เอ็ม-1

ข้อมูลจำเพาะของเครื่องยนต์จรวด M-1
ประเทศต้นกำเนิด	สหรัฐอเมริกา
เที่ยวบินแรก	การพัฒนาถูกยกเลิกในขั้นตอนก่อนการสร้างต้นแบบ
ผู้ผลิต	แอโรเจ็ท
สถานะ	ถูกยกเลิกในระหว่างขั้นตอนการพัฒนา
เครื่องยนต์เชื้อเพลิงเหลว
เชื้อเพลิงขับดัน	ล็อกซ์ / แอลเอช
วงจร	เครื่องกำเนิดไฟฟ้าก๊าซ
ผลงาน
แรงขับ, สุญญากาศ	1,500,000 ปอนด์ 6.7 MN)
อัตราส่วนแรงขับต่อน้ำหนัก	60
แรงดันในห้อง	1,000 psi (6,900 kPa)
แรงดลจำเพาะสุญญากาศ	428 วินาที (4.20 กม./วินาที)
มิติ
ความยาว	7.72 เมตร (25.3 ฟุต)
เส้นผ่านศูนย์กลาง	4.28 เมตร (14.0 ฟุต)
มวลแห้ง	9,100 กิโลกรัม (20,000 ปอนด์)

เครื่องยนต์จรวดเชื้อเพลิงเหลว Aerojet M-1เป็นหนึ่งในเครื่องยนต์จรวดเชื้อเพลิงเหลวที่ใช้ไฮโดรเจนเหลว ที่ใหญ่ที่สุดและทรงพลังที่สุดเท่า ที่ เคยมีการออกแบบและทดสอบชิ้นส่วนมา เดิมทีได้รับการพัฒนาขึ้นในช่วงทศวรรษ 1950 โดยกองทัพอากาศสหรัฐฯ M-1 มีแรงขับพื้นฐาน 1,500,000 ปอนด์-แรง (6.7  นิวตัน ) และเป้าหมายการเพิ่มขึ้นทันทีที่ 1,800,000 ปอนด์ (8 นิวตัน) หากสร้างขึ้นจริง M-1 จะมีขนาดใหญ่กว่าและมีประสิทธิภาพมากกว่าเครื่องยนต์F-1 ที่มีชื่อเสียงซึ่งขับเคลื่อนจรวด Saturn Vขั้นแรกที่ไปดวงจันทร์

จรวด M-1 มีประวัติความเป็นมาจากการศึกษาของกองทัพอากาศสหรัฐฯ ในช่วงปลายทศวรรษ 1950 เพื่อตอบสนองความต้องการในการปล่อยจรวดในช่วงทศวรรษ 1960 ต่อมาในปี 1961 การศึกษาเหล่านั้นได้พัฒนาไปสู่ การออกแบบ ระบบปล่อยจรวดอวกาศ (Space Launcher System: SLS) SLS ประกอบด้วยการออกแบบจรวดสี่แบบ โดยทั้งหมดสร้างขึ้นจากบูสเตอร์เชื้อเพลิงแข็งและส่วนบนที่ขับเคลื่อนด้วย ไฮโดรเจนเหลว

แบบจำลองที่เล็กที่สุด ซึ่งมีจุดประสงค์เพื่อใช้ในการปล่อยจรวดDyna-Soarนั้น ใช้จรวดเชื้อเพลิงแข็งขนาด 100 นิ้ว (2,500 มม.) สองลูก และแกนเชื้อเพลิงเหลว "A" เพื่อขับเคลื่อนบูสเตอร์ "A" นั้น Aerojet ได้รับสัญญาให้ดัดแปลงเครื่องยนต์LR-87ที่ใช้ในขีปนาวุธ Titan IIให้สามารถใช้ไฮโดรเจนเหลวเป็นเชื้อเพลิงได้ ต้นแบบได้รับการทดสอบสำเร็จระหว่างปี 1958 ถึง 1960 การศึกษาเบื้องต้นเกี่ยวกับจรวดเชื้อเพลิงแข็งขนาด 100 นิ้ว (2,500 มม.) ก็ได้มอบหมายให้ Aerojet ดำเนินการเช่นกัน โดยเริ่มตั้งแต่ปี 1959

