Из Википедии, бесплатной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Сатурн C-3
Предлагаемая конфигурация Saturn C-3 Apollo.jpg
Предлагаемая конфигурация Saturn C-3 и Apollo (1962 г.)
ФункцияНОО и Лунная ракета-носитель
ПроизводительБоинг ( S-IB-2 )
Североамериканский ( S-II-C3 )
Дуглас ( S-IV )
Страна происхожденияСоединенные Штаты
Стоимость за запуск43,5 миллиона
Стоимость в год1985 г.
Размер
Высота269,0 футов (82,0 м)
Диаметр320 дюймов (8,1 м)
Масса1,023,670 фунтов (464330 кг)
Этапы3
Вместимость
Полезная нагрузка на НОО
Масса100000 фунтов (45000 кг)
Полезная нагрузка в GTO
Масса50000 фунтов (23000 кг)
Полезная нагрузка в TLI
Масса39 000 фунтов (18 000 кг) [1]
Связанные ракеты
СемьяСатурн
ПроизводныеСатурн INT-20 , Сатурн INT-21
Сопоставимый
История запуска
СтатусПредложен (1961)
Сайты запускаКосмический центр Кеннеди , SLC 37 (планируется)
Первая очередь - С-ИБ-2
Длина113,10 футов (34,47 м)
Диаметр320 дюймов (8,1 м)
Пустая масса149945 фунтов (68,014 кг)
Масса брутто1,599,433 фунтов (725,491 кг)
Двигатели2 Рокетдайн Ф-1
Толкать3,000,000 фунт-сила (13,000 кН)
Удельный импульс265 сек (на уровне моря)
Время горения139 секунд
ТопливоRP-1 / LOX
Вторая ступень - S-II-C3
Длина69,80 футов (21,28 м)
Диаметр320 дюймов (8,1 м)
Пустая масса54978 фунтов (24938 кг)
Масса брутто449840 фунтов (204,040 кг)
Двигатели4 Rocketdyne J-2
Толкать800000 фунт-сила (3600 кН)
Удельный импульс300 сек (на уровне моря)
Время горения200 секунд
ТопливоLH 2 / LOX
Третий этап - S-IV
Длина61,6 футов (18,8 м)
Диаметр220 дюймов (5,6 м)
Пустая масса11,501 фунтов (5,217 кг)
Масса брутто111500 фунтов (50600 кг)
Двигатели6 Rocketdyne RL-10
Толкать90000 фунтов силы (400 кН)
Удельный импульс410 с
Время горения482 секунды
ТопливоLH 2 / LOX

Сатурн C-3 была третья ракета в Сатурн серии C учился с 1959 по 1962 год дизайн был на три ступени ракеты - носителя , который может запустить 45000 кг (99000 фунтов) на низкой околоземной орбите и отправить 18,000 кг (40 000 фунтов ) на Луну через транслунную инъекцию . [2] [1]

Предложение президента США Кеннеди от 25 мая 1961 года о конкретной цели для посадки на Луну с экипажем побудило НАСА укрепить свои требования к ракете-носителю для посадки на Луну. Неделей ранее Уильям Флеминг (Управление программ космических полетов, штаб-квартира НАСА) возглавил специальный комитет для проведения шестинедельного исследования требований для посадки на Луну. Решив, что прямой всплытие является наиболее осуществимым, они соответствующим образом сконцентрировали свое внимание и в конце 1965 года предложили полеты вокруг Луны с использованием ракеты-носителя Saturn C-3.

В начале июня 1961 года Брюс Лундин, заместитель директора Исследовательского центра Льюиса, провел недельное исследование шести различных возможностей встречи. Альтернативы включали сближение с околоземной орбитой (EOR), сближение с лунной орбитой (LOR), сближение с Землей и Луной, а также сближение на поверхности Луны с использованием конструкций Saturn C-1, C-3 и Nova. Комитет Лундина пришел к выводу, что рандеву имеет явные преимущества перед прямым восхождением, и рекомендовал сближение на околоземной орбите с использованием двух или трех Сатурна С-3. [3]

