Ж Рис. 2 Двигатель f-1 рд f-1 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne .

Это самый большой и самый мощный ЖРД в США. Двигатель состоит из головки камеры сгорания, имеющей 2600 форсунок окислителя и 3700 форсунок горючего, отъемной сопловой приставки одного ТНА с прямым приводом, одного газогенератора, одного управляющего клапана для жидкого кислорода и горючего, одного управляющего клапана для пуска и останова. Кроме того, имеются агрегаты управления, клапан генератора, клапан воспламенительного устройства, устройство, подающее самовоспламеняющиеся компоненты топлива для зажигания смеси в основной камере сгорания, и пиротехнический воспламенитель для зажигания топлива в газогенераторе и зажигания выхлопных газов.

Последовательность операций во время запуска и останова ЖРД регулируется клапанами, срабатывающими от нарастающего давления компонентов топлива.

Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя двигатель форсируется до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок. Такой двигатель может обеспечить увеличение полезной нагрузки на 900 кг.

Рис. 3. Схема ЖРД F-1 1 - насос жидкого кислорода; 2 - насос горючего; 3 - контролирующий клапан; 4 - четырехходовый соленоидный клапан; 5 - жидкий кислород; 6 - воспламенитель; 7 - сопло; 8 - камера сгорания; 9 - форсуночная головка;  10 - патрон с самовоспламеняющейся жидкостью; 11 - теплообменник; 12 - турбина; 13 - газогенератор; 14 - клапан продувки; 15 - клапан управления

Основные технические характеристики ЖРД F-1:

Тяга на уровне моря, т	691±1,5%
Удельный импульс на уровне моря, сек	263
Состав смеси (окислитель/горючее)	2,27±2%
Степень расширения сопла	16
Диаметр критического сечения, м	0,92
Диаметр выходного сечения сопла, м	3,66
Давление в камере сгорания, кг/см²	63 - 65
Температуры газов в камере, °C	3000
Охлаждение камеры сгорания и сопла	регенеративное, горючим
Охлаждение тепловой приставки	пленочное, выхлопными газами турбины
Угол отклонения ЖРД, от оси, град	±3
Гидропривод отклонения ЖРД	работает на горючем высокого давления
Турбонасосный агрегат (ТНА)
Производительность насоса горючего, кг/сек	900
Производительность насоса окислителя, кг/сек	1800
Мощность турбины, л.с.	60 000
Диаметр ТНА, м	1,22
Длина ТНА, м	1,52
Вес ТНА, кг	1 270
Габаритные размеры и вес ЖРД F-1
Высота, м	5,49
Диаметр, м	3,66
Вес, кг	8 200 - 10 200

Конструктивно-компоновочная схема ступени s-II

Ступень S-II фирмы North American Rockwell (США) имеет длину 25 м, диаметр 10,1 м, вес без топлива 37,6 т, с топливом 458,7 т. S-II состоит из верхнего переходника, топливных баков, двигательного отсека с пятью ЖРД J-2, нижнего переходника между первой ступенью S-I С и второй ступенью S-II.

Рис. 4. Вторая ступень (S-II)

Верхний переходник - полумонококовая клепаная конструкция длиной 3,5 м. Обшивка переходника подкреплена стрингерным набором. На нем установлено 4 РДТТ, которые запускаются после отделения ступени S-IVB и тормозят ступень S-II.

Топливный отсек включает в себя бак жидкого кислорода объемом 370 м³ и бак жидкого водорода объемом 1100 м

Днище и стенки бака покрыты теплоизоляцией, сокращающей потери водорода на испарение на стартовой позиции и в полете до 6% в 1 ч и уменьшающей температурные напряжения в оболочке бака. Все это в целом экономит 1,4 т веса ступени.

Баки имеют смежное днище. Применение общего днища позволило сэкономить 4,9 т веса. Смежное днище состоит из двух оболочек, пространство между которыми заполнено теплоизоляцией.

Нижний переходник монококовой конструкции с внутренними несущими кольцами и вертикальными стрингерами обеспечивает жесткое соединение ступеней S-IC и S-II. Восемь РДТТ установлены вокруг наружной поверхности переходника и запускаются после отделения первой ступени, чтобы осадить топливо в баках ступени S-II перед запуском ЖРД J-2. Через 30 сек после запуска ЖРД J-2 переходник сбрасывается пиротолкателями.

Двигательный отсек сваривается из четырех панелей и имеет крестовину для монтажа пяти ЖРД J-2. Четыре поворачивающихся двигателя устанавливаются по периферии отсека, один неподвижный двигатель крепится в центре.

В топливную систему, кроме трубопроводов и арматуры, входят перегородки для демпфирования колебаний топлива, устройства, препятствующие воронкообразованию на входе в трубопровод, датчики расхода компонентов. Система позволяет регулировать подачу компонентов в необходимом соотношении. Для наддува водородного бака используется газообразный водород, отбираемый из трубопровода J-2. Кислородный бак наддувается газообразным кислородом, поступающим от магистрали жидкого кислорода через теплообменник.

Двигатели второй ступени включаются, когда расстояние между ступенями S-IC и S-II увеличится до 2—3 м. Это повышает надежность разделения и исключает необходимость делать дополнительную тепловую защиту на S-II.

Система управления полетом S-II начинает функционировать после отделения S-IC и получает команды от аппаратуры приборного отсека. В нее входит система управления вектором тяти, отклоняющая 4 периферийных двигателя на ±7°. Эти двигатели укреплены на кардановых подвесках и отклоняются двумя сервоприводами, имеющими автономные турбонасосные системы. Отклонения ЖРД обеспечивают управление ракетой по всем каналам.