Saturn II - Saturn II
Návrhy Saturn II: INT-17, INT-18, INT-19. | |
Funkce | Orbitální nosná raketa |
---|---|
Výrobce | severní Amerika (S-II ) Douglas (S-IVB ) |
Země původu | Spojené státy |
Velikost | |
Výška | 167 stop (51 m) |
Průměr | 33 stop (10 m) |
Hmotnost | 1112 000 až 4 178 200 liber (504 400 až 1 895 200 kg) |
Fáze | 2 |
Kapacita | |
Užitečné zatížení LEV (100 km (185 km), sklon 28 °) | |
Hmotnost | 21 300 až 66 400 kg (47 000 až 146 400 liber) |
Přidružené rakety | |
Rodina | Saturn |
Deriváty |
|
Historie spuštění | |
Postavení | Studie 1966 |
Spouštějte weby | Kennedyho vesmírné středisko Zahajovací komplex 39, |
Celkový počet spuštění | 0 |
Posilovače (INT-18) - UA1207 | |
Č. Posilovače | 2 nebo 4 |
Motor | 1 |
Tah | 1 100 000 lbf (7 100 kN) SL |
Celkový tah | 3 200 000 lbf (14 000 kN) nebo 6 400 000 lbf (28 000 kN) SL |
Specifický impuls | 272 sekund SL |
Doba hoření | 120 sekund |
Palivo | APCP |
První fáze (INT-17) - S-II –INT-17 | |
Délka | 81,49 stop (24,84 m) |
Průměr | 33,1 stop (10,1 m) |
Prázdná hmota | 105 000 liber (48 000 kg)[poznámka 1] |
Hrubá hmotnost | 1 091 000 liber (495 000 kg)[poznámka 1] |
Motory | 7 HG-3-SL |
Tah | 1 334 000 lbf (5 930 kN) SL |
Specifický impuls |
|
Doba hoření | 200 sekund |
Palivo | LH2 / LOX |
První fáze (INT-18) - S-II | |
Délka | 81,49 stop (24,84 m) |
Průměr | 33,1 stop (10,1 m) |
Prázdná hmota | 86 090 liber (39 050 kg)[poznámka 1] |
Hrubá hmotnost | 1 082 000 liber (491 000 kg)[poznámka 1] |
Motory | 5 Rocketdyne J-2 |
Tah |
|
Specifický impuls |
|
Doba hoření | 390 sekund |
Palivo | LH2 / LOX |
Druhá fáze - S-IVB -200 | |
Délka | 58,3 stop (17,8 m) |
Průměr | 21,68 stop (6,61 m) |
Prázdná hmota | 28 900 liber (12 900 kg)[poznámka 2] |
Hrubá hmotnost | 26800 kg (118 800 kg)[poznámka 2] |
Motory | 1 Rocketdyne J-2 |
Tah | 231900 lbf (1032 kN) vakua |
Specifický impuls | 421 s (4,13 km / s) vakuum |
Doba hoření | 475 sekund |
Palivo | LH2 / LOX |
The Saturn II byla řada Američanů spotřební nosná raketa, studoval Severoamerické letectví pod NASA smlouva z roku 1966, odvozená z Saturn V raketa použitá pro Měsíční program Apollo.[1] Záměrem studie bylo vyloučit produkci Saturn IB a vytvořit levnější těžkou nosnou raketu založenou na hardwaru Saturn V. North American studoval tři verze s S-IC první stupeň odstraněn: INT-17, dvoustupňové vozidlo s a nízká oběžná dráha Země užitečné zatížení 47 000 liber (21 000 kg); INT-18, který přidal Titan UA1204 nebo UA1207 připevněné pevné raketové posilovače, s užitečným zatížením v rozmezí od 47 000 liber (21 000 kg) do 146 400 liber (66 400 kg); a INT-19 pomocí pevných zesilovačů odvozených z Minuteman první stupeň rakety.
Pro tuto studii Boeing společnost také zkoumala určené konfigurace INT-20 a INT-21 který použil svůj první stupeň S-IC a eliminoval buď severoamerické S-II druhá fáze nebo Douglas S-IVB třetí fáze. Rozpočtová omezení vedla ke zrušení studie a výhradnímu použití Raketoplán pro orbitální užitečné zatížení.
Pojem
Mezi Saturn IB 21 000 kg (46 000 liber) nízká oběžná dráha Země kapacita a Saturn V Schopnost 140 000 kg (310 000 liber). V polovině 60. let NASA Marshall Space Flight Center (MSFC) zahájila několik studií k rozšíření schopností rodiny Saturn. NASA specifikovala LEO 100 námořních mil (185 km), sklon 28 ° pro výpočty užitečného zatížení a studie zkoumaly řadu konfigurací Modified Launch Vehicle (MLV) na základě nosných raket Saturn IB a Saturn V, stejně jako Interload Payload ( INT) nosné rakety založené na upravených stupních Saturn V (MS-IC, MS-II a MS-IVB). Martin Marietta (stavitel Atlas a Titan rakety), Boeing (stavitel S-IC První fáze) a North American Aviation (stavitel druhé fáze S-II) byly tři ze společností, které poskytly odpovědi.
