MOTEURS F-1
Le F-1 est le plus grand moteur-fusée à ergols liquides conventionnels (RP-1/LOX) jamais développé. Sa poussée au niveau de la mer est d’environ 6 771 000 N (soit environ 680 tonnes-force). Sa conception, bien que relativement simple sur le plan architectural, représente un saut d’échelle majeur par rapport aux moteurs développés pour les lanceurs Navajo, Jupiter, Thor, Atlas, Titan I et Saturn I. Plusieurs problèmes de stabilité de combustion sont résolus durant son développement, et aucun cas de défaillance en vol n’est enregistré.
Spécifications :
Application : Saturn V.
Premier vol : 1967.
Masse à vide : 8 390 kg.
Longueur : 5,8 m
Diamètre maximal : 3,7 m.
Oxydant (comburant) : oxygène liquide (LOX), délivré à raison de 1 789 kg/s.
Carburant : RP-1 (kérosène), délivré à raison de 788 kg/s.
Rapport de mélange : 2,27.
Poussée : 6 672 kN au niveau de la mer (SL), portée par la suite à 6 806 kN au niveau de la mer, puis à 7 028 kN au niveau de la mer.
Impulsion spécifique : 265 s au niveau de la mer (SL), 304 s dans le vide (vac).
Rapport d'expension : 16:1 avec tuyère, 10:1 sans.
Pression de la chambre de combustion : 65,7 atm.
Température de la chambre de combustion : 3 300 °C.
Durée de combustion nominale : 150 s.
Les principaux composants du moteur sont :
la chambre de poussée, le système d'alimentation en ergols, la turbopompe, le système de génération de gaz, le système de pressurisation des réservoirs d'ergols, l'échangeur thermique, le système électrique, le système de commande hydraulique et le système d'instrumentation de vol.
Description
L'ENSEMBLE CHAMBRE DE POUSSÉE
Il se compose d’un cardan de pivotement (gimbal), d’un dôme d’oxydant, d’un injecteur, du corps de chambre de combustion, d’une tuyère d’expansion et d’une isolation thermique.
CARDAN DE PIVOTEMENT
Le bloc du cardan de pivotement permet à l’ensemble du moteur de tourner autour de ses axes X et Z, fournissant ainsi un contrôle directionnel du vecteur de poussée pour exécuter les commandes de tangage, de lacet et de roulis du système de guidage du véhicule. Le cardan constitue également l’interface de poussée principale entre le moteur et la structure du véhicule (ou le banc d'essai). Il s’agit d’un joint sphérique universel basse friction en acier, équipé de surfaces d’appui de type rotule mâle et femelle (liaison rotule). Un matériau composite composé de fibre de verre imprégnée de Téflon, appelé Fabroid, est collé sur les surfaces d'appui des logements femelles. Les garnitures en Fabroid du cardan sont lubrifiées lors de l'assemblage et ne nécessitent aucune lubrification ultérieure, assurant un faible frottement permanent sur les surfaces d’appui. Les composants principaux du cardan se composent d'une plaque de désalignement, d'un siège, d'un corps, d'un bloc et d'un axe. Un soufflet de protection en fibre de verre imprégnée de silicone entoure le cardan pour protéger l'ensemble des conditions environnementales défavorables.
La plaque de désalignement constitue l'interface entre le dôme d'oxydant et le cardan ; elle intègre des guides et des dispositifs de réglage filetés pour positionner l'ensemble latéralement. Huit trous oblongs dans la bride de la plaque, coïncidant avec huit inserts filetés dans la bride du dôme, permettent un ajustement latéral de la plaque le long de l'axe X. Huit trous surdimensionnés dans la bride du siège, coïncidant avec les trous oblongs de la plaque, permettent quant à eux un ajustement latéral du siège le long de l'axe Z. Le guide inférieur de la plaque vient se loger dans une rainure de guidage usinée directement dans le dôme d'oxydant. Le siège repose sur cette plaque de désalignement et possède sa propre rainure de guidage dans laquelle s'encastre le guide supérieur de la plaque de désalignement. Le siège contient la section de logement femelle doublée de Fabroid dans laquelle se déplacent les parties sphériques mâles du corps, et il intègre deux bras qui soutiennent l'axe.
Le corps du cardan est l'interface directe du moteur avec la structure du véhicule ou du banc d'essai. Ce corps intègre à la fois la section sphérique mâle pour le logement du siège et une section de logement femelle doublée de Fabroid pour la partie sphérique mâle du bloc. Le bloc contient la section sphérique mâle correspondant au logement femelle du corps. Les côtés du bloc sont doublés de Fabroid, tout comme les parois du trou dans lequel s'insère l'axe. Cet axe, qui traverse les bras de support du siège, transmet la totalité des charges de poussée entre le moteur et le véhicule. L'axe est bloqué contre toute rotation et tout mouvement axial par deux ensembles de retenue à bouchon et vis. Ce système mécanique autorise un débattement maximal de ±6° selon les axes X et Z, permettant ainsi l’orientation précise du vecteur de poussée tout en assurant l’alignement et la transmission de la force de poussée.
L'injecteur
L’injecteur assure la répartition du carburant et de l’oxydant dans la chambre de combustion selon un rapport de mélange, une pression et un motif de pulvérisation optimisés pour amorcer et maintenir une combustion stable et efficace. Fabriqué en acier inoxydable résistant à la corrosion (CRES), il s’agit d’un injecteur de type plaque à 31 rainures annulaires, comprenant 16 canaux pour le carburant alternés avec 15 canaux pour l’oxydant. L’oxydant est acheminé vers l’injecteur depuis le dôme d’oxydant supérieur via des trous percés axialement. Le carburant arrive depuis le collecteur de l'injecteur et alimente ses canaux dédiés à travers 32 passages radiaux.
La face avant de l'injecteur est complétée par des éléments en cuivre brasés dans ces rainures. Les 15 canaux d'oxydant reçoivent chacun un anneau en cuivre percé pour un impact de type doublet oxydant-sur-oxydant. Les 16 canaux de carburant reçoivent quant à eux 14 anneaux en cuivre (percés pour un impact de type doublet carburant-sur-carburant) ainsi que 2 déflecteurs circulaires concentriques en cuivre. Pour contrer le phénomène critique des instabilités de combustion, 12 déflecteurs radiaux en cuivre viennent se joindre à ces 2 déflecteurs circulaires. Cet ensemble de cloisons (entièrement refroidi par circulation de carburant) divise la zone en 13 compartiments distincts (identifiés numériquement de 1 à 13, les déflecteurs étant désignés alphabétiquement de A à N) afin d'amortir les ondes de choc des instabilités de combustion tangentielles et transversales générées pendant la mise à feu. Les 12 déflecteurs radiaux sont directement alimentés en carburant par le déflecteur circulaire externe sur lequel ils sont brasés.
Le système d'allumage est directement intégré à cette structure : chacun des 12 compartiments extérieurs comporte deux boîtiers d'alimentation en carburant d'allumage, tandis que le compartiment central (n°13) en comporte un seul. Ces boîtiers sont reliés par des tubes d'alimentation individuels au collecteur d'allumage principal pour injecter le carburant de démarrage. Enfin, le centre exact du compartiment n°13 est fileté pour permettre la fixation de l'axe du bouchon de col. En résumé, le carburant est injecté par environ 3 700 orifices et l’oxydant par environ 2 600 orifices sur cette face d’injection, où ils se mélangent intimement avant combustion.