7 сентября 1961 года НАСА объявило, что государственный завод Michoud Ordnance Plant недалеко от Нового Орлеана, штат Луизиана, будет местом изготовления и сборки первой ступени Saturn C-3, а также более крупных транспортных средств в программе Saturn. Финалистами стали два государственных завода в Сент-Луисе и Новом Орлеане. Высота заводской крыши в Мишуде означала, что ракета-носитель с восемью двигателями F-1 ( класс Nova , Saturn C-8 ) не могла быть построена; четыре или пять двигателей (первая ступень) должны быть максимальными ( Saturn C-5 )

Это решение положило конец рассмотрению возможности ракеты-носителя класса Nova для прямого восхождения на Луну или в качестве спутника тяжелой грузоподъемности с Saturn C-3 для сближения с околоземной орбитой.

Дизайн лунной миссии [ править ]

Прямое восхождение [ править ]

Во время различных предложений Nova была предложена концепция Modular Nova, состоящая из кластеризации первой стадии C-3. [4]

Встреча на околоземной орбите [ править ]

Центр космических полетов им. Маршалла в Хантсвилле, штат Алабама, разработал предложение сближения с околоземной орбитой (EOR) для программы Apollo в 1960-1961 годах. В предложении использовалась серия небольших ракет размером в половину Сатурна V для запуска различных компонентов космического корабля, направляющегося к Луне. Эти компоненты будут собраны на орбите вокруг Земли , а затем отправлены на Луну через транслунную инъекцию . Чтобы проверить и подтвердить осуществимость подхода EOR для программы Apollo, был основан проект Gemini с следующей целью: «Провести сближение и стыковку с другим транспортным средством ( транспортное средство-цель Agena), а также для маневрирования комбинированного космического корабля с использованием двигательной установки корабля-цели ».

Сатурн C-3 был основной ракетой-носителем для сближения с околоземной орбитой. Ракета-носитель состояла из первой ступени с двумя двигателями Saturn V F-1 , второй ступени с четырьмя мощными двигателями J-2 и ступени S-IV от ускорителя Saturn I. Была разработана и использовалась только ступень S-IV Saturn C-3, но все указанные двигатели использовались на ракете Saturn V, которая доставляла людей на Луну. [5]

Встреча на лунной орбите [ править ]

Концепция сближения с лунной орбитой (LOR) изучалась в Исследовательском центре Лэнгли еще в 1960 году. В меморандуме Джона Хуболта Роберту Симансу, в котором в ноябре 1961 года предлагалось использовать LOR для лунных миссий, описывалось использование ракеты-носителя Saturn C-3 и избегание сложные большие ускорители и лунные посадочные аппараты. [6]

После шести месяцев дальнейшего обсуждения в НАСА, летом 1962 года на лунную орбиту Рандеву Langley исследовательского центра (LOR) предложение было официально выбрана в качестве конфигурации миссии для программы Apollo на 7 ноября 1962 года [7] К концу 1962 года , конструкция Saturn C-3 была сочтена необязательной для требований программы Apollo, поскольку тогда были предложены более крупные ускорители ( Saturn C-4 , Saturn C-5), поэтому дальнейшие работы над Saturn C-3 были отменены. [8]

Варианты и производные [ править ]

Версии Saturn C-3B, с ядерной производной верхней ступени (1961)

С 1961 года был изучен, предложен и профинансирован ряд вариантов Saturn C-3. Наиболее обширные исследования были сосредоточены на вариантах Saturn C-3B до конца 1962 года, когда было выбрано сближение на лунной орбите и одобрено создание Saturn C-5. Общая тема этих вариантов - первая ступень с тягой на уровне моря (SL) не менее 3 044 000 фунтов-силы (13 540 кН). В этих конструкциях использовались два или три двигателя Rocketdyne F-1 в ступени S-IB -2 или S-IC и диаметром от 8 до 10 метров (от 27 до 33 футов), которые могли поднять до 110 000 фунтов (50 000 кг) до низкого уровня. Земная орбита (НОО).

