A Rocketdyne F–1 hajtómű egy gázgenerátoros rakétahajtómű volt, amelyet az Egyesült Államokban fejlesztettek a NASA Saturn V holdrakétája számára az 1950-es évek végén. A hajtóművet a North American repülőgépgyár által alapított hajtóműgyártó a Rocketdyne kapta a fejlesztés feladatát, amely a H–1 hajtómű mellett a NASA számára fejlesztendő Saturn rakétacsalád fő hajtómű típusa lett, és mint ilyen az amerikai Holdra szállás egyik kulcsfejlesztéseként jelent meg.
A hajtóművet kizárólag a Saturn V rakétában, annak is az első, S–IC jelű fokozatában használták, szám szerint ötöt egy-egy fokozatban – a vadonatúj rakétaépítési elvet, a cluster (csokorba kötött) hajtóművek elvét alkalmazva. kN-t meghaladó tolóerejével (és az öt hajtómű, kN-t meghaladó össz tolóerejével) máig kivételes teljesítményű eszköznek számít
Fejlesztésének története A NASA megalakulása előtt Az 1950-es években az USA felismerte, hogy hadászati szempontból a bombázó repülőgépek kora lejárt és különösen az atomfegyverek esetleges célba juttatására más eszközt kell keresni, amelyet a rakétákban találták meg. Erre a célra számos hordozórakéta fejlesztése indult el, többek között az Atlas rakétáké. 1954-ben, amikor az Atlas hordozórakéta életútja még csak a fejlesztési fázisnál tartott, a Légierő Tudományos Tanácsadó Testülete kétségeit fogalmazta meg a rakéta sok szokatlan műszaki megoldása ellen és javasolták, hogy a következő ICBM fejlesztésénél már vegyék figyelembe az ő szempontjaikat.
A következő ilyen fejlesztés a Titan hordozórakéta volt, amelyhez bevonták szakértőként a Ramo-Wooldridge céget, amely meghívta a Lockheedet és a Glen L. Martin Companyt, hogy tegyenek alternatív javaslatokat a rakéta fejlesztéséhez. Végül a Martin javaslatát fogadták el – amelyből megszületett a Titan hordozórakéta –, ám kiválasztották a North American Rocketdyne divízióját is, hogy fejlesszen egy alternatív hajtóművet is a rakétához.
A Rocketdyne más irányon indult el a fejlesztésben, a „cluster-elv” (csokorba fogott hajtóművek elve) helyett egyetlen nagyobb hajtóművel kívánta megoldani a követelményeknek való megfelelőséget. Ehhez elkezdték fejleszteni az E–1 hajtóművet, amely a Thor és a Jupiter hordozórakéták LR79 (vagy saját fejlesztési kódja szerint MB–3/S–3) hajtóműveinek megnövelt méretű és teljesítményű változata volt. Az első terveket a Rocketdyne 1955 második felében küldte el a Santa Susana Field Laboratorynak (az USA egyik fő, rakétafejlesztéssel foglalkozó intézetének), ám a hajtóanyag befecskendezőjének tervezése problémákkal terhelt volt, így a végső, működőképes terv csak 1956-ra lett kész.
1957 áprilisában Wernher von Braun hozzáfogott egy új űr-hordozórakéta fejlesztéséhez, amelyet az akkor még csak félhivatalosan létező ARPA követelményrendszerei alapján kezdtek meg. Ennek a hordozórakétának a tervek szerint 9100 kg tömeget kellett volna Föld körüli pályára szállítania, amelyhez kb. 4400 kN tolóerőre volt szükség. Az akkoriban a különböző fejlesztési fázisban levő rakéták közül a Rocketdyne E–1-ese volt a legnagyobb kapacitású hajtómű, amelyet von Braun be is választott a Juno V nevű fejlesztésébe. 1959-ben aztán elkezdődött egy következő rakéta, a Jupiter után következő hordozórakéta, majd későbbi nevén a Saturn fejlesztése, amely még nagyobb tolóerőre tartott igényt.