นอกจากนี้ SLS ยังออกแบบจรวดขนาดใหญ่อีกหลายแบบเพื่อใช้ในภารกิจ ลงจอดบนดวงจันทร์ของ โครงการ Lunex ของกองทัพอากาศ โครงการ Lunex เป็นภารกิจลงจอดโดยตรง ซึ่งยานอวกาศขนาดใหญ่เพียงลำเดียวจะบินไปยังดวงจันทร์ ลงจอด และกลับมา เพื่อที่จะส่งยานดังกล่าวขึ้นสู่วงโคจรต่ำของโลก (LEO) จำเป็นต้องใช้จรวดขับดันขนาดใหญ่มากที่มีน้ำหนักบรรทุก 125,000 ปอนด์ (57,000 กิโลกรัม) จรวด SLS ขนาดใหญ่เหล่านี้มีโครงร่างพื้นฐานเหมือนกับจรวดขับดัน Dynasoar ขนาดเล็ก แต่ใช้เชื้อเพลิงแข็งขนาด 180 นิ้ว (4,600 มม.) ที่ทรงพลังกว่ามาก และใช้เชื้อเพลิงเหลวในส่วน "B" และ "C" เพื่อให้ได้พลังงานที่ต้องการ เชื้อเพลิงเหลวเหล่านี้ติดตั้งเครื่องยนต์J-2 จำนวน 12 เครื่อง เพื่อลดความซับซ้อนนี้ กองทัพอากาศจึงให้ Aerojet เริ่มศึกษาการออกแบบที่ใช้เชื้อเพลิงไฮโดรเจนขนาดใหญ่กว่ามาก ซึ่งจะแทนที่เครื่องยนต์ J-2 ทั้ง 12 เครื่องด้วยเครื่องยนต์เพียง 2 เครื่อง การศึกษาเบื้องต้นเหล่านี้ในที่สุดก็กลายเป็น M-1 ซึ่งมีแรงขับ 1.2 ล้านปอนด์

เมื่อนาซาก่อตั้งขึ้นในปี 1958 พวกเขาก็เริ่มวางแผนสำหรับการลงจอดบนดวงจันทร์เช่นกัน เช่นเดียวกับกองทัพอากาศโครงการอพอลโล ของพวกเขา ในตอนแรกนั้นเน้นไป ที่การขึ้นสู่วง โคจรต่ำโดยตรงซึ่งต้องใช้จรวดขนาดใหญ่เพื่อส่งยานอวกาศขึ้นไปสู่วงโคจรต่ำของโลก ก่อนที่นาซาจะรับช่วงต่อ งานวิจัย จรวด แซทเทิร์น ของแวร์เนอร์ ฟอน บราวน์จากกองทัพบกสหรัฐฯพวกเขาไม่มีแบบจรวดขนาดใหญ่เป็นของตัวเอง และได้เริ่มโครงการศึกษาที่รู้จักกันในชื่อโนวาเพื่อศึกษาตัวเลือกต่างๆ ในตอนแรก ความต้องการน้ำหนักบรรทุกค่อนข้างจำกัด และแบบที่ได้รับความนิยมในโครงการโนวาใช้ขั้นแรกที่มีเครื่องยนต์ F-1 สี่เครื่องและน้ำหนักบรรทุกประมาณ 50,000 ปอนด์ (23,000 กิโลกรัม) แบบเหล่านี้ถูกนำเสนอต่อประธานาธิบดีดไวต์ ดี. ไอเซนฮาวเวอร์เมื่อวันที่ 27 มกราคม 1959

