Saturn C-2 - Saturn C-2
| Funkce | Spuštění vozidla pro Projekt Horizon a Apollo |
|---|---|
| Země původu | Spojené státy |
| Velikost | |
| Výška | 224,6 stop (68,5 m) (bez užitečného zatížení) |
| Průměr | 21,4 stop (6,5 m) |
| Hmotnost | 1 367 000 liber (620 000 kg) brutto (do LEV ) |
| Kapacita | |
| Užitečné zatížení pro LEV | |
| Hmotnost | 47 300 liber (21 500 kg) |
| Užitečné zatížení pro Měsíc | |
| Hmotnost | 14 900 liber (6 800 kg) |
| Přidružené rakety | |
| Rodina | Saturn |
| Historie spuštění | |
| Postavení | Studie, nevyvinuto |
| Spouštějte weby | Kennedyho vesmírné středisko |
| První etapa - S-I | |
| Délka | 80,3 stop (24,5 m) |
| Průměr | 21,4 stop (6,5 m) |
| Prázdná hmota | 45 800 kg |
| Hrubá hmotnost | 432 700 kg, 953 900 liber |
| Motory | 8 H-1 |
| Tah | Síla 1 500 000 liber (6 700 kN) |
| Specifický impuls | 289 s |
| Doba hoření | 150 sekund |
| Palivo | RP-1 / LOX |
| Druhá etapa - S-II[1] | |
| Délka | 74,6 stop (22,6 m) |
| Průměr | 21,6 stop (6,6 m) |
| Prázdná hmota | 30 000 liber (14 000 kg) |
| Hrubá hmotnost | 220 000 liber (100 000 kg) |
| Motory | 4 J-2 |
| Tah | Síla 800 000 liber (3 600 kN) |
| Specifický impuls | 300 s |
| Doba hoření | 100 sekund |
| Palivo | LH2 / LOX |
| Třetí fáze - S-IV | |
| Délka | 40,2 stop (12,2 m) |
| Průměr | 18,0 stop (5,5 m) |
| Prázdná hmota | 11 500 liber (5 200 kg) |
| Hrubá hmotnost | 111500 liber (50600 kg) |
| Motory | 6 RL10 |
| Tah | Síla 90 000 liber (400 kN) |
| Specifický impuls | 410 s |
| Doba hoření | 482 sekund |
| Palivo | LH2 / LOX |
| Čtvrtá etapa - SV (Centaur-C) | |
| Délka | 30,0 stop (9,1 m) |
| Průměr | 10,0 stop (3,0 m) |
| Prázdná hmota | 4400 liber (2 000 kg) |
| Hrubá hmotnost | 34 600 liber (15 600 kg) |
| Motory | 2 RL10 |
| Tah | Síla 30 000 liber (130 kN) |
| Specifický impuls | 410 s |
| Doba hoření | 430 sekund |
| Palivo | LH2 / LOX |
The Saturn C-2 byla druhá raketa v Saturn Série C byla studována v letech 1959 až 1962. Design byl čtyřstupňový nosná raketa , které by mohly spustit 21 500 kg (47 300 lb) na nízká oběžná dráha Země a pošlete 6 800 kg (14 900 lb) na Měsíc prostřednictvím Trans-lunární injekce.[2]
Koncepční koncept C-2 byl pro navrhovanou posádku cirkulunární let a Setkání na oběžné dráze Země (EOR) mise. Původně se uvažovalo o lunárním přistání Apolla v nejranějším možném termínu (1967).
Požadavky na startovací vozidlo
Dne 30. září 1960 se v sídle NASA konalo čtvrté zasedání Rady programu pro průzkum vesmíru. Výsledky studie o vývoji a využití Saturnu byly prezentovány studijní komisí Ad Hoc Saturn.
Cíle studie bylo určit:
- Zda a kdy by měla být vyvinuta nosná raketa Saturn C-2.
- Pokud plánování misí a kosmických lodí bylo v souladu s harmonogramem vývoje vozidel Saturn.
Vzhledem k tomu, že se nepočítalo se změnou rozpočtu NASA FY1962, Výbor doporučil, aby vývoj Saturn C-2 probíhal podle plánu (smlouva o etapě S-II ve FY 1962, první let v roce 1965).[3]
C-2 by byl nezbytný pro cirkulunární mise s posádkou Apolla, bezpilotní průzkum Měsíce, oběžné dráhy a přistání tobolek na Marsu a Venuši, sondy na jiné planety a mimo ekliptiku a pro orbitální start jaderných vyšších stupňů. Během diskuse o programu Saturn se objevilo několik hlavních problémů:
- Byla zpochybněna přiměřenost nosné rakety Saturn C-1 pro orbitální kvalifikaci celé kosmické lodi Apollo. Ačkoli C-1 mohl být použit ke spuštění velitelského modulu o hmotnosti 5100 liber, bylo pravděpodobné, že hmotnost velitelského modulu vzrostla až na 8000 liber, George M. Low z ústředí NASA, při kritické revizi programu Apollo , poukázal na to, že kosmická loď pro cirkumlounní misi by mohla být postavena v mezích užitečného zatížení nosné rakety C-2. Pro splnění saturnových plánů by mohla být k dispozici jak vývojová, tak i produkční kosmická loď.
