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LE LANCEUR SATURN 5
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LE MOTEUR F1 Le moteur F1 est le plus puissant fabriqués à ce jour. D'un dessin relativement "classique", il développe une poussée de 680 tonnes. En 1958, la NASA a passé un contrat de 100 millions $ avec Rocketdyne pour la conception et la mise au point de ce moteur. En 1962, un contrat de 124 millions $ est passé pour la fourniture de 55 moteurs F1 et un autre de 125 millions pour la poursuite des études. En 1965, la NASA commande à Rocketdyne 21 moteurs supplémentaires, portant la commande à 156 millions $. Le premier moteur fonctionne le 13 juin 1961. Le premier moteur de série est livré le 30 octobre 1963. Le moteur F1 est composé de trois parties essentielles: _ La chambre de combustion avec son injecteur;
La chambre de poussée à paroi tubulaire en Inconel, refroidie par régénération se continue par un prolongement refroidi au gaz, un double dôme d'admission de l'oxydant et un injecteur à baffle plat. En une seconde, la chambre brûle 2 tonnes de LOX et une tonne de RP1. Pour usiner une pièce de cette taille, Rocketdyne a fait construire le plus grand four à braser des Etats Unis. La turbopompe (1,5 m de long, 2,2 m de diamètre) est montée directement sur sur la chambre de combustion comme sur le H1. Elle permet d'alimenter la chambre avec 2 tonnes de LOX et 1 tonnes de LH2.
La flamme noire en sortie du moteur F1, avant qu'elle ne se transforme en flamme vive provient du film de gaz d'échappement utilisé pour refroidir la tuyère. Le Turbine Exhaust Manifold (collecteur d'échappement de la turbine), le gros tuyau conique enroulé autour de la tuyère 'en rouge) utilise les gaz d'échappement acheminé de la turbine pour fournir un mince film de kérosène pour le refroidissement de la tuyère basse afin de la protéger de la chaleur des gaz d'échappement du moteur. Le refroidissement n'était pas froid. La température en sortie de tuyère était de 3200°C et le film était à seulement 650°C. Les "anneaux" sur le TEM sont de joints d'expansion thermique en forme d'oméga". Tous les autres systèmes sont de même montés sur ces deux constituants , ce qui élimine le problème posé par les raccords flexibles nécessaires pour suivre les changements d'orientation du moteur. La turbopompe d'une puissance de 60000 CV a fonctionné pour la première fois en 1961. Le générateur de gaz (25 cm de diamètre) qui actionne la turbine brûle le même mélange que la chambre de combustion. Le moteur seul mesure 3,3 m de haut pour 3 m de diamètre. Le prolongateur de tuyère porte sa longueur à 6 m pour un diamètre de 4 m. Cette tuyère est constituée de 178 tubes d'acier de 2,25 cm de diamètre convenablement cintrés entre lesquels, dans la partie intérieure, 178 autres tubes sont insérés, tous soudés avec un alliage contenant cuivre, argent et or. Dans ces tubes, le combustible circule avant son introduction dans la chambre.
Les moteurs sont fabriqués par Rocketdyne à Canoga Park en Californie. Les essais au banc ont lieu au centre de la NASA à Edwards dans les conditions réelles de fonctionnement. Puis jugés bon pour le service, ils sont transportés par camions ou avion à la Nouvelle Orléans pour être montés sur l'étage S1C. L'étage complet part ensuite pour le centre d'essai du Mississipi MTF pour un essai de mise à feu correspondant à sa durée de fonctionnement soit 125 secondes. Chaque étage passe en moyenne 3 mois au centre.
LE MOTEUR J2 Le moteur J2 équipe le second et le troisième étage du Saturn 5. C'est lui qui est chargé de la satellisation autour de la terre et d'envoyer le train lunaire vers sa cible. Successeur du RL10 qui équipe les Saturn 1, il développe 90 tonnes de poussée dans le vide contre 40. D'abord assigné à Pratt & Wirney, le contrat de développement de ce moteur revient à Rocketdyne en juin 1960. La décision d'utiliser de l'acier inoxydable à haute résistance posa un sérieux problème de technique de brasage au four. Autre difficulté, la mise en forme des 600 broches sur l'injecteur qui fut solutionnée par l'emploi de décharges électriques. Le J2 est un moteur cryogénique, c'est à dire employant des propergols hautement énergétique à savoir l'hydrogène et l'oxygène liquide. Le couple assure un vitesse d'éjection de 3900 m/s contre 2700 pour le couple RP1-LOX. C'est à dire que l'on gagne en théorie un facteur de 9 dans la charge utile. L'emploi de ces propergols nécessite quelques précautions. L'hydrogène liquide a une faible densité ce qui exige des réservoirs de grandes dimensions. De plus, l'hydrogène n'est liquide qu'en dessous -252°C ce qui oblige à une isolation draconienne des réservoirs. La cohabitation avec l'oxygène liquide stocké à -182°C dans le réservoir voisin est aussi un autre soucis pour les ingénieurs. Les propergols cryogénique implique aussi l'utilisation de joints spéciaux à base de métal et de plastique assurant à la fois la dureté et l'élasticité. Pour le S2, la solution retenue est l'isolation externe avec une structure interne comme le S4 en duralumin.
Les turbopompes assurent l'alimentation en LH2 et LOX dans un rapport de 5. Le fait d'augmenter la proportion de LH2 permet de disposer d'un gaz non brûlé très léger qui sera éjecté à grande vitesse. Le liquide pompé permet aussi de lubrifier au passage les parties mobiles, ce qui supprime les problèmes posées par les protections thermique des lubrifiants habituels. La synchronisation du pompage des deux liquides est assurée par un montage en série des turbopompes qui sont actionnées par les gaz venant du générateur. Le gaz récupéré est réintroduit dans la turbine, au milieu de la tuyère de façon à récupérer l'énergie restante. Le moteur emporte des réserves d'Hélium pour faire fonctionner les valves ainsi qu'une unité de contrôle électrique commandant l'allumage, l'arrêt du moteur. Principal avantage du moteur J2, il est ré-allumable en vol, à savoir un réservoir d'hydrogène rechargeable, monté sur le moteur et un système d'allumage par étincelle avec dispositif automatique de réamorçage.
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