อย่างไรก็ตาม ความต้องการของยานอวกาศอะพอลโลเพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็ว โดยได้ข้อสรุปว่ายานอวกาศ ( CSM ) มีน้ำหนัก 10,000 ปอนด์ (4,500 กิโลกรัม) พร้อมลูกเรือสามคน การส่งยานดังกล่าวไปยังดวงจันทร์ต้องใช้สัมภาระหนักถึง 125,000 ปอนด์ (57,000 กิโลกรัม) ไปยังวงโคจรต่ำของโลก (LEO) บริษัทโนวาได้นำเสนอแบบจำลองที่มีความสามารถนี้อย่างรวดเร็ว โดยใช้เครื่องยนต์ F-1 มากถึงแปดเครื่อง พร้อมกับส่วนบนของจรวดที่มีกำลังมากกว่ามาก ซึ่งต้องการเครื่องยนต์ M-1 ดังนั้น ในช่วงเวลาสั้นๆ เครื่องยนต์ M-1 จึงถูกนำมาใช้ในแบบจำลองพื้นฐานสำหรับโครงการสำรวจดวงจันทร์ของทั้งนาซาและกองทัพอากาศ

ในปี 1961 ประธานาธิบดีจอห์น เอฟ. เคนเนดีประกาศเป้าหมายที่จะส่งมนุษย์ไปลงจอดบนดวงจันทร์ก่อนสิ้นทศวรรษนั้น หลังจากการถกเถียงกันเล็กน้อย นาซาได้รับภารกิจนี้เหนือกองทัพอากาศ อย่างไรก็ตาม โครงการโนวาต้องการกำลังการผลิตมหาศาลซึ่งในขณะนั้นยังไม่มีอยู่ และยังไม่ชัดเจนว่าการสร้างจรวดขับดันจะสามารถเริ่มต้นได้ทันเวลาสำหรับการลงจอดก่อนปี 1970 หรือไม่ ในปี 1962 พวกเขาตัดสินใจใช้แบบจรวดแซทเทิร์นวี ของฟอน บราวน์ ซึ่งผ่านกระบวนการออกแบบใหม่เพื่อสร้างจรวดขับดันที่ใช้งานได้และสามารถสร้างได้ในโรงงานที่มีอยู่แล้วที่ มิชูด รัฐ ลุยเซียนา

เมื่อดาวเสาร์ได้รับการคัดเลือกสำหรับภารกิจสำรวจดวงจันทร์ งานวิจัยเกี่ยวกับโครงการโนวาจึงหันไปสู่ยุคหลังอะพอลโล การออกแบบถูกกำหนดเป้าหมายใหม่สำหรับภารกิจสำรวจดาวเคราะห์ที่มีมนุษย์ควบคุม โดยเฉพาะอย่างยิ่งการลงจอดบนดาวอังคารแม้จะใช้รูปแบบภารกิจที่มีน้ำหนักเบาเช่นเดียวกับที่เลือกใช้สำหรับอะพอลโล ภารกิจไปยังดาวอังคารก็ยังต้องการน้ำหนักบรรทุกมหาศาลประมาณหนึ่งล้านปอนด์เพื่อส่งขึ้นสู่วงโคจรต่ำของโลก นี่จึงนำไปสู่การศึกษาการออกแบบชุดที่สอง ซึ่งรู้จักกันในชื่อโนวาเช่นกัน แม้ว่าโดยพื้นฐานแล้วจะไม่เกี่ยวข้องกับการออกแบบก่อนหน้านี้ก็ตาม

การออกแบบใหม่หลายแบบใช้ M-1 เป็นเครื่องยนต์ขั้นที่สอง แม้ว่าจะต้องการน้ำหนักบรรทุกที่สูงขึ้นมากก็ตาม เพื่อให้บรรลุเป้าหมายเหล่านี้ โครงการ M-1 จึงได้รับการปรับปรุงจากแรง 1.2 ล้านปอนด์เป็นแรง 1.5 ล้านปอนด์ และผู้ออกแบบได้เพิ่ม ความสามารถ ของปั๊มเทอร์โบ มากขึ้นโดยเจตนา เพื่อให้สามารถขยายได้ถึงอย่างน้อย 1.8 ล้านปอนด์และอาจสูงถึง 2.0 ล้านปอนด์^{[ 1 ]}นอกจากนี้ M-1 ยังได้รับการพิจารณาสำหรับการออกแบบขั้นแรกหลายแบบ แทนที่ F-1 หรือจรวดเชื้อเพลิงแข็งขนาด 180 นิ้ว (4,600 มม.) สำหรับบทบาทนี้แรงขับจำเพาะลดลงอย่างมาก และดูเหมือนว่าจะมีการพิจารณา การออกแบบ หัวฉีดแบบขยาย ต่างๆ เพื่อแก้ไขปัญหานี้