Időközben egyrészt a Titan rakéta első számú hajtóműve, az LR87 sikeresen debütált, majd a Szputnyik–1 sikerét követő amerikai pánikreakció miatt megalakult a NASA, így az E–1 Légierőn belüli fejlesztését törölték és minden kutatási eredmény átkerült az űrügynökséghez. Emellett a Rocketdyne lefektette egy még nagyobb hajtómű, az F–1 tervezési alapjait is, mindenféle láthatáron levő hordozóeszköz, vagy repülésre vonatkozó terv nélkül, kvázi a saját kockázatára (az ilyen jellegű fejlesztések bevett szokásnak számítottak akkoriban)
NASA fejlesztések A Rocketdyne házi fejlesztésének eredményeként az F–1 egyes komponensei 1957-ben már átestek teszteken is. Azonban az éppen életre hívott NASA fantáziát látott az űr eléréséhez jól illő hajtómű teljesítményében és a fejlesztés folytatása, a projektnek a légierőtől való átvétele mellett döntött. Ennek eredményeként az F–1 első, próbapadi tesztjeire 1960 márciusában sor került a Rocketdyne-nál (a tesztek egyébként viszonylag szétszórtan zajlottak: az alapvető fejlesztések a cég Canoga Park-beli, kaliforniai telepén történtek, míg más teszteket a Santa Susana Field Laboratoryban végeztek, aztán a végső tesztekre az Edwards légitámaszpontra költözött a hajtómű). A fejlesztés villámgyorsan zajlott, 27 hónappal a tervezési megbízást követően létrejött az első teljes értékű példányt is kipróbálhatták az Edwardson. Az eredmények is fényesek voltak: az ARPA eredeti kiírásában kN tolóerő szerepelt, a prototípus tolóereje azonban kN lett. Azonban ezt követően fény derült egy sor anomáliára, amelyeket mind meg kellett oldani, hogy a hajtóművet valóban alkalmazni lehessen egy űrjárművön.
A problémák legnagyobb részét komoly égési instabilitások jelentették. Leggyakrabban 4 kHz-es oszcillációk léptek fel az instabil égés következtében egészen 24 kHz-es felharmonikusokig, amelyre nehezen sikerült megoldást találni és amely rezgések gyakran az egész szerkezet pusztulásával jártak. A mérnökök végül egy nagyon egyedi megoldást találtak: az égéstéren kívül, sugárirányban elhelyezett kisebb robbanótölteteket szereltek fel (amelyet a mérnöki szleng bombának nevezett el és amelyekben C4, vagy puskapor robbanóanyagot alkalmaztak) és a járó hajtómű mellett ezek felrobbantásával keltettek ellenrezgéseket. A mérnökök ezen eszköz alkalmazásával választ kaptak arra, hogy egyes hatások esetében hogyan reagál az égéstérben áramló gázsugár a nyomásváltozásokra, majd képesek voltak meghatározni, hogyan szüntessék meg ezen hatásokat. Ennek hatására megszülettek azok a koaxiális üzemanyag befecskendezők, amelyek a legellenállóbbak voltak az égési instabilitásra. Az új dizájn később olyan sikeres lett, hogy a hajtómű képes volt egytized másodperc alatt korrigálni a spontán keletkező nyomásingásokat. A fejlesztési folyamat viszont két évig, 1959-61 között húzódott el.
A problémák másik iránya a hajtóművet ellátó turbószivattyúk iránya volt. Az alapprobléma az volt, hogy olyan részegységre volt szükség, amely soha nem látott mennyiségű üzemanyagot és oxidálóanyagot kellett juttasson egyenletesen az égéstérbe. A problémára jellemző, hogy olyan szerteágazó volt a megoldandó feladat, hogy csak a turbószivattyú tervezése több időt vett igénybe, mint bármely más F–1 alkatrészé együttvéve. A fő problémát a szivattyú által továbbított közeg hőmérséklete jelentette: a –184 °C-os cseppfolyós oxigén megfagyasztotta a csapágyazást. Ennek megoldására fűtőrendszert kellett beszerelni, hogy a szivattyú képes legyen percenként liter folyadékot a gázgenerátorba és onnan a hajtóműbe juttatni. A turbószivattyú meghajtását egy lóerős turbina biztosította. A két részegységet el kellett különíteni, mivel a turbina üzemi hőmérséklete 816 °C volt, így kb. ezer fokos hőmérséklet különbség uralkodott a két részegység között. A szivattyú másik végén kb. 79 000 newton/cm² nyomás keletkezett az injektoroknál. Ezek a fizikai körülmények a tesztek során összesen kilenc alkalommal vezettek hajtómű robbanáshoz, amelyeket minden alkalommal újratervezés követett, vagy az anyagválasztásokat kellett újragondolni.
A tervasztal után következő fázis a statikus hajtóműtesztek próbái volt. Ehhez először a mérnökök az Edwards légitámaszpontra költöztették az F–1-et, arra a helyre, ahol a Légierő először kezdett még az E–1-gyel próbákba. Kézenfekvő volt, hogy az Atlas rakétákhoz épült próbapadokat használják – természetesen átalakítva – az első tesztekre. Később más próbapadok is épültek (egy F–1 próbapad lényegében egy hatalmas, 11 emeletes épületnek megfelelő torony volt), végül a Rocketdyne-nak összesen öt próbapadja is üzemelt a tesztbázison. A tesztek korlátait az jelentette, hogy egyik próbapadnál sem állt rendelkezésre olyan tartály, amely 20 másodperces működésnél többre elegendő lett volna a hajtóműnek.
