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Raketentriebwerk Rocketdyne H-1

Inventory no. L1983-20

Classification 750.03.03 Raumfahrt / Raketenantriebe / Flüssigkeitsantriebe

Identity Original

Description Das „H1“-Triebwerk ist die vereinfachte Weiterentwicklung des in den „Jupiter“-, „Thor“- und „Atlas“-Raketen verwendeten „S3“-Triebwerks. Es verbrennt flüssigen Sauerstoff und RP-1(kerosinähnlich) zur Schuberzeugung.
Das Triebwerk wurde 1958/59 im Auftrag der Army Ballistic Missile Agency bei Rocketdyne entwickelt und anschließend in Serie gefertigt. Gegenüber dem Vorgängermodell „S3“ konnte durch Systemvereinfachung die Anzahl der Bauelemente um 90 % verringert werden. Außerdem wurde hier das Turbopumpenaggregat unmittelbar seitlich an der Brennkammer angebracht, wodurch ein großer Teil der störanfälligen flexiblen Hochdruckverbindungen zwischen Pumpenanlage und schwenkbarer Brennkammer wegfiel. Die Schubkontrolle erfolgt durch geeichte Blenden in den Treibstoffleitungen. Beim Anlassvorgang wird das Turbopumpenaggregat durch eine Feststoffgaspatrone (3 kg Amoniumnitrat) „angeschossen“. Die eigentliche Zündung des Triebwerks erfolgt durch eine Aluminiumtriäthyl-Einspritzung, da die Treibstoffkomponenten Flüssigsauerstoff und Kerosin nicht selbstentzündlich sind. Brennkammer und Düse sind aus in Längsrichtung verlaufenden und miteinander verschweißten Röhren aufgebaut. Durch sie wird der Brennstoff zur Kühlung des Aggregats geführt, ehe er in die Brennkammer eintritt.
Das Triebwerk ist nicht wiederstartfähig. In den Startstufen der „Saturn I“- und „Saturn IB“-Raketen wurden acht „H1“-Triebwerke gebündelt eingesetzt.
Leihgabe: National Air and Space Museum, Washington, D.C.

https://digital.deutsches-museum.de/item/L1983-20/

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Persons/corporations involved	Hersteller: Rocketdyne (Canoga Park, Calif.)
Places	Canoga Park
Date	Herstellung: 1959
Material	Metall Kunststoff Asbest Kunstleder
Inscription(s)	-: Rocketdyne A Division of North American Aviation Inc. Canoga Park, Calif. / Part Name: Tubular Thrust / Part No: 202307 / Contract No: 5642 / Model No: H-1 / WT:533
Dimensions	Masse: 847 kg mit Transportgestell
Technical data	Typ: Flüssigkeitstriebwerk Länge: 2,60 m Masse: 900 kg Durchmesser Düsenaustritt: 1,17 m Schub: 890 kN Brennkammerdruck: 44 bar Maximale Brenndauer: 155 s Treibstoffdurchsatz: 240 kg/s (flüssiger Sauerstoff), 107 kg/s (RP-1) Druck in der Brennkammer: 45 bar Temperatur in der Brennkammer: 3300 °C
Literature	Knopp, Matthias: Raumfahrt - Für die Erde ins All. (Ausstellungskatalog Deutsches Museum). München 2023. S. 119, Abb. 119, Kat. 22 (BVB)

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