การพัฒนา M-1 ดำเนินต่อไปตลอดช่วงเวลานี้ แม้ว่าเมื่อโครงการอพอลโลขยายตัว นาซาเริ่มตัดงบประมาณสำหรับโครงการ M-1 เพื่อให้การพัฒนาที่เกี่ยวข้องกับแซทเทิร์นเสร็จสมบูรณ์ก่อน ในปี 1965 โครงการอื่นของนาซาได้ศึกษาเวอร์ชันขั้นสูงของแซทเทิร์น โดยเปลี่ยนกลุ่มเครื่องยนต์J-2 จำนวน 5 เครื่อง บน ขั้นที่สองของ S-IIด้วยเครื่องยนต์ M-1 หนึ่งเครื่อง เครื่องยนต์ J-2T จำนวน 5 เครื่อง (รุ่นปรับปรุงของ J-2 ที่มี หัวฉีด แอโรสไปค์ ) หรือเครื่องยนต์แรงดันสูงที่รู้จักกันในชื่อHG-3ซึ่งต่อมาจะกลายเป็นต้นแบบโดยตรงของเครื่องยนต์ SSMEของกระสวยอวกาศ

ในปี 1966 เป็นที่ชัดเจนแล้วว่า ระดับงบประมาณปัจจุบันของ NASA จะไม่สามารถคงอยู่ได้ในยุคหลังโครงการอพอลโล การศึกษาการออกแบบ Nova สิ้นสุดลงในปีนั้น และเครื่องยนต์ M-1 ก็เช่นกัน สัญญาฉบับสุดท้ายของ M-1 หมดอายุในวันที่ 24 สิงหาคม 1965 แม้ว่าการทดสอบจะยังคงดำเนินต่อไปด้วยงบประมาณที่มีอยู่จนถึงเดือนสิงหาคม 1966 การศึกษาเกี่ยวกับ J-2T ก็สิ้นสุดลงในเวลาเดียวกัน แม้ว่า HG-3 จะไม่เคยถูกสร้างขึ้น แต่การออกแบบของมันก็เป็นพื้นฐานสำหรับเครื่องยนต์ หลักของกระสวยอวกาศ

รายงานฉบับสุดท้าย (พ.ศ. 2509) ^{[ 2 ]}พบว่า:

1. ได้มีการสาธิตให้เห็นถึงความเป็นไปได้ของชิ้นส่วนหลักทั้งหมดของเครื่องยนต์ M-1 ยกเว้นห้องระบายความร้อนและกระโปรงระบายความร้อนด้วยแก๊ส
2. ได้มีการเก็บรวบรวมข้อมูลประสิทธิภาพและตรวจสอบความสมบูรณ์ทางกลของหัวฉีด ปั๊มเทอร์โบเชื้อเพลิง ปั๊มเทอร์โบออกซิไดเซอร์ และชุดประกอบเครื่องกำเนิดก๊าซแล้ว นอกจากนี้ยังพบว่าชิ้นส่วนเหล่านี้เหมาะสมสำหรับการใช้งานในเครื่องยนต์สาธิตด้วย

ตลอดระยะเวลาสามปีของโครงการ มีการสร้างห้องเผาไหม้ทั้งหมดแปดห้อง (โดยสองห้องเป็นหน่วยทดสอบที่ไม่ใช้ระบบระบายความร้อน) เครื่องกำเนิดก๊าซสิบเอ็ดเครื่อง ปั๊มออกซิเจนสี่เครื่อง รวมถึงปั๊มไฮโดรเจนอีกสี่เครื่องที่อยู่ระหว่างการดำเนินการให้แล้วเสร็จ