Severní Amerika považována za nejlepší způsob, jak tuto mezeru zaplnit, bylo použít druhý stupeň Saturn V, S-II, jako první stupeň mezilehlé nosné rakety. Základním konceptem Saturnu II bylo ušetřit peníze zastavením výroby Saturn IB raketa a její nahrazení nosnými raketami postavenými výhradně ze současných komponentů Saturn V. To by umožnilo uzavření Chrysler Výrobní linky vesmírné divize pro S-IB první fázi a umožnilo by efektivnější integraci raketových systémů.
Design
Základem pro Saturn II byl Saturn V, bez Boeingu S-IC první etapa. Druhá fáze Saturn V S-II se stala první fází a nerestartovatelnou S-IVB-200 použitý na modelu Saturn IB se stal druhým stupněm. Takové vozidlo nemohlo létat bez úprav, protože S-II byl zkonstruován pro provoz v téměř vakuu prostoru s vysokou nadmořskou výškou. Potlačení atmosférického tahu snížilo pět Rocketdyne J-2 síla vakua 1 400 000 liber (4 400 kN) podtlaku na sílu 546 500 liber (2 431 kN) na hladině moře,[2] nedostatečné k tomu, aby zvedlo váhu dvou stupňů s hmotností 1 364 900 liber (619 100 kg), a to i bez užitečného zatížení, ze země. To vyžadovalo, aby S-II byl buď seřízení s motory s vyšším tahem, rozšířené o pevné raketové posilovače, nebo oboje. Další konstrukční proměnnou bylo množství plného zatížení hnacího plynu 1 005 500 liber (456 100 kg) přepravovaného v S-II a 24 1300 liber (109 500 kg) ve fázi S-IVB.
Než mohla být do výroby uvedena jakákoli verze, práce na všech variantách Saturn byla zastavena ve prospěch spuštění všech budoucích užitečných zátěží z Raketoplán.
Saturn INT-17
Saturn INT-17 byl první verzí Saturnu II, která se má uvažovat. To nahradilo pět motorů prvního stupně J-2 se sedmi vyšším tahem HG-3-SL motory, které dávají sílu moře o síle 1 334 000 liber (5 930 kN). Spálil by snížené zatížení hnacího plynu S-II ve výši 986 000 liber (447 000 kg) za 200 sekund. Vozidlo mělo užitečné zatížení LEO 42 000 kg s celkovou hmotností 504 000 kg 1112 000 liber. Snížené užitečné zatížení umožnilo úsporu strukturální hmotnosti 660 liber (300 kg) a opomenutí možnosti restartu S-IVB ušetřilo 1 500 liber (700 kg).[3]
Tato konfigurace byla zrušena, když bylo zjištěno, že HG-3-SL nemůže konkurovat J-2, pokud jde o celkový výkon, spolehlivost a nákladovou efektivitu.[3] To vyžadovalo přidání posilovacích stupňů, aby se zajistil větší vzletový tah.
Saturn INT-18
Saturn INT-18 by použil standardní S-II s motory J-2, rozšířený o dva nebo čtyři Titan SRB. The UA1204 a UA1207 byly vzaty v úvahu posilovače s nejvyššími celkový impuls konfigurace pomocí čtyř zesilovačů UA1207, schopných umístit na nízkou oběžnou dráhu Země užitečné zatížení 146 000 liber (66 000 kg). Konstruktéři uvažovali o změně množství paliva naloženého do rakety a o tom, zda zapálit stupeň S-II na zemi, nebo zda spustit s použitím pevných látek a spustit hlavní stupeň za letu. Dvě verze vynechaly scénu S-IVB.