DÔME D'OXYDANT (OU DE COMBURANT)
Le dôme d’oxydant sert de collecteur pour la distribution de l’oxydant vers l’injecteur de la chambre de poussée, assure une surface de montage pour le cardan de pivotement et transmet les efforts de poussée à la structure de l’étage S-IC. Cet ensemble est une unité soudée en acier inoxydable résistant à la corrosion (CRES) et en alliage à base de nickel, constituée du corps du dôme proprement dit et d’un collecteur torique. Le corps du dôme contient la bride de fixation et des montants de support destinés à faire l'interface avec l'injecteur, ainsi qu'une bride de montage fendue et percée pour recevoir le bloc du cardan.
L’oxygène liquide pénètre dans le collecteur à un débit volumique de 93 919,55 l/min (24 811 gal/min) par deux entrées (ou admissions) placées à 180° l’une de l’autre afin d’assurer une distribution uniforme de l'ergol ; ces deux entrées servent également de points de montage pour les vannes d’oxydant n°1 et n°2. Le collecteur intègre en outre un bossage à bride pour le raccordement de la ligne d'alimentation en oxygène de l'échangeur thermique. Afin d'empêcher la formation de vortex (tourbillons) au sein de l’oxydant cryogénique, ce qui perturberait le flux, le collecteur torique est isolé en deux compartiments distincts par deux cloisons de séparation (ou barrages) soudées à 90 degrés par rapport aux entrées d'admission.
LE CORPS DE LA CHAMBRE DE POUSSÉE
Le corps de la chambre de poussée constitue à la fois une chambre de combustion destinée à brûler les ergols et une tuyère présentant le rapport de détente requis de 10:1, permettant d’expulser les gaz de combustion à la vitesse supersonique nécessaire pour générer la poussée souhaitée. La structure en forme de cloche est à paroi tubulaire et est refroidie par régénération grâce au carburant (RP-1). Le corps de la chambre comporte quatre ensembles de bras de support externes (ou jambes de force) : deux bras de support sont destinés à soutenir la turbopompe et deux autres bras de support servent à la fixation des vérins de cardan fournis par le constructeur du véhicule. Il intègre un collecteur d’admission de carburant situé à l’extrémité côté injecteur, ainsi qu’un collecteur d’échappement de turbine soudé à l'opposé. Des supports et goujons soudés aux bandes et sangles de renfort entourant la chambre de poussée fournissent des points d’ancrage pour les couvertures d’isolation thermique.
La chambre de poussée est une structure entièrement assemblée par brasage au four. Sa partie supérieure est composée de 178 tubes primaires formés hydrauliquement à partir de superalliage Inconel-X de 1-3/32 pouce (2,78 cm) de diamètre extérieur. Les tubes de la chambre de poussée sont bifurqués : pour s'adapter à la variation de diamètre de la structure évasée, chaque tube primaire de la zone supérieure est relié et soudé, au niveau du plan du rapport de détente de 3:1 (environ 30 pouces ou 76,2 cm en dessous du col), à deux tubes secondaires plus fins d’un diamètre extérieur de 1 pouce (2,54 cm). Ce sont ainsi 356 tubes secondaires qui forment la paroi inférieure de la tuyère depuis ce plan de transition jusqu'au rapport de détente final de 10:1. Afin de faciliter l'orientation et les opérations techniques sur les faces internes de la chambre, une perle de soudure surélevée comportant le numéro du tube et une flèche de direction du flux permet d'identifier le tube de remontée de carburant n°1 ainsi que les tubes de descente de carburant n°60 et 120 au niveau de la bague d'extrémité de l'injecteur. À l'extérieur de la chambre, ces mêmes tubes sont marqués de façon identique sur les bandes et sangles de renfort situées sous le col de la chambre de poussée.
Le carburant entre dans le collecteur d’admission par deux entrées situées à 180° l’une de l’autre. À partir de ce collecteur, le flux est réparti dans les tubes primaires. Un tube primaire sur deux est un tube de descente de carburant, entaillé sur son côté extérieur au niveau de la zone du collecteur d'admission pour y recevoir le carburant. Un bouchon à orifice calibré est brasé dans chaque tube de descente juste au-dessus de cette entaille : il dérive directement 30 % du carburant vers le collecteur de l’injecteur principal. Les 70 % restants du débit sont utilisés pour le refroidissement régénératif des parois et descendent le long de la chambre à travers la structure tubulaire jusqu'au collecteur de retour de carburant situé à l'extrémité arrière de la tuyère. Depuis ce collecteur de retour (qui est soudé à la base des tubes secondaires et intègre quatre orifices de drainage placés à 90 degrés pour évacuer les fluides résiduels), le carburant est renvoyé vers le haut par les tubes de retour montants adjacents pour alimenter le collecteur de l'injecteur. La paroi interne de ce collecteur de retour comporte également quarante pattes de fixation soudées, spécifiquement dédiées à l'installation du dispositif d'essai d'étanchéité de l'échappement de la turbine.
Le collecteur d’échappement de turbine, fabriqué à partir de coques en tôle préformées formant un tore autour de l’extrémité arrière du corps de la chambre de poussée, reçoit les gaz d’échappement riches en carburant de la turbine en provenance de l’échangeur thermique. À l’entrée du collecteur, les gaz sont répartis uniformément ; à la sortie, des ailettes de guidage assurent une distribution homogène de la pression statique dans la section de tuyère. Des joints de dilatation radiaux compensent les variations thermiques subies par le collecteur.
Le personnel de l’entreprise Rocketdyne a consacré des efforts importants à la maîtrise des opérations de brasage nécessaires à la fabrication de la chambre de poussée. Il s’agissait d’un défi technologique complexe consistant à développer un procédé capable de sceller de manière étanche des centaines de tubes minces dans une structure unifiée, apte à résister à de très hautes températures et à de très fortes pressions. Pour la fabrication de l'assemblage complexe de la chambre de poussée du F-1, Rocketdyne a dû mettre en œuvre des capacités de brasage industriel sans précédent aux États-Unis, nécessitant la construction de fours de dimensions exceptionnelles pour assurer la jonction parfaite des centaines de tubes constituant la paroi régénérative.
L'EXTENSION DE TUYÈRE DE LA CHAMBRE DE POUSSÉE
L'extension de tuyère augmente le rapport d’expansion de la chambre de poussée de 10:1 à 16:1. Il s’agit d’un élément démontable réalisé en acier inoxydable à haute résistance, fixé par boulonnage sur la bride de sortie du corps de la chambre de poussée.
Sa paroi intérieure est protégée des gaz de combustion, dont la température atteint environ 3 204 °C (5 800 °F), par un refroidissement par film utilisant les gaz d’échappement de la turbine, à une température d’environ 649 °C (1 200 °F).
Ces gaz pénètrent dans l'extension entre une paroi extérieure continue et une paroi intérieure constituée de bardeaux métalliques. Ils s’échappent ensuite par des fentes d’injection ménagées entre les bardeaux et s’écoulent le long de leur surface intérieure, formant une couche protectrice entre la paroi de l'extension de tuyère et les gaz de combustion beaucoup plus chauds provenant de la chambre de poussée.