A próbák felgyorsítására később a NASA úgy döntött, hogy egy második helyszínt is bevon a hajtóműpróbákba: a Marshall Űrrepülési Központban, Huntsville-ben is elkezdődtek a tesztek. Ezen a helyszínen már sorozatban gyártott példányokat próbáltak ki és a munkamegosztás úgy alakult, hogy a Rocketdyne az Edwards-on felügyelte a munkát, míg Huntsville-ben a NASA munkatársai felügyelete alatt folytak a próbák. A próbák végül az S–IC–T (az S-IC rakétafokozat teljesen készre szerelt változatának) próbájában csúcsosodtak ki 1965. április 15-én, amikor a hajtóművekkel kN tolóerőt értek el.
Kialakítása Szerkezeti elemei A hajtómű lelke az égéstér volt, amelyben az RP–1 jelű kerozin hajtóanyagot és a cseppfolyós oxigént elegyítették, hogy aztán a két komponens elégetésével tolóerőt nyerjenek. A hajtómű tetején egy kupola alakú térben egy csőrendszer felelt azért, hogy az oxigént eljuttassák az injektorokhoz, illetve itt volt egy kardáncsatlakozó, amelyhez a hajtóművet rögzítették (hogy annak a tervezett keretek között vektorálható legyen a gázsugara), azaz itt adta át a tolóerőt a rakéta szerkezetének a hajtómű. Ez alatt a részegység alatt helyezkedtek el az injektorok, amelyek a hajtóanyagot és az oxidálóanyagot juttatták be az égéstérbe úgy, hogy azok ott összekeveredjenek és egyenletes égést biztosítsanak. A hajtóanyagnak egy másik csőrendszere volt, amely nem az oxigéné mellett vezetett (a rendszer bonyolultságára jellemző, hogy 178 csövet építettek be e hajtóanyagrendszerbe), amely egyúttal hűtést is biztosított az injektor fúvókáknak.
Az injektorok felett helyezték el a gázgenerátort és a turbószivattyúk turbináját. A gázgenerátor egy független hajtóanyag és oxigénrendszeren át biztosította a turbina meghajtását. A turbina 5500 ford/perc fordulaton lóerő (41MW) teljesítményt adott le. Ezzel a teljesítménnyel percenként liter hajtóanyagot és liter cseppfolyós oxigént juttattak a turbószivattyúkba és onnan az égéstérbe. Ennek a részegységnek kellett a legnagyobb terheléseket elviselnie: a turbina erre gyakorolt newton/cm2 nyomást, illetve ez a részegység volt egyszerre kitéve belépő oldalon a cseppfolyós oxigén -184 C°-os, valamint a kilépő gáz 816 C°-os hőmérsékletének. Strukturálisan is érdekes megoldást választottak a mérnökök: a hajtóanyag egyszerre szolgált kenési és hűtési funkciókat a turbina csapágyainak.
A hajtómű fő alkatrésze, az égéstér volt a következő részegység, ahol a hajtóanyag és az oxigén egyesült és végbement az égés. Ennél a részegységnél az ún. regeneratív hűtés (azaz a hajtóanyag és a cseppfolyós oxigén által biztosított hűtés) volt a fő szempont. A feladat úgy hangzott, hogy „biztosítsuk, hogy meg ne olvadjon”. Erre olyan hidrodinamikai és termodinamikai számításokat kellett végezni, amelyekkel eljuthattak oda, hogy létrehozzanak egy olyan égést, amelyben nem jönnek létre ún. „forró pontok”. A másik tervezési irány az anyagválasztás volt, amellyel szintén a hőnek ellenálló szerkezetet lehetett létrehozni. A mérnökök választása egy nikkel alapú ötvözetre, az Inconel–X750-re esett, amely kellőképpen ellenállt a hőnek.
Az égéstér alatt helyezkedett el egy fúvócső kiterjesztés, amelynek a feladata az volt, hogy az égéstérből kilépő gáz tágulási mértékét 10:1-ről 16:1-re változtassa, ezzel fokozva a végső értékre a tolóerőt. A turbinából kilépő gázokat szintén ide vezették egy kúpos csőrendszeren át, amely relatíve hideg gáz egy filmréteget képzett a szerkezeten, amely megvédte azt az égéstérből kilépő C°-os fő gázáramtól.