejlesztési cél (azaz számba jöhető rakéta) nélkül elkezdték a megszületett hajtóművekből való továbblépés lehetséges irányait összeállítani, amelyek homlokterében a szerkezet(ek) egyszerűsítése állt. a projekt az X–1 jelzést kapta és később sok tervezési alapelv mintájául szolgált.
Az új hajtómű-koncepciónál lecserélték a teljes elektromos irányítású, sűrített levegős szeleprendszert egy új elv szerint, amelyben az üzemanyag nyomása működtette a szelepeket. Ebben a rendszerben amint a turbószivattyú felpörgött, az áramló üzemanyag nyomása aktiválta a szelepeket, amely addig fenntartható működést biztosított, amíg hajtóanyag volt a tartályokban. Ezt a megoldást „nyomás létra folyamatnak” nevezték el, amely biztosította, hogy a szelepek megfelelő sorrendben nyíljanak, és csakis akkor, amikor a hajtómű működéséhez szükség volt rájuk. Ez egyben azt is jelentette, hogy a teljes hajtómű indítási folyamat automatizálhatóvá vált és kizárólag a hajtóanyag áramlás vezérelte.
A hajtóanyag-ellátást is sikerült egyszerűsíteni. A korábbi rakéták egy külön tartályrendszert alkalmaztak, amely önálló hajtóanyagrendszerrel biztosította az indítást, ameddig a turbószivattyú annyira fel nem pörgött, hogy megfelelő mennyiségű hajtóanyagot pumpáljon a főtartályból az égés fenntartásához. Ezzel szemben az X–1-nél egy teljesen új, szilárd hajtóanyagú gázgenerátort alkalmaztak (gyakran pörgettyűnek is nevezik), amely a hajtóműindítás folyamatát menedzselte, nagyban leegyszerűsítve az erre hivatott berendezéseket, alkatrészeket.
További újítás volt, hogy egy olyan indító gyújtószerkezetet alkottak, amelybe kezdetben pirofóros anyagot (a levegőn öngyulladó) juttattak, és csak ez után következett a hajtóanyag betáplálása. A korábbi hajtóművekkel ellentétben – ahol a gyújtás a hajtóművön át vezető lyukakon át ment végbe – lehetővé tette, hogy a hajtóanyagot közvetlenül a fő befecskendezőkbe juttathassák. Legvégül az X–1 új kenési rendszert is kapott. A kétütemű robbanómotorokban is alkalmazott elv szerint az RP–1-be kevés adalékot kevertek és a hajtóanyag átfolyásakor ment végbe a kenési folyamat. Erre a turbószivattyú csapágyazásánál volt főként szükség, ráadásul a folyamat mellékterméke volt, hogy a kenés mellett a hűtés is hatékonyabb lett.
Saturn
A Saturn rakéták fejlesztése eredetileg még az amerikai hadügyminisztérium projektjeként indult atomhordozó rakéták létrehozására, amelyekkel 4000 és közötti hasznos terhet lehetett alacsony Föld körüli pályára juttatni. A projekt neve is még a korábbi Jupiter sorozat nevén futott akkoriban. A feladatot a Redstone Arsenal, Wernher von Braun mérnökcsapata kapta 1957-ben. A feladattal a rakétafejlesztő részleg vezetője egyik vezető mérnökét, Heinz-Hermann Koellét bízta meg. A feladat elvégzéshez Koelle a már létező megoldásoknak nézett utána. A követelményparaméterekből végzett számítások alapján egy 4500 kN tolóerejű hajtómű képe bontakozott ki, ami meglehetősen leszűkítette a keresést. A Rocketdyne fejlesztett egy új hajtóművet a Titan hordozórakéták számára George Sutton irányításával E–1 típusjellel – lényegében tartalék tervként, az Aerojet General LR-87-es jellel fejlesztett alternatív hajtómű mellett –, amely a megkívánt teljesítmény 40%-ára, 1800 kN-ra lett volna képes. Ott volt még a Wernher von Braun számára kiírt, akkor még Juno V névre hallgató, később holdrakétaként, Saturn V-ként megvalósult rakétához szükséges tervezett hajtómű.