- Před prvním letem Apolla bude zapotřebí hodně základního výzkumu. Zejména problém zpětného ohřevu byl velmi znepokojivý. Low poznamenal, že bylo vyvinuto predikční kritérium pro události protonového paprsku, které umožňuje bezpečné lety kolem posádky s posádkou, pokud jde o problém radiační expozice.
- Rovněž byly vyjádřeny obavy ohledně možné potřeby a dostupnosti dalších pracovníků na podporu programu Apollo.
Změna konfigurace
V průběhu roku 1961 se zdálo, že konfigurace Saturn C-x se každý měsíc měnily. V únoru 1961 byl design C-2 dokončen jako třístupňový prostředek pro únikové mise Země pomocí druhého stupně S-II. Bylo spočítáno, že k sestavení měsíční kosmické lodi by bylo zapotřebí 15 startů a setkání C-2 Nízká oběžná dráha Země. V květnu 1961 bylo požadováno silnější vozidlo pro cirkumunární mise, proto byla C-2 upuštěna ve prospěch Saturn C-3. Další vývoj vozidla C-2 byl zrušen 23. června 1961.[4]
Zahájit konstrukci vozidla
Původní konstrukce Saturn C-2 (1959-1960) byla čtyřstupňová nosná raketa používající S-I první etapa s použitím osmi Rocketdyne H-1 motory, později letěl na Saturn I.. Původní design armády používal S-III etapa se dvěma Motory J-2 jako druhá fáze; po převodu programu Saturn do NASA byla druhá fáze nahrazena S-II druhý stupeň využívající čtyři motory J-2. Stupeň S-III by byl přidán na vrchol S-II, k přeměně C-2 na pětistupňovou Saturn C-3. Později byl do motoru přidán pátý motor J-2 S-II stupeň pro použití na Saturn C-5, který byl nakonec vyvinut jako Saturn V nosná raketa.
The S-IV, později letěl na Saturnu I, měl sloužit jako třetí stupeň C-2 a čtvrtý stupeň C-3; a SV Kentaur bude čtvrtým stupněm C-2. Zatímco tato fáze S-V / Centaur nikdy nelétá na žádných raketách Saturn, byla by použita na Atlas a Titan nosná vozidla. Kentaur je stále používán na Atlas V a odvozené Delta kryogenní druhá fáze (DCSS) na Delta IV. The Pokročilá kryogenně vyvinutá fáze je nejnovější navrhovaný derivát jako náhrada vyššího stupně pro Vulcan raketa.
Reference
- Vložené citace
- ^ Tohle je ne větší S-II pódium použité na Saturn V, který přidal pětinu Motor J-2.
- ^ "Saturn C-2". Astronautix.com. Archivovány od originál dne 17. června 2012. Citováno 5. března 2013.
- ^ Bilsten, Roger E. (1980). Fáze k Saturnu. NASA SP-4206. str. 48–53.
- ^ Bilsten, Roger E. (1980). Fáze k Saturnu. NASA SP-4206. str. 58.
- Bibliografie
- Bilstein, Roger E, Fáze k Saturnu, US Government Printing Office, 1980. ISBN 0-16-048909-1. Vynikající popis vývoje, designu a vývoje nosných raket Saturn.
- Stuhlinger, Ernst a kol., Astronautical Engineering and Science: Od Peenemuende po planetární vesmír, McGraw-Hill, New York, 1964.
- NASA, „Earth Orbital Rendezvous for an Early Manned Lunar Landing,“ pt. I, „Summary Report of Ad Hoc Task Group Study“ [Heatonova zpráva], srpen 1961.
- David S.Akens, Ilustrovaná chronologie Saturn: Saturnových prvních jedenáct let, duben 1957 až duben 1968, 5. vydání, MHR-5 (Huntsville, AL: MSFC, 20. ledna 1971).
- Simulace trajektorie volného návratu, Robert A. Braeunig, srpen 2008
- Encyclopedia Astronautica Saturn C-2
Tento článek zahrnujepublic domain materiál z webových stránek nebo dokumentů Národní úřad pro letectví a vesmír.