CARTOUCHE HYPERGOLIQUE
La cartouche hypergolique fournit le fluide permettant d'amorcer la combustion dans la chambre de poussée. Elle se présente sous la forme d'un cylindre fermé à chacune de ses extrémités par un disque de rupture soudé et contient un fluide hypergolique composé de 85 % de triéthylborane (TEB) et de 15 % de triéthylaluminium (TEA). Tant que ce fluide demeure contenu dans la cartouche hermétiquement scellée, il reste stable. En revanche, il s'enflamme spontanément au contact de l'oxygène, quelle qu'en soit la forme.
Lors du démarrage du moteur, l'augmentation de la pression du carburant dans le circuit d'alimentation de l'allumeur provoque la rupture des disques. Le carburant et le fluide hypergolique sont alors introduits dans la chambre de poussée par un circuit distinct intégré à l'injecteur. Au contact du comburant déjà présent dans la chambre, le fluide hypergolique s'enflamme spontanément, amorçant ainsi la combustion du carburant.
ALLUMEURS PYROTECHNIQUES
Des allumeurs pyrotechniques, actionnés par une étincelle électrique, assurent l'allumage des ergols dans le générateur de gaz. Ils provoquent également l'inflammation des gaz d'échappement riches en carburant provenant de la turbine lorsqu'ils quittent l'extension de la tuyère.
L'ISOLATION THERMIQUE DES MOTEURS F-1
Le système d'isolation thermique (Thermal Insulation System ou TIS) protège les moteurs F-1 des températures extrêmes (jusqu'à 1 399 °C) générées par le rayonnement des panaches des moteurs et les reflux thermiques pendant le fonctionnement du bloc de poussée.
Contrairement à une idée largement répandue, les moteurs F-1 des Saturn V n'étaient pas dépourvus d'isolation thermique en vol. Si la plupart des essais statiques furent réalisés sans ces protections, les cinq moteurs du premier étage étaient, lors des lancements, entièrement recouverts de leur isolation thermique.
Cette protection était indispensable. Dès la séquence d'allumage sur la plateforme de lancement, la base de la Saturn V était enveloppée de flammes et de fumée, soumettant les moteurs à un important rayonnement thermique. En vol, le phénomène se poursuivait sous une autre forme : à mesure que le lanceur s'élevait dans une atmosphère de moins en moins dense, les panaches d'échappement se dilataient jusqu'à occuper la zone de basse pression située sous l'étage S-IC, provoquant la recirculation d'une partie des gaz d'échappement chauds autour des moteurs.
La conception de cette isolation relevait initialement de Boeing, dans le cadre du développement de l'étage S-IC. Toutefois, en raison de la géométrie complexe des moteurs F-1 et de leurs interfaces avec l'étage, cette responsabilité fut finalement transférée à Rocketdyne.
Un objectif de masse de 68 kg (150 lb) avait été fixé pour l'isolation de chaque moteur. Cette estimation se révéla rapidement beaucoup trop optimiste, puisque le système complet d'isolation thermique, comprenant également les supports et l'ensemble de fixation, atteignit finalement près de 544 kg (1 200 lb).
Deux types d'isolants thermiques sont utilisés à cet effet : des panneaux isolants métalliques en Inconel et des couvertures en amiante.
Les panneaux isolants métalliques sont constitués de segments préformés composés d’une couche de matelas isolant en Refrasil, intercalée entre deux feuilles d'Inconel texturé. La feuille intérieure, en contact avec la chambre de poussée, a une épaisseur de 0,101 mm (0,004 in), tandis que la feuille extérieure atteint 0,152 mm (0,006 in), une épaisseur également retenue pour les panneaux du cocon — le carénage protecteur entourant les composants sensibles comme l'échangeur thermique, la turbopompe et les arrivées de propergols. La feuille en contact avec le cocon est munie d'évents afin d'éviter son gonflement sous l'effet de la dilatation des gaz ou de la vapeur d'eau éventuellement piégés. Ces panneaux protègent les grandes surfaces de la chambre de poussée et de la tuyère, les conduites de l'échangeur thermique ainsi que la zone du cocon, depuis la gorge de la chambre de poussée jusqu'au panneau de connexion. Ils sont conçus pour épouser parfaitement la forme du moteur et peuvent être déposés puis remontés au Centre spatial Kennedy afin de faciliter les opérations d'entretien et de maintenance.
Les couvertures isolantes en amiante sont constituées de plusieurs couches de tissu d'amiante, renforcées par du fil-frein en Inconel et revêtues sur une face d'une feuille d'aluminium. Elles comportent deux, quatre ou cinq couches selon leur emplacement sur le moteur.
Ces couvertures sont utilisées sur les bords extérieurs de la tuyère, au-dessus du dôme d'oxydant entre le palier du système de pivot et le panneau d'interface, ainsi qu'au-dessous du cocon, entre la chambre de poussée et le collecteur de la turbine. Pour fixer les différents éléments de l'isolation thermique, on utilise : support, vis, écrous autobloquants, rondelles, écrou clips, boulons, fil-frein en Inconel. Les moteurs F-1 étaient équipés de ces protections à chaque vol de Saturn V.
 Schéma avant/aprés application de l'isolation |
 Localisation de la protection thermique |
 Gros plan sur la protection thermique du F-1 |
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Afin de reproduire les conditions thermiques rencontrées en vol, le système d'isolation fut soumis à des essais au Marshall Space Flight Center (MSFC), où les gaz d'échappement d'un turboréacteur étaient dirigés sur un cocon thermique installé dans une enceinte d'essais. Ces essais démontrèrent que les composants du moteur F-1 étaient efficacement protégés contre les effets de la chaleur.
La conception du système ne fut cependant pas immédiatement définitive. Lors des essais du véhicule 500-F au complexe de lancement 39, un violent orage imprégna d'eau l'isolant en Refrasil. Les ingénieurs craignirent alors que la vapeur surchauffée produite au démarrage des moteurs ne provoque la rupture et l'arrachement des panneaux isolants en vol. Des essais complémentaires réalisés par Boeing montrèrent qu'il était nécessaire d'aménager des évents à des emplacements soigneusement étudiés afin de permettre l'évacuation de la vapeur et d'éviter toute surpression interne en cas d'absorption d'humidité.
Les moteurs F-1 furent ainsi équipés de ce système d'isolation thermique lors de chacun des vols de la Saturn V.
TURBOPOMPE
Il faut savoir que la turbopompe, désignée MK10, a nécessité davantage d’efforts de conception et de développement que tout autre sous-ensemble du moteur.
Elle est montée parallèlement à l’axe longitudinal de la chambre de poussée. Son support principal est assuré par deux ensembles de jambes de support à trois branches (tripodes), soudés au corps de la chambre de poussée, ainsi que par les quatre conduites haute pression d’ergols reliant la turbopompe à la chambre de poussée.
La turbopompe est un ensemble à entraînement direct constitué d’une pompe à oxydant (comburant), d’une pompe à carburant et d’une turbine montées sur un arbre commun. Elle assure l’alimentation en oxygène liquide (LOX) et en RP-1 du générateur de gaz et de la chambre de poussée via des systèmes d’alimentation sous haute pression.
L’oxygène liquide entre par une admission axiale unique alignée avec l'arbre et est refoulé tangentiellement par deux sorties. Le carburant entre par deux admissions radiales et est également refoulé tangentiellement par deux sorties. Cette configuration à double entrée (pour le carburant) et double sortie permet d’équilibrer les charges radiales dans les pompes. Les orifices de refoulement doubles de chaque pompe contribuent également à l’équilibrage des charges radiales appliquées à l’ensemble.