มีการใช้แบบจำลองย่อส่วนของปั๊มในระหว่างการออกแบบ/พัฒนาจนถึงปี 1963 ^{[ 3 ]}

เครื่องยนต์ M-1 ใช้ระบบการทำงานแบบวงจรแก๊สเจนเนอเรเตอร์โดยเผาไหม้ไฮโดรเจนและออกซิเจนเหลวบางส่วนในห้องเผาไหม้ขนาดเล็กเพื่อให้ได้แก๊สร้อนสำหรับขับเคลื่อนปั๊มเชื้อเพลิง ในกรณีของ M-1 ปั๊มเทอร์โบ ไฮโดรเจนและออกซิเจน แยกออกจากกันโดยสิ้นเชิง โดยแต่ละตัวใช้กังหันของตัวเอง แทนที่จะใช้เพลาส่งกำลังร่วมกัน ปั๊มไฮโดรเจนและออกซิเจนเป็นปั๊มที่ทรงพลังที่สุดเท่าที่เคยสร้างมาในขณะนั้น โดยปั๊มไฮโดรเจนมีกำลัง 75,000 แรงม้า (56,000 กิโลวัตต์) และปั๊มออกซิเจนมีกำลัง 27,000 แรงม้า (20,000 กิโลวัตต์)

ในเครื่องยนต์แบบอเมริกันส่วนใหญ่ ไอเสียจากกังหันจะถูกปล่อยทิ้งออกไปภายนอก แต่ในกรณีของเครื่องยนต์ M-1 ไอเสียที่เกิดขึ้นนั้นค่อนข้างเย็น จึงถูกส่งเข้าไปในท่อระบายความร้อนที่ส่วนล่างของกระโปรงเครื่องยนต์ ซึ่งหมายความว่าจำเป็นต้องใช้ไฮโดรเจนเหลวในการระบายความร้อนเฉพาะบริเวณที่มีความร้อนสูงของเครื่องยนต์เท่านั้น ได้แก่ ห้องเผาไหม้ หัวฉีด และส่วนบนของกระโปรง ทำให้ความซับซ้อนของระบบท่อลดลงอย่างมาก ก๊าซจะเข้าสู่บริเวณกระโปรงที่อุณหภูมิประมาณ 700 องศาฟาเรนไฮต์ (370 องศาเซลเซียส) และร้อนขึ้นจนถึงประมาณ 1,000 องศาฟาเรนไฮต์ (540 องศาเซลเซียส) ก่อนที่จะถูกปล่อยออกผ่านหัวฉีดขนาดเล็กหลายหัวที่ปลายกระโปรง ไอเสียนี้สร้างแรงขับได้ 28,000 ปอนด์ (120 กิโลนิวตัน)

เครื่องยนต์เริ่มทำงานโดยการหมุนปั๊มให้ถึงความเร็วใช้งานโดยใช้ ก๊าซ ฮีเลียมที่เก็บไว้ในภาชนะแรงดันสูงแยกต่างหาก ซึ่งจะทำให้เชื้อเพลิงไหลเข้าสู่เครื่องยนต์หลักและเครื่องกำเนิดก๊าซ เครื่องยนต์หลักจุดระเบิดด้วยประกายไฟที่พ่นเข้าไปในห้องเผาไหม้จากอุปกรณ์จุดระเบิด การปิดเครื่องทำได้โดยการปิดการไหลของเชื้อเพลิงไปยังเครื่องกำเนิดก๊าซ ทำให้ปั๊มลดความเร็วลงเอง

การใช้ปั๊มเทอร์โบและส่วนประกอบอื่นๆ ที่แยกจากกัน ทำให้สามารถสร้างและทดสอบชิ้นส่วนต่างๆ ของ M-1 ได้ทีละส่วน