Koelle szeme előtt a minél időtakarékosabb tervezési folyamat lebegett, ezért a kisebb teljesítményű, de a tervezési folyamatban előrébb tartó E–1 hajtóművet választotta, megspékelve egy forradalmi újítással. A megkívánt tolóerő előállításához először alkalmazta a „csokorba kötött hajtóművek módszerét” (az ún. cluster-elvet): fogta a Redstone rakéták üzemanyagtartályait és többet is beépített egy szerkezetbe, egy tolóerő átadó tányérra ültetve, a tányér alá pedig több hajtóművet illesztett, amellyel elérte a kívánatos 4500 kN tolóerőt.
A fejlesztés 1957-ben, a Szputnyik–1 felbocsátásával azonban más irányt vett. Szinte az első szovjet műhold felküldésével egyidejűleg a hadsereg felismerte, hogy a miniatürizálás révén nincs szüksége már az óriási tolóerejű rakétákra, ugyanakkor az USA politikai prioritásainak élére került az űralkalmazások fejlesztése. Ez utóbbi keretében elnöki rendelettel minden további rakétafejlesztést átirányítottak egy új szervezet, a NACA-ból megalakuló NASA keretein belülre, így a hadsereg lemondott a Wernher von Braun irányította ABMA-ról, amelyből civil szervezetként megalakulhatott a NASA Marshall Űrközpont. Még az átalakulás megtörténte előtt a Pentagon fejlesztési ügynöksége, az ARPA megkereste a hamarosan megszűnő ABMA-t, hogy az ő költségvetésükben még maradt 10 millió dollár, amelyet az átalakulás előtt még el kellene költeniük valamilyen hatékony módon. Von Braun és Koelle megvitatták, hogyan tehetnének eleget a váratlan felkérésnek és ötletként a Juno V fejlesztését javasolták, ám az ARPA illetékesei tartottak tőle, hogy az E–1 fejlesztése nem lesz kész időben, az átalakulás előtt. Ekkor egy brainstroming keretében felvetődött, hogy inkább a Rocketdyne már létező S–3D hajtóművének továbbfejlesztésével, a tolóerő 780 kN-ról 890 kN-ra emelésével és Koelle cluster építési elvének alkalmazásával és nyolc hajtómű egy szerkezetbe építésével ki lehetne váltani az E–1-esekkel épített fokozat tolóerejét.
Koelle az ötletroham eredményétől vezérelve ellátogatott a Rocketdyne-hoz és ismertette a tervét az S–3D-re vonatkozólag. A cég mérnökei azonban tovább bonyolították a folyamatot: az S–3D továbbfejlesztése helyett azt javasolták, hogy Koelle inkább az S–3D-n alapuló, annak továbbfejlesztésével készülő X–1 hajtóművet használja a munkájához. Mivel az X–1 mind tolóerejében, mind a fejlesztések előrehaladott voltában (azaz a várható fejlesztések befejezési idejében is) jól illett a tervhez, a tervező végül ezt a verziót választotta.
Hamarosan a rakétaépítési projekt új nevet kapott – Saturn lett az új rakéta(család) neve abból a megfontolásból, hogy a bolygók között a Jupiter után a Szaturnusz következik, így a rakéták is így sorjáznak egymás után –, ugyanúgy, ahogy a rakétákat meghajtó hajtómű neve is X–1-ről H–1-re változott. Az új hajtóművel szemben az ABMA egy sor tervezési kritériumot szabott meg (egy Saturn H1 Engine Design Features című dokumentumban), amelyek lényegében az X–1 hajtómű – amely már maga is az S–3D egyszerűsítéséből született – további egyszerűsítését jelentette. Ennek keretében elhagyták a hipergol indítórendszert és egy sokkal egyszerűbb szilárd hajtóanyagú gáz generátort (SPGG– solid propellant gas generator) – alkalmaztak, elhagyták a kenést biztostó FABU berendezést és magára a hajtóanyagra bízták a kenést, illetve a turbina meghajtását is egyszerűsítették. A módosításokkal elérték a kitűzött tolóerő célt és a H– hajtómű hivatalosan is a Saturn I rakéták hajtóművévé vált.
Műszaki jellemzők
Felépítése