L’arbre principal ainsi que les éléments en rotation qui y sont directement fixés sont équilibrés dynamiquement avant l’assemblage final de la turbopompe. Cet équilibrage est obtenu par l’ajout de bouchons (ou inserts) d'équilibrage dans la roue de la pompe à carburant et de masses d’équilibrage dans les roues de turbine.
Trois ensembles de paliers supportent l’arbre : les paliers n°1 et n°2 sont des roulements à billes appairés, situés entre les pompes à oxydant et à carburant, et le palier n°3 est un roulement à rouleaux situé entre la pompe à carburant et la turbine. Les zones des paliers n°1 et n°2 disposent d'un chauffage électrique externe pour empêcher le gel du carburant lors du refroidissement de la pompe à oxydant avant le démarrage du moteur ; ces trois paliers sont entièrement lubrifiés et refroidis par la circulation du carburant (RP-1) sous pression.
Une couronne dentée montée sur l’arbre est utilisée pour la rotation manuelle du système en association avec le carter d’engrenage de virage (vireur) et sert également au contrôle de la vitesse de rotation via un capteur (transducteur) magnétique.
L’étanchéité est assurée par un ensemble combiné de neuf joints en carbone (comprenant les joints primaires et intermédiaires d’oxydant, les joints des paliers lubrifiés par le carburant, les joints primaires et d'admission de carburant, et les joints de gaz chauds), complété par des joints en matériaux plastiques (Kel-F, Téflon) et en élastomères synthétiques (Buna-N, Viton-A), afin d’isoler strictement les ergols, les fluides de refroidissement et les gaz chauds dans leurs zones respectives.
LA POMPE À OXYDANT
La pompe à oxydant (comburant) assure l’alimentation en oxydant du générateur de gaz et de la chambre de poussée à un débit constant de 93 919,55 litres par minute (24 811 gallons US par minute). Elle comprend une entrée, un inducteur, une roue (rouet), une volute, des roulements, des joints d’étanchéité et des entretoises.
L’oxydant (ou comburant : LOX) est introduit dans la pompe par l’admission d’oxydant. L’inducteur situé à cette admission augmente la pression de l’oxydant lorsqu’il pénètre dans la roue, afin de prévenir le phénomène de cavitation. La roue accélère le fluide jusqu’à la pression requise et le refoule par des sorties diamétralement opposées vers les conduites haute pression alimentant le générateur de gaz et la chambre de poussée. L’entrée, reliée à un conduit provenant du réservoir principal d’oxydant, est fixée par boulonnage à la volute d’oxydant. Deux segments de type anneaux de piston situés entre l’entrée et la volute se dilatent et se contractent en fonction des variations de température afin de maintenir une étanchéité efficace entre les côtés haute et basse pression de l’entrée.
Des orifices situés du côté basse pression de l’entrée permettent aux fuites au travers des joints annulaires de s’écouler vers le côté aspiration de l’inducteur, maintenant ainsi une basse pression. La volute d’oxydant est fixée à la volute de carburant par des goupilles et des boulons empêchant tout mouvement axial ou rotationnel.
Le joint primaire d’oxydant ainsi que l’entretoise situés dans la volute d’oxydant empêchent le carburant de pénétrer dans la cavité de drainage du joint primaire d’oxydant. Le joint intermédiaire d’oxydant reçoit une purge d’hélium gazeux qui se sépare vers le joint primaire et vers les cavités de drainage des paliers n°1 et n°2. Ce flux d'hélium agit comme une barrière de sécurité afin d’assurer une séparation positive entre l’oxydant cryogénique et le carburant servant à la lubrification des paliers.
LA POMPE À CARBURANT
La pompe à carburant (RP-1) assure l’alimentation en carburant du générateur de gaz et de la chambre de poussée à un débit de 58 598,6 litres par minute (15 471 gallons US par minute). Elle comprend une entrée, un inducteur, une roue (impeller), une volute, des roulements, des joints d’étanchéité et des entretoises.
Le carburant est introduit dans la pompe par l’admission de carburant. L’inducteur situé à cette admission augmente la pression du carburant lorsqu’il pénètre dans la roue, afin de prévenir le phénomène de cavitation. La roue accélère le carburant jusqu’à la pression requise et le refoule par deux sorties diamétralement opposées vers les conduites haute pression alimentant le générateur de gaz et la chambre de poussée.
La volute de carburant est boulonnée à l’entrée, ainsi qu’à une bague fixée par goupilles à la volute d’oxydant. Une bague d’usure située sur la volute est en contact avec la roue. La cavité située entre la volute et la roue est appelée cavité d’équilibrage. La pression dans cette cavité exerce une force axiale sur la roue de carburant afin de contrebalancer la force opposée exercée par la roue d’oxydant, permettant ainsi de réguler la charge axiale appliquée aux paliers n°1 et n°2.
Les fuites entre l’entrée de la roue et la zone de refoulement sont limitées par une bague d’usure, qui agit comme un orifice d'étranglement en s’appuyant sur la roue. La volute de carburant assure le maintien du boîtier de roulement, lequel loge les paliers n°1 et n°2 et intègre le système de réchauffage électrique externe de cette zone.
Le joint d'étanchéité du palier, situé entre le palier n°1 et le joint intermédiaire d’oxydant, empêche le carburant destiné à la lubrification d’entrer en contact avec l’oxydant. Si du carburant franchit ce joint, le flux de purge d'hélium provenant du joint intermédiaire d’oxydant l’expulse vers l’extérieur (via la ligne de drain). Du côté carburant du palier n°2, un joint de confinement maintient le carburant de lubrification dans la cavité du palier. Le dernier joint de la volute de carburant est le joint primaire de pompe. Il maintient le carburant sous pression dans la cavité d’équilibrage, assure le maintien de cette pression et empêche le carburant haute pression de s'échapper vers les zones de basse pression.
LA TURBINE
La turbine entraîne les pompes à carburant et à oxydant. Elle développe une puissance d’environ 55 000 chevaux-vapeur (≈ 410 MW). Elle est installée à l'extrémité arrière, adjacente à la pompe à carburant, et est isolée thermiquement de celle-ci afin d’éviter toute interaction destructrice entre des fluides à températures extrêmes (environ 815 °C pour les gaz de la turbine et la température ambiante du carburant).
Il s’agit d’une turbine à action à deux étages à sauts de vitesse (configuration Curtis), constituée de deux roues mobiles séparées par un distributeur (stator) intermédiaire.
Le gaz chaud provenant du générateur de gaz pénètre dans la turbine par le collecteur d’admission de turbine à un débit de 170 livres par seconde (77,11 kg/s). Le collecteur d’admission de turbine contient les éléments structurels de la section turbine et assure l’interface avec la pompe à carburant au moyen de six entretoises structurelles, chacune associée à des raccords à chape et des axes de fixation ajustés individuellement.
Le collecteur comporte une bride d’entrée reliée au générateur de gaz et une bride de sortie reliée à l’échangeur thermique. Les gaz sont d’abord dirigés par un ensemble de tuyères distributrices (couronne d'injection) vers la roue de turbine du premier étage, puis par des segments de distributeur statorique vers la roue de turbine du second étage. Ce flux de gaz à haute énergie entraîne la rotation de la turbine, qui entraîne à son tour les pompes à ergols via l'arbre commun.