• แรงขับ: 1.5 ล้านปอนด์ (ที่ระดับความสูง 200,000 ฟุต) ^{[ 4 ]}
• แรงดันห้องขับดัน: 1,000 psi (6,900 kPa) สัมบูรณ์^{[ 1 ] : ตารางที่ 1} 1,200 psi (8,300 kPa) สำหรับรุ่น 1.8 M lb
• เส้นผ่านศูนย์กลางห้องขับดัน: 42 นิ้ว (1.1 เมตร)
• วัสดุห้องแรงดัน: ท่อ สแตนเลส 347 จำนวน 200 ท่อ หุ้มด้วย ปลอก Inconel 718 แบบยึดด้วยสลักเกลียว^{[ 5 ]}
• ประเภทหัวฉีด: โคแอกเซียล
• วัสดุตัวหัวฉีด: สแตนเลส 347 ^{[ 5 ]}
• จำนวนองค์ประกอบหัวฉีด: คาดการณ์ไว้ที่ 1,200 ถึง 3,000 ^{[ 5 ]}
• เส้นผ่านศูนย์กลางคอหัวฉีด:

• เผาไหม้ได้ 110 ปอนด์/วินาที (อัตราส่วนตัวออกซิไดเซอร์ต่อเชื้อเพลิง 0.8)
• แรงดันไอเสีย: 1,100 psi (7.6 MPa)
• อุณหภูมิไอเสีย: 1,000 °F (540 °C)
• ไอเสียจากเครื่องกำเนิดก๊าซถูกส่งกลับเข้าไปในหัวฉีดด้านล่างเพื่อระบายความร้อน

• การไหลตามแนวแกน
• รอบต่อนาที: 36,700 ^{[ 6 ]}
• แรงดันขาเข้า: 30 ฟุต LOX ^{[ 6 ]} ; เช่น 1.00 บรรยากาศ
• แรงดันเพิ่มขึ้น: 3,400 ฟุต LOX ^{[ 7 ]} ; เช่น 1,600 psi; 11 MPa; 110 บาร์
• อัตราการไหล: สูงสุด 3,000 ปอนด์/วินาที, 2,921 ปอนด์/วินาที (ระบุ) ^{[ 4 ]}
• แรงผลักตามแนวแกนบนแบริ่ง: เกิน 30,000 ปอนด์^{[ 3 ]}
• ตลับลูกปืน: หล่อลื่นด้วยออกซิเจน ลูกบอลสแตนเลส 440Cพร้อม "กรงเทฟลอนเสริมใยแก้ว" ^{[ 3 ]}

• กังหัน 2 ขั้นตอนพร้อมปั๊มไหลตามแนวแกน 10 ขั้นตอน^{[ 8 ]}

• การเปรียบเทียบเครื่องยนต์จรวดโคจร

• แดนคอฟฟ์, วอลเตอร์ เอฟ. (ตุลาคม 1963). โครงการเครื่องยนต์จรวด M-1 (PDF) . วอชิงตัน ดี.ซี.: นาซา. เก็บถาวรจากต้นฉบับ(PDF)เมื่อ 5 มกราคม 2015
• การออกแบบเชิงกลของปั๊มเชื้อเพลิงไฮโดรเจนเหลวแบบไหลตามแนวแกน M-1
• การพัฒนาเครื่องยนต์ไฮโดรเจนเหลว/ออกซิเจนเหลว แรงขับ 1,500,000 ปอนด์ /สุญญากาศโดยประมาณ/ รายงานฉบับสุดท้าย 30 เม.ย. 1962 - 4 ส.ค. 1966 / เอกสารของ NASA ที่ครอบคลุมโครงการ M-1 ตั้งแต่เริ่มต้นจนเสร็จสมบูรณ์ 406 หน้า