Byly studovány následující konfigurace:[4]
Liftoff Mass | Posilovače | Pohonná látka S-II | Pohonná látka S-IVB | Užitečné zatížení |
---|---|---|---|---|
2496000 lb (1132000 kg) | 4 UA1204 | 215400 kg (474 900 lb) | 177 000 lb (80 300 kg) | 21 300 kg |
2496000 lb (1132000 kg) | 4 UA1204 | 215400 kg (474 900 lb) | 173 100 lb (78 500 kg) | 50 100 lb (23 100 kg) |
2 271 600 lb (1 030 400 kg) | 2 UA1207 | 560 000 lb (254 000 kg) | 177 900 lb (80 700 kg) | 60 400 lb (27 400 kg) |
2,136,400 kg (2,496,500 lb) | 2 UA1207 | 349 200 kg (769 900 lb) | 79 900 kg (175 900 lb) | 78 000 lb (35 400 kg) |
2 388 000 lb (1 083 000 kg) | 2 UA1205 | 431 600 kg (951 500 lb) | 170 600 lb (77 400 kg) | 40 500 kg (89 300 lb) |
3 462 400 lb (1 570 500 kg) | 4 UA1205 | 440 400 kg (970 900 lb) | 170 600 lb (77 400 kg) | 114 700 lb (51 700 kg) |
4 178 200 lb (1 895 200 kg) | 4 UA1207 | 446700 kg | 75700 kg (166 900 lb) | 66 400 kg (146 400 lb) |
3,254,500 lb (1,476,200 kg) | 4 UA1205 | 446700 kg | Žádný S-IVB | 86 000 lb (39 000 kg) |
3,923,300 lb (1,779,600 kg) | 4 UA1207 | 446700 kg | Žádný S-IVB | 44 000 kg |
Saturn INT-19
Saturn INT-19 by používal menší pevné posilovače, odvozené z prvního stupně Minuteman raketa, k doplnění tahu S-II. Bylo studováno jedenáct konfigurací, které používaly mezi čtyřmi a dvanácti pevnými látkami, přičemž některé byly zahájeny při vzletu a některé byly zahájeny za letu a různé zátěže pohonných hmot ve fázích Saturn. Stupeň S-II by byl upraven úpravou motorů J-2 – SL s redukcí poměr expanze tryskami, aby se zvýšil tah hladiny moře na 174 400 liber síly (776 kN) na motor. Nejvyšší celková konfigurace impulsů by použila dvanáct posilovačů, z nichž osm bylo zahájeno při startu a čtyři začaly poté, co byla upuštěna první skupina. Bylo by schopné vyvýšit užitečné zatížení 75 400 liber (34 200 kg).[1]
Byly studovány následující konfigurace:[5]
Liftoff hmotnost | Posilovače, start | Posilovače, 1. kolo | Posilovače, 2. kolo | Pohonná látka S-II | Pohonná látka S-IVB | Užitečné zatížení |
---|---|---|---|---|---|---|
723800 liber (328300 kg) | 0 | 0 | 0 | 414 900 liber (188 200 kg) | 170000 liber (77100 kg) | 12 100 liber (5 500 kg) |
1021 800 liber (463 500 kg) | 2 | 2 | 0 | 477 900 liber (217 700 kg) | 177 000 liber (80 300 kg) | 29 200 liber (13 200 kg) |
577700 kg | 4 | 2 | 0 | 612 000 liber (277 600 kg) | 76 900 kg (168 900 liber) | 44 300 liber (20 100 kg) |
577700 kg | 4 | 4 | 0 | 521800 liber (236700 kg) | 161 000 liber (73 000 kg) | 39 900 liber (18 100 kg) |
722 900 kg (1593 700 liber) | 6 | 2 | 0 | 810 900 liber (367 800 kg) | 76 900 kg (168 900 liber) | 60 000 liber (27 200 kg) |
722 900 kg (1593 700 liber) | 6 | 4 | 0 | 702 000 liber (318 400 kg) | 172 000 liber (78 000 kg) | 26 800 kg |
1 618 600 liber (734 200 kg) | 6 | 4 | 2 | 644900 liber (294800 kg) | 171 000 liber (81 200 kg) | 50 100 liber (23 100 kg) |
722 900 kg (1593 700 liber) | 6 | 6 | 0 | 603 800 liber (273 900 kg) | 179 900 liber (78 900 kg) | 56 400 liber (25 400 kg) |
866700 kg | 8 | 4 | 0 | 410 900 kg (905 900 liber) | 177 900 liber (80 700 kg) | 63 800 liber (28 800 kg) |
866700 kg | 8 | 4 | 0 | 410 900 kg (905 900 liber) | 167 900 liber (75 700 kg) | 74 300 liber (33 700 kg) |
866700 kg | 8 | 4 | 0 | 410 900 kg (905 900 liber) | 75200 kg (165 800 liber) | 75 400 liber (34 200 kg) |
Viz také
Poznámky
Reference
- ^ A b „Studie vylepšených vozidel Saturn V a vozidel Saturn s přechodným užitečným zatížením“ (PDF). Boeing Space Division. 7. října 1966.
- ^ "J-2", Astronautix
- ^ A b „Saturn INT-17“, Encyclopedia Astronautica
- ^ „Saturn INT-18“, Astronautix Archivováno 24. 09. 2011 na Wayback Machine
- ^ „Saturn INT-19“, Astronautix