Chaque roue de turbine est constituée d’un disque muni d’encoches en pied de sapin (fir tree) sur sa périphérie, dans lesquelles les aubes (ailettes) sont glissées et verrouillées.
La roue du premier étage est reliée à l’arbre principal par un accouplement de type Curvic, capable d’absorber les fortes contraintes de cisaillement au démarrage. La roue du second étage est fixée à la roue du premier étage au moyen d’un entretoise équipée d’un double accouplement Curvic.
L’arbre principal est supporté côté turbine par le palier n°3, un roulement à rouleaux qui absorbe les charges radiales. Ce roulement est intégré dans un support de palier fixé au carter d’engrenage de virage (vireur) et au collecteur d’admission de turbine.
L’étanchéité de la section turbine est assurée par plusieurs dispositifs : deux joints principaux pour gaz chauds (n°8 et n°9), en carbone segmenté à ressorts, qui isolent le palier n°3, ainsi que des joints pare-pression et un joint d'étanchéité en nid d’abeille en Inconel. Ce dernier, associé à des lécheurs (dentures) usinés sur les talons d'aubes, forme un joint à labyrinthe limitant le contournement des gaz (pertes marginales).
En régime nominal, la vitesse de rotation de la turbine est de 5 550 tours par minute.
 Vue d'ensemble de la turbopompe complète |
 Vue éclatée de la turbopompe complète Mark 10 du moteur F-1 |
VANNE DE RÉGULATION DU REFROIDISSEMENT DES PALIERS
La vanne de régulation du refroidissement des paliers contrôle le débit de carburant de refroidissement vers les roulements de la turbopompe et permet également l’alimentation des roulements en fluide de préservation lors des périodes de stockage ou entre deux essais statiques du moteur.
Il s’agit d’une vanne à clapet, normalement fermée, rappelée par ressort et pilotée par la pression, intégrant une double redondance afin d’assurer une alimentation hautement fiable en fluide. L’ensemble comprend trois filtres de 40 microns, deux clapets pour le refroidissement par carburant, un clapet anti-retour pour le fluide de préservation, ainsi qu’un orifice calibré assurant le dosage du carburant de refroidissement.
Pendant le fonctionnement du moteur, les clapets de refroidissement s’ouvrent lorsque la pression de sortie de la pompe à carburant atteint environ 225 psig, et dirigent le carburant filtré vers les gicleurs de refroidissement des paliers de la turbopompe. L’orifice calibré est dimensionné lors des essais d’acceptation du moteur afin de maintenir une pression d’alimentation des gicleurs comprise entre 200 et 540 psig, garantissant ainsi un refroidissement correct des roulements.
Lors des opérations de préservation, le clapet dédié s’ouvre à une pression de 9 à 20 psig et permet l’alimentation des roulements en fluide de protection via un raccord rapide prévu à cet effet.
Sur les moteurs incorporant la modification MD145, la prise destinée au collecteur d'injection de la turbine est obturée, et l’orifice est modifié afin de s’adapter au système de refroidissement des paliers configuré en série.
SYSTÈME DE GÉNÉRATION DE GAZ
Le système de génération de gaz fournit la puissance interne et les gaz chauds nécessaires à l’entraînement de la turbine à deux étages à récupération de vitesse. Il comprend une vanne du générateur de gaz, un injecteur, une chambre de combustion et les conduites d’alimentation en ergols.
Les ergols sont prélevés sur les conduites de sortie n°2 de carburant et d’oxydant de la turbopompe, puis introduits dans le générateur de gaz via la vanne et l’injecteur. Ils sont ensuite enflammés dans la chambre de combustion au moyen de deux allumeurs pyrotechniques. La vanne est actionnée hydrauliquement par la pression du carburant provenant du système de commande hydraulique.
Le rapport de mélange du générateur de gaz est volontairement très riche en carburant par rapport à celui de la chambre de combustion principale, afin de maintenir une température de combustion suffisamment basse (~815 °C) pour préserver ce générateur non refroidi ainsi que les aubes de la turbine. Les gaz produits entraînent la turbine, puis leur énergie résiduelle est exploitée en aval dans l’échangeur thermique ainsi que pour la pressurisation des réservoirs du lanceur.
Le générateur de gaz est contenu dans un volume compact d’environ 45,7 × 61,0 × 71,1 cm (18 × 24 × 28 in) et présente une masse d’environ 99,8 kg (220 lb). Il est constitué d’une vanne à double boisseau sphérique, d’un raccord en T pour le collecteur d’admission de carburant, d’un dôme d’oxydant faisant partie intégrante de l’injecteur, ainsi que de la chambre de combustion. Six types de joints d’étanchéité sont utilisés dans le générateur de gaz : des joints Naflex et des joints en K en acier inoxydable plaqué argent, ainsi que des rondelles d’écrasement en cuivre pour les applications en gaz chaud ; des joints en K en acier revêtus de Téflon pour les applications cryogéniques ; et des joints toriques en Buna-N pour les applications carburant.
VANNE DU GÉNÉRATEUR DE GAZ
La vanne à boisseau sphérique du générateur de gaz est une vanne à commande hydraulique assurant le contrôle et le séquencement de l’introduction des ergols dans le générateur de gaz.
Elle intègre deux éléments sphériques creux montés sur arbres et commandés par un actionneur unique. Chaque boisseau comporte un conduit d’entrée et un conduit de sortie. Les passages d’entrée et de sortie sont disposés diamétralement opposés dans le boisseau d’oxydant et séparés de 150° dans le boisseau de carburant. Un tube est soudé entre les conduits d’entrée et de sortie du boisseau de carburant afin de réduire les pertes de charge.
Les boisseaux s’appuient sur des sièges d’étanchéité de type soufflet. Le joint soufflet côté carburant comporte un coude de déflexion pour la sortie carburant, profilé afin de réduire la chute de pression dans le circuit d’alimentation du générateur de gaz. Les arbres des boisseaux tournent sur roulements à rouleaux, et chaque boisseau est également guidé par des roulements et pistes de roulement au niveau du carter d’actionneur.
La vanne est actionnée hydrauliquement par la pression du carburant provenant du système de commande hydraulique. Le fluide hydraulique est acheminé à travers un passage ménagé dans le corps de la vanne afin de maintenir l’intégrité des joints et d’éviter le blocage du boisseau. Il est également dirigé à travers un passage situé dans le piston, entre les positions d’ouverture et de fermeture, afin d’empêcher le blocage du joint et l’emprisonnement d’air.
La vanne intègre un contacteur de position à mouvement linéaire ainsi qu’un connecteur électrique intégré, montés dans le couvercle. Ce dernier comporte également des orifices filetés destinés à l’installation de thermocouples fournis par le contractant de l’étage et assure l’étanchéité du compartiment du contacteur.
La sortie oxydant de la vanne est raccordée directement à l’entrée oxydant de l’injecteur du générateur de gaz. La sortie carburant est reliée à l’injecteur via le raccord d'admission de carburant en T. Quatre types de joints d’étanchéité sont utilisés dans la vanne du générateur de gaz : joints KEL-F usinés, joints à lèvre en KEL-F, joints toriques en Buna-N, et joints Naflex en acier revêtu de Téflon.