• การเปิดใช้งานและการทดสอบเบื้องต้น เครื่องยนต์จรวดขนาดใหญ่ - สิ่งอำนวยความสะดวกในการทดสอบเทอร์โบปั๊ม รายงานเทคโนโลยี Aerojet รายงานทั่วไปเกี่ยวกับการพัฒนาสิ่งอำนวยความสะดวกในการทดสอบสำหรับเทอร์โบปั๊ม M-1
• การเปิดใช้งานและการทดสอบเบื้องต้น เครื่องยนต์จรวดขนาดใหญ่ - รายงานเทคโนโลยีสิ่งอำนวยความสะดวกในการทดสอบห้องแรงขับรายงานทั่วไปของ Aerojet เกี่ยวกับการพัฒนาสิ่งอำนวยความสะดวกในการทดสอบสำหรับห้องแรงขับ M-1
• เอกสารของ NASA เกี่ยวกับการพัฒนาเครื่องกำเนิดก๊าซ LO2/LH2 สำหรับเครื่องยนต์ M-1
• การพัฒนาห้องเผาไหม้แบบใช้ของเหลวออกซิเจน/ของเหลวไฮโดรเจนสำหรับเครื่องยนต์ M-1เอกสารของ NASA ที่ครอบคลุมการพัฒนาห้องเผาไหม้ของเครื่องยนต์ M-1
• การศึกษาการออกแบบเพื่อดัดแปลงปั๊มเทอร์โบไฮโดรเจนเหลว m-1 สำหรับใช้ในโรงงานทดสอบเครื่องปฏิกรณ์นิวเคลียร์
• การวิเคราะห์การสั่นสะเทือนเชิงวิเคราะห์และเชิงทดลองของใบพัดกังหันสำหรับปั๊มเทอร์โบออกซิเจนเหลว M-1
• การวิเคราะห์ทางเศรษฐกิจของเพอร์ไลต์เทียบกับฉนวนชนิดพิเศษในการจัดเก็บและใช้งานไฮโดรเจนเหลวสำหรับโครงการ M-1
• การออกแบบตามหลักอากาศพลศาสตร์และประสิทธิภาพโดยประมาณของกังหันเคอร์ติสสองขั้นตอนสำหรับปั๊มเทอร์โบออกซิเจนเหลวของเครื่องยนต์ M-1
• การตรวจสอบลักษณะการสตาร์ทของเครื่องยนต์จรวด M-1 โดยใช้คอมพิวเตอร์อนาล็อก
• การวิเคราะห์ความเร็วการหมุนวิกฤตและภาระของแบริ่งของเพลาปั๊มเทอร์โบไฮโดรเจนเหลว M-1
• การประเมินประสิทธิภาพการทำงานของกังหันขับเคลื่อนปั๊มออกซิไดเซอร์จำลองขนาดเล็กสำหรับเครื่องยนต์จรวดไฮโดรเจน-ออกซิเจน M-1 ในสภาวะอากาศเย็น I - ชุดท่อป้อนเข้า-ท่อร่วม
• การประเมินสมรรถนะของกังหันขับปั๊มออกซิไดเซอร์จำลองขนาดเล็กสำหรับเครื่องยนต์จรวดไฮโดรเจน-ออกซิเจน M-1 ในสภาวะอากาศเย็น ตอนที่ 2 - สมรรถนะโดยรวมของสองขั้นตอน
• การประเมินสมรรถนะของกังหันขับปั๊มออกซิไดเซอร์จำลองขนาดเล็กสำหรับเครื่องยนต์จรวดไฮโดรเจน-ออกซิเจน M-1 ในสภาวะอากาศเย็น ตอนที่ III - สมรรถนะของขั้นแรกพร้อมชุดท่อทางเข้า-ท่อป้อน-ท่อร่วม
• การประเมินสมรรถนะของกังหันขับปั๊มออกซิไดเซอร์จำลองขนาดเล็กสำหรับเครื่องยนต์จรวดไฮโดรเจน-ออกซิเจน M-1 ในสภาวะอากาศเย็น IV - สมรรถนะของขั้นแรกด้วยชุดท่อป้อนเข้า-ท่อร่วมที่ได้รับการดัดแปลง