INJECTEUR DU GÉNÉRATEUR DE GAZ
L’injecteur assure l’acheminement et la répartition du carburant et de l’oxydant vers la chambre de combustion du générateur de gaz. Il s’agit d’un injecteur multi-orifices à face plane, intégrant un dôme, un corps d'injecteur, un collecteur annulaire, cinq anneaux d’oxydant, cinq anneaux de carburant et une pastille centrale de carburant. La vanne du générateur de gaz ainsi que le raccord d'admission de carburant en T sont montés directement sur l’injecteur.
Le carburant entre dans l’injecteur via ce raccord en T, en provenance de la vanne du générateur de gaz. Il est distribué à travers des passages internes du corps de l'injecteur, puis injecté dans la chambre de combustion par les orifices des cinq anneaux de carburant ainsi que par la pastille centrale. Une partie des orifices de l’anneau de carburant externe assure également la formation d’un film de carburant destiné au refroidissement de la paroi de la chambre de combustion.
L’oxydant, également issu de la vanne du générateur de gaz, entre dans l’injecteur par le collecteur d’admission d’oxydant. Il est distribué à travers des passages internes du corps de l'injecteur, puis injecté dans la chambre de combustion via les orifices des cinq anneaux d’oxydant.
La configuration des orifices est conçue selon un motif à doublets (jets concourants du même ergol), où les orifices des anneaux d'oxydant et de carburant sont percés selon un angle permettant au jet d'un orifice de percuter le jet d'un autre orifice de même nature, favorisant ainsi le mélange et la stabilité de la combustion dans le générateur de gaz.
CHAMBRE DE COMBUSTION DU GÉNÉRATEUR DE GAZ
La chambre de combustion du générateur de gaz fournit l’espace nécessaire à la combustion des ergols et assure l’acheminement des gaz de combustion vers le collecteur d’admission de la turbine de la turbopompe. Il s’agit d’une chambre à paroi simple, de type collecteur soudé, située entre l’injecteur du générateur de gaz et l’entrée de la turbine. La chambre est thermiquement isolée par une chemise en tôle fixée autour du corps principal.
La bride d’entrée constitue le point de fixation de l’ensemble injecteur-dôme et intègre un déflecteur incliné à 45°, destiné à guider le film de refroidissement vers la partie inférieure de la chambre. Elle comporte également deux bossages espacés de 45°, destinés à l’installation des allumeurs pyrotechniques, ainsi que deux prises de pression espacées de 150° permettant la surveillance de la pression des gaz.
Un orifice supplémentaire sert d'orifice de drainage et de détection des fuites d’étanchéité entre l’injecteur et la chambre de combustion.
La bride de sortie, assurant la liaison avec le collecteur de turbine, comporte deux prises de pression espacées de 90° pour la mesure de pression, ainsi qu’un orifice destiné au drainage et à la détection des fuites d’étanchéité à cette interface.
La température des parois de la chambre est maintenue dans des limites compatibles avec le fonctionnement nominal grâce à un refroidissement par film assuré par l’anneau externe de carburant de l’injecteur, ainsi qu’au rapport de mélange riche en carburant utilisé par le générateur de gaz.
RÔLE DU GAZ PRODUIT
Le gaz chaud issu du générateur de gaz est injecté dans la turbine à un débit de 77,110 kg/s. Il traverse un premier étage comportant une roue de 119 aubes, puis un second étage comportant une roue de 117 aubes. Grâce à ce flux, la turbine atteint sa vitesse nominale d'environ 5 500 tr/min.
L'ÉCHANGEUR THERMIQUE
L’échangeur thermique est contenu dans une enveloppe de base de 109,2 cm (43 in) de diamètre et 147,3 cm (58 in) de longueur, le diamètre variant de 101,6 cm (40 in) au niveau de la sortie de turbine à 61,0 cm (24 in) au niveau du collecteur d’échappement de turbine.
Les gaz chauds issus de la turbine sont dirigés vers l’échangeur thermique, où une partie de la chaleur est transférée aux serpentins d’oxygène et d’hélium. L’échangeur utilise ces gaz d’échappement pour chauffer le GOX (oxygène gazeux) et l’hélium destiné à la pressurisation.
L’ensemble comprend quatre serpentins pour l’oxygène et deux serpentins pour l’hélium, installés dans le conduit d’échappement de la turbine, entre la sortie de la turbopompe et les systèmes de pressurisation et d’alimentation du moteur. Lors de l’échange thermique, une petite partie de l’oxygène liquide est vaporisé en GOX pour la pressurisation du réservoir d'oxydant du véhicule, tandis que l’hélium est réchauffé pour la pressurisation du réservoir de carburant du véhicule. L’échangeur assure la vaporisation du LOX à cet effet.
La partie supérieure de l’échangeur thermique renferme les serpentins d’hélium ainsi que les brides de montage des lignes d’alimentation et de retour d’hélium et d’oxygène. Chaque bride comporte des orifices permettant la détection des fuites d’étanchéité, et les orifices d’admission intègrent des orifices calibrés destinés au contrôle du débit à travers les serpentins.
La partie inférieure de l’échangeur thermique renferme les serpentins d’oxygène et intègre un ensemble à soufflet destiné à compenser la dilatation thermique durant le fonctionnement du moteur. Des ensembles de tubes bridés, serrés contre les serpentins et soudés à des supports intégrés au corps de l’échangeur, assurent leur maintien mécanique. Les connexions de l’échangeur thermique avec le collecteur d’échappement de turbine et le collecteur d’échappement de la chambre de poussée sont assurées par des joints métalliques Naflex à action par pression.
Système de commande hydraulique
Il actionne les vannes des systèmes de propergols lors des séquences de démarrage et d’arrêt du moteur.
Il comprend :
• une alimentation hydraulique sous pression,
• des vannes de commande principales,
• une vanne de régulation moteur,
• les conduites hydrauliques associées.
Le système d'instrumentation de vol
Il comprend :
• capteurs de pression,
• capteurs de température,
• capteurs de position,
• débitmètre,
• boîtes de jonction électriques,
• câblage associé.
Il assure la surveillance des paramètres critiques du moteur.
Architecture
Le système est divisé en :
• système primaire,
• système auxiliaire.
Le système primaire est indispensable à tous les essais statiques et aux lancements opérationnels.
Le système auxiliaire est utilisé lors des phases de développement, d’essais au sol et des premiers vols du véhicule.
Fabrication et fonctionnement
Les moteurs F-1 sont fabriqués par Rocketdyne à Canoga Park, en Californie. Ils présentent une conception d’une remarquable simplicité structurelle. Le F-1 est construit à partir de tubes en acier d’un diamètre de 2,25 cm, qui sont cintrés après pressurisation à l’eau afin d’obtenir le profil de la section méridienne de la tuyère. Un faisceau est ensuite formé, constituant la structure de la chambre de poussée, composé de 178 tubes principaux disposés côte à côte.
À la partie inférieure, l’agencement laisse un espace permettant l’intégration de 178 tubes supplémentaires de longueur réduite. Le carburant circule dans ces tubes, assurant le refroidissement régénératif de la tuyère avant d’être injecté dans la chambre de poussée. Les tubes sont assemblés par brasage à l’aide d’un alliage à base de cuivre, d’argent et d’or. Ce processus transforme la structure même de la tuyère en un échangeur thermique haute performance : le carburant absorbe la chaleur intense des gaz de combustion, empêchant la fusion de l'acier tout en augmentant sa propre température avant l'injection.
La fabrication du F-1 relevait d'un exploit industriel, chaque moteur nécessitant des milliers d'heures de main-d'œuvre qualifiée. Les tolérances d'usinage de la turbopompe, tournant à très haute vitesse, étaient extrêmement serrées pour garantir la fiabilité. Chaque chambre de poussée subissait des contrôles radiographiques rigoureux sur ses soudures pour prévenir toute fuite sous pression. Enfin, chaque exemplaire était soumis à des essais statiques complets avant d'être certifié pour le vol. Pour répondre aux exigences du programme Apollo, les matériaux étaient sélectionnés pour leur résistance extrême aux chocs thermiques et vibratoires. La traçabilité de chaque pièce, du métal brut aux composants finis, était assurée par une documentation technique sans faille. Cette discipline de production permettait de maintenir une cohérence de performance inédite pour des moteurs de cette puissance.
La turbopompe est montée directement sur la chambre de poussée, comme sur son prédécesseur, le moteur H-1. Elle assure l’alimentation de la chambre de poussée avec environ 2 tonnes de LOX et 1 tonne de RP-1 par seconde et développe une puissance d’environ 60 000 chevaux.
Le générateur de gaz, qui entraîne la turbine de la turbopompe, utilise les mêmes ergols que la chambre de poussée, mais avec un rapport de mélange spécifique pour limiter la température des gaz à l’entrée de la turbine. Le générateur de gaz brûle une fraction des ergols afin de produire les gaz chauds qui entraînent la turbine de la turbopompe.
Les essais au banc sont réalisés au centre d’essais de la NASA à Edwards dans des conditions proches du fonctionnement réel. Après validation, les moteurs sont transportés par camion ou par avion vers La Nouvelle-Orléans pour être intégrés à l’étage S-IC.
Par contre, son fonctionnement est complexe et particulièrement ingénieux. On y relève quand même une dépendance fonctionnelle importante : le générateur ne fonctionne que si les pompes fonctionnent, les pompes fonctionnent si la turbopompe fonctionne, et la turbine ne fonctionne que si le générateur fonctionne. Il s’agit d’une boucle fonctionnelle.
Pour faire simple, il suffit de mettre en route le moteur pour que tout s’enclenche. En effet, dès que le moteur est en service, les systèmes s’activent mutuellement. C’est pour cela que le moteur a besoin d’une source extérieure de pression pneumatique, hydraulique, de courant électrique, ainsi que d’un système d’allumage par hypergols pour le démarrage.
PROCÉDURE DE DÉMARRAGE DU F-1
SÉQUENCE DE DÉMARRAGE
Le démarrage du moteur F-1 nécessitait environ cinq secondes. Lors des essais au sol, la pression hydraulique fournie par les équipements de soutien au sol (GSE) initiait une séquence de démarrage à montée progressive. Cette séquence débutait par l'ouverture de la vanne de commande du moteur, dirigeant le fluide hydraulique vers la vanne principale d'oxydant (LOX). L'ouverture de cette dernière permettait au LOX de saturer les circuits d'injection, préparant ainsi la mise en rotation de la turbopompe.
Les vannes du générateur de gaz s'ouvraient ensuite, admettant du RP-1 et du LOX dans le générateur de gaz, où deux allumeurs pyrotechniques déclenchaient la combustion.
Après deux à trois secondes, la pression générée devenait suffisante pour ouvrir la vanne d'alimentation de l'allumeur de la chambre de poussée. Celle-ci admettait alors une injection de fluide hypergolique (TEA/TEB), provoquant l'allumage spontané au contact du LOX dans la chambre de poussée. Dès que cet allumage était détecté par le système de séquencement hydraulique, les vannes principales de carburant s'ouvraient, augmentant la poussée.
Avant le démarrage, les tubes de refroidissement de la chambre de poussée étaient remplis d'environ 393,7 litres (104 gallons) d'un mélange d'éthylène glycol et d'eau. Durant cette phase transitoire, ce mélange était consommé en priorité, produisant une pression dans la chambre de combustion inférieure à celle obtenue avec le seul RP-1. Une fois ce mélange purgé, la pression de chambre continuait à augmenter jusqu'à atteindre 100 % de la valeur nominale.
Les séquences de démarrage et d'arrêt du moteur étaient commandées par un système électro-hydraulique. Lors des essais au sol, des relais électriques des équipements de soutien au sol (GSE), associés à des solénoïdes sur le moteur, assuraient le pilotage des fonctions. En vol, ces commandes étaient transmises par les systèmes embarqués du lanceur. Un système de commande hydraulique à orifices calibrés séquençait l'ouverture des vannes d'ergols, assisté par des dispositifs mécaniques couplés garantissant le bon ordre d'allumage.
PHASE DE PRÉPARATION DU MOTEUR
La phase de préparation du moteur correspond aux opérations permettant de vérifier que le moteur et les installations d’essais sont dans un état satisfaisant pour effectuer un démarrage en toute sécurité. Cette phase s’achève par l’émission d’un signal « ENGINE PREPARATION COMPLETE » qui, associé à un signal indiquant que les installations d’essais sont également prêtes, autorise l’alimentation électrique du commutateur de démarrage du moteur.
PHASE DE DÉMARRAGE ET D'ALLUMAGE DU MOTEUR (partie 1)
La phase de démarrage et d’allumage du moteur débute par l’actionnement manuel du commutateur de démarrage et se poursuit jusqu’à l’ouverture des vannes d’ergols, l’établissement de la combustion et la transition vers le régime principal.
L’actionnement du commutateur de démarrage déclenche électriquement la séquence automatique de démarrage. Celle-ci provoque la rotation de la vanne de commande vers la position de retour moteur, l’activation de la purge opérationnelle du dôme d’oxydant, ainsi que la mise en fonctionnement d’une temporisation associée à la vanne de commande. À l’expiration de cette temporisation, lorsque la vanne de commande a atteint la position de retour moteur, les dispositifs de chauffage de la turbopompe sont mis hors tension. L’alimentation électrique est alors appliquée aux allumeurs pyrotechniques du générateur de gaz et de la rallonge de tuyère, tandis qu’une temporisation de démarrage est enclenchée.
À l’expiration de cette seconde temporisation, après confirmation électrique de la combustion des allumeurs par la rupture de leurs liaisons fusibles, le solénoïde de démarrage de la vanne de commande du moteur ainsi qu’une temporisation de la phase d’allumage sont alimentés.
L’actionnement du solénoïde de démarrage provoque le déplacement du tiroir de commande de la vanne de commande du moteur. Ce déplacement interrompt l’alimentation en fluide hydraulique de fermeture fournie depuis le sol et dirige ce fluide vers l’orifice d’ouverture des vannes d’oxydant n°1 et n°2, ainsi que vers l’orifice d’entrée de la vanne de surveillance de l’allumage. L’ouverture des vannes d’oxydant permet à l’oxydant d’alimenter la zone de combustion de la chambre de poussée et provoque simultanément l’ouverture mécanique des vannes de séquence. Lorsque celles-ci s’ouvrent, le fluide hydraulique est dirigé vers l’orifice d’ouverture de la vanne du générateur de gaz.