• การออกแบบและพัฒนาตลับลูกปืนลูกกลิ้งขนาด 120 มม., ตลับลูกปืนลูกกลิ้งขนาด 110 มม. และตลับลูกปืนแบบเรียงซ้อนขนาด 110 มม. ที่ระบายความร้อนด้วยไฮโดรเจนเหลว สำหรับปั๊มเทอร์โบเชื้อเพลิง M-1
• ซีลกันรั่วของวาล์วแบบปลอก M-1 วาล์วห้องแรงดัน
• การพัฒนาตลับลูกปืนลูกกลิ้งและตลับลูกปืนเม็ดกลมแบบเรียงซ้อนขนาด 110 มม. ที่ระบายความร้อนด้วยออกซิเจนเหลว สำหรับค่า DN สูงสุดถึง 0.5 x 10⁶ สำหรับปั๊มเทอร์โบออกซิไดเซอร์ของเครื่องยนต์ M-1 รายงานเทคโนโลยี
• การออกแบบตามหลักอากาศพลศาสตร์ - ชุดปั๊มเชื้อเพลิงเทอร์โบเทอร์ไบน์รุ่น II M-1
• การวิเคราะห์และการตรวจสอบเชิงทดลองของแรงขับตามแนวแกนในปั๊มเทอร์โบออกซิเจนเหลว M-1
• ระบบเก็บรวบรวมข้อมูลที่ซับซ้อนสำหรับการทดสอบเครื่องยนต์ M-1
• การออกแบบเชิงกลของกังหันแบบแรงกระตุ้นสองขั้นตอนสำหรับปั๊มเทอร์โบไฮโดรเจนเหลวของเครื่องยนต์ M-1
• สรุปผลการสังเกตเมื่อทำการลดอุณหภูมิของปั๊มเทอร์โบเชื้อเพลิง M-1 ให้เหลืออุณหภูมิเท่ากับไฮโดรเจนเหลว
• การออกแบบเชิงกลของกังหันเคอร์ติสสำหรับปั๊มเทอร์โบออกซิไดเซอร์ของเครื่องยนต์ M-1
• การออกแบบทางไฮดรอลิกของปั๊มเทอร์โบไฮโดรเจนเหลว M-1
• สรุปเทคโนโลยีวัสดุของเครื่องยนต์ M-1
• การพัฒนาแผ่นกั้นระบายความร้อนสำหรับเครื่องยนต์ M-1 โดยใช้เครื่องยนต์จรวดขนาดเล็ก
• การพัฒนาระบบฉีด M-1 - แนวคิดและการนำไปใช้
• การประเมินประสิทธิภาพการทำงานในอากาศเย็นของแบบจำลองขนาดเล็กของกังหันปั๊มเชื้อเพลิงสำหรับเครื่องยนต์จรวดไฮโดรเจน-ออกซิเจน M-1
• การประยุกต์ใช้โลหะผสม 718 ในชิ้นส่วนเครื่องยนต์ M-1
• การทดสอบหัวฉีดเครื่องยนต์ M-1 ขนาดเล็ก
• การศึกษาแบบจำลองขนาดเล็กของรูปแบบการไหลในท่อร่วมไอดีของกังหันขับปั๊มเชื้อเพลิงสำหรับเครื่องยนต์จรวดไฮโดรเจน-ออกซิเจน M-1
• การพัฒนาระบบฉีด M-1 - แนวคิดและการนำไปใช้
• ปัญหาเกี่ยวกับถังความดันก๊าซไฮโดรเจนในโรงงาน M-1
• รายงาน การทดสอบการหมุนของใบพัดกังหันจากผู้รับเหมาของ NASA เกี่ยวกับการทดสอบการหมุนของกังหันที่สร้างขึ้นสำหรับเครื่องสูบจ่ายออกซิไดเซอร์ M-1 ลงวันที่กุมภาพันธ์ 1972

• คอลเล็กชันของวอลเตอร์ แดนคอฟฟ์ หอจดหมายเหตุและคอลเล็กชันพิเศษ มหาวิทยาลัยอลาบามาในฮันต์สวิลล์