L’ouverture de la vanne du générateur de gaz permet l’admission des ergols dans la chambre de combustion du générateur de gaz, où ils sont enflammés par les allumeurs pyrotechniques. Les gaz chauds ainsi produits, riches en carburant, sont dirigés à travers la turbine puis le collecteur d’échappement de la chambre de poussée jusqu’à la rallonge de tuyère, où ils se mélangent à l’atmosphère riche en oxydant présente dans la chambre de poussée et sont enflammés par les allumeurs de la rallonge de tuyère.
L’écoulement des gaz de combustion du générateur de gaz à travers la turbine entraîne la mise en rotation de la turbopompe, ce qui provoque l’augmentation progressive de la pression de refoulement des pompes à carburant et à oxydant.
PHASE DE DÉMARRAGE ET D'ALLUMAGE DU MOTEUR (partie 2)
Lorsque la pression de refoulement de la pompe à carburant atteint environ 225 psig, la vanne de régulation du refroidissement des paliers s’ouvre et dirige le carburant vers les paliers de la turbopompe afin d’assurer leur lubrification et leur refroidissement.
Lorsque la pression de carburant augmente jusqu’à environ 375 psig, la vanne d’alimentation de l’allumeur est déplacé hors de son siège, permettant l’admission de carburant vers l’allumeur hypergolique, ce qui provoque la rupture des membranes d’éclatement. Le fluide hypergolique, suivi du carburant d’allumage, s’écoule alors vers la zone de combustion de la chambre de poussée, où il réagit avec le LOX déjà présent et établit l’allumage.
La rupture des membranes de la cartouche hypergolique déverrouille également la vanne de surveillance de l’allumage, et une pression de chambre d’environ 20 psig, détectée au niveau de son orifice de commande, provoque l’actionnement de cette vanne. Celle-ci dirige alors le fluide de commande vers l’orifice d’entrée alimentant les orifices d’ouverture des vannes de carburant n°1 et n°2.
RÉGIME PRINCIPAL DU MOTEUR
Le régime principal du moteur correspondait à la période de fonctionnement du moteur initiée lorsque celui-ci atteignait 90 % de sa poussée nominale.
L’activation du pressostat « Thrust OK » signalait l’entrée en régime principal.
Lors de la transition vers le régime principal, la source de pression du système de commande était automatiquement transférée au moteur lorsque la pression de refoulement du carburant du moteur dépassait la pression fournie par la source externe au sol. Lorsque les vannes de carburant atteignaient la position complètement ouverte, la vanne d’alimentation du système de commande au sol était fermée.
La temporisation de la phase d’allumage, qui aurait déclenché une coupure du moteur si les vannes de carburant ne s’étaient pas ouvertes dans la limite de temps définie, arrivait à expiration et désactivait le solénoïde de démarrage de la vanne de commande du moteur. Le tiroir de commande n’était pas affecté, car il était hydrauliquement verrouillé en position ouverte dans la vanne.
PROCÉDURE D'ARRÊT DU MOTEUR F-1
L'arrêt du moteur était initié électriquement par l'activation simultanée du solénoïde d'arrêt de la vanne de contrôle moteur et du solénoïde de la vanne d'arrêt redondante. Lorsque le solénoïde d'arrêt de la vanne de contrôle était alimenté, le tiroir de commande était basculé en position fermée ; cela annulait la pression d'ouverture et appliquait une pression de fermeture aux vannes d'ergols. L'activation de la vanne d'arrêt redondante permettait à celle-ci de s'actionner hydrauliquement et d'orienter la pression du système de contrôle vers l'orifice de dérivation (override) de la vanne de contrôle moteur. La pression sur cet orifice forçait le basculement du tiroir de commande en position fermée, garantissant ainsi l'arrêt si le tiroir ne s'était pas repositionné lors de l'activation du premier solénoïde. Lorsque la pression de fermeture était appliquée aux vannes d'ergols, des orifices calibrés dans les lignes de commande fermaient séquentiellement la vanne du générateur de gaz, les vannes d'oxydant et les vannes de carburant, dans cet ordre précis.
Lors de l'initiation de l'arrêt, les réchauffeurs de paliers de la turbopompe étaient réactivés et la purge de service de l'oxydant était mise en fonction. La fermeture de la vanne du générateur de gaz supprimait l'énergie motrice de la turbine, entraînant une chute rapide de la pression de décharge du carburant. À mesure que cette pression chutait, la vanne de carburant de l'allumeur et les vannes de contrôle du fluide de refroidissement des paliers se fermaient. La fermeture des vannes d'ergols provoquait une chute de la pression dans la zone de combustion de la chambre de poussée, ce qui désactivait la vanne de contrôle de l'allumage.
Le saviez-vous ? Environ 15 heures avant le lancement, les conduites des moteurs F-1 sont préparées avec de l’éthylène glycol. Durant les heures suivantes, les circuits de la chambre de poussée ainsi que les collecteurs des moteurs F-1 du premier étage sont remplis d’une solution d’éthylène glycol. Au moment de l’allumage des moteurs, cette solution contribue à stabiliser et à lisser la séquence de mise en route lors du démarrage.
LOX : oxygène liquide, Il a une couleur bleu-clair et est fortement paramagnétique. L'oxygène liquide a une densité de 1140 kg/m3 et est modérément cryogénique (point de congélation : −219 °C, point d'ébullition : −183°C). Dans le commerce, l'oxygène liquide est classifiée comme un gaz industriel et est employée couramment pour des buts industriels et médicaux. Il est obtenue à partir de l'oxygène trouvé naturellement dans l'air par distillation fractionnaire.
RP-1 : (Rocket Propellant 1) est une forme fortement raffinée de pétrole semblable au kérosène, utilisé aux Etats-Unis comme un carburant de fusée. Le RP-1 est typiquement brûlé avec du LOX (oxygène liquide) comme comburant.
Le RP-1 est une fraction de raffinage du kérosène, qui est soumis à davantage de traitement pour enlever les substances insaturées qui polymérisent quand le carburant est stocké, aussi bien que les hydrocarbures sulfurés qui réduisent l'efficacité de la combustion. En outre, afin de répondre à des exigences spécifiques de densité, chaleur de combustion, et de contenu aromatique, le kérosène doit être obtenu à partir des bruts ayant un taux élevé de naphtalène.
Le brasage : on appelle brasage, l'assemblage à l'aide d'un métal d'apport de nature différente des pièces assemblées. Métal d'apport qui a une température de fusion inférieure aux pièces assemblées.
GOX : oxygène gazeux (gaseous oxygen).
Sources : PDF "F-1 Engine Familiarization Training Manual, R-3896-1 (Canoga Park, CA: Rocketdyne – North American Rockwell, 31 Mar 1967)" ; "Furnace brazing the F-1 thrust chamber for Apollo" de Francis X. De Carlo ; "Comprehensive Review of Liquid-Propellant Combustion Instabilities in F-1 Engines" de Oefelein, Joseph C. et Vigor Yang, journal of Propulsion and Power (Reston, VA: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Vol. 9, No. 5, Sep-Oct 1993) ; "Rocketdyne F-1: Saturn V First Stage Engine in Remembering the Giants: Apollo Rocket Propulsion Development", ed. Steven C. Fisher et Shamin A. Rahman ; livre "The Saturn V F-1 Engine Powering Apollo into History" d'Anthony Young
Textes de Paul Cultrera, tous droits réservés.