Отсутствие в 1965 году ракеты-носителя Saturn C-3 создало большой разрыв в полезной нагрузке (LEO) между грузоподъемностью 21 000 кг (46 000 фунтов) Saturn IB и грузоподъемностью 75 000 кг (165 000 фунтов) двухступенчатого Saturn V. В середине 1960-х годов Центр космических полетов им. Маршалла НАСА (MSFC) инициировал несколько исследований ракеты-носителя, чтобы заполнить этот пробел в полезной нагрузке и расширить возможности семейства Saturn. Три компании представили MSFC предложения по этому требованию: Martin Marietta (производитель автомобилей Atlas и Titan), Boeing (производитель первых ступеней S-1B и S-1C) и North American (производитель второй ступени S-II).

Сатурн C-3B [ править ]

Доработка Saturn C-3B (1961 г.) увеличила общую тягу трех ступеней до 17 200 кН. Диаметр первой ступени (S-IB-2) увеличен до 33 футов (10 метров). Возможная первая ступень Saturn V (S-IC) будет использовать тот же диаметр, но прибавит 8 метров к ее длине. Дальнейшее рассмотрение добавило к первой ступени третий двигатель F-1. Диаметр второй ступени S-II будет 8,3 метра (326 дюймов) и 21,3 метра (70 футов) в длину.

В трехступенчатой ​​версии будет использоваться ступень S-IV диаметром 5,5 метра и длиной 12,2 метра.

Saturn INT-20C, предложение Boeing (1966 г.)

Сатурн C-3BN [ править ]

Основная статья: NERVA

Версия Saturn C-3BN (1961 г.) будет использовать NERVA для третьей ступени этой ракеты-носителя. Технология NERVA изучается и предлагается с середины 1950-х годов для будущих исследований космоса.

Saturn INT-20 [ править ]

Основная статья: Saturn INT-20

7 октября 1966 года Боинг представил в Центр космических полетов им. Маршалла НАСА Заключительный отчет «Исследования усовершенствованных аппаратов Сатурн V и аппаратов промежуточной полезной нагрузки». В этом отчете описывается Saturn INT-20 , промежуточная двухступенчатая ракета-носитель с первой ступенью S-1C, использующей три или четыре двигателя F-1, и S-IVB в качестве второй ступени с одним двигателем J-2. Грузоподъемность корабля для НОО составит от 45 000 до 60 000 кг, что сопоставимо с более ранней конструкцией Saturn C-3 (1961 г.). Boeing планировал доставку и первый полет в 1970 году, основываясь на решении, принятом к 1967 году.

Серия Saturn II, предложение для Северной Америки (1966 г.)

Сатурн II [ править ]

Основная статья: Сатурн II

Saturn II был серией американских одноразовых ракет-носителей, изученных North American Aviation (NAA, позже Rockwell) в 1966 году в Центре космических полетов NASA Marshall Space Flight Center (MSFC) и созданных на основе компонентов ракеты Saturn V, используемой для программы Apollo. . Североамериканские проекты были сосредоточены на устранении первой ступени S-IC производства Boeing и использовании второй ступени североамериканского S-II в качестве ядра ракеты-носителя. Целью исследования было прекратить производство Saturn IB и создать более дешевую тяжелую ракету-носитель на основе существующего (1966 г.) оборудования Saturn V.

Развитие после Аполлона [ править ]

Потребность в ракете-носителе мощностью Сатурн С-3 (45 тонн на НОО) сохранялась и за рамками программы «Аполлон». Космический стартовый комплекс 37 станции ВВС на мысе Канаверал , первоначально предназначенный для обслуживания Сатурн I и IB, планировался для возможного использования Сатурна С-3, но был выведен из эксплуатации в 1972 году. В 2001 году компания Boeing отремонтировала комплекс для запуска Delta IV EELV. транспортное средство. Вариант Delta IV Heavy может поднимать до НОО только 22,5 тонны.

Катастрофа Space Shuttle Challenger 1986 года и программа Space Launch System 2010 привели к обновленным предложениям по производным Saturn C-3, использующим двигатели Rocketdyne F-1A с существующими разгонными сердечниками и инструментами (10 м - ступень Saturn S-IC ; 8,4 м - внешняя часть Space Shuttle. бак ; 5,1 м - Дельта IV Common Booster Core ).

Джарвис [ править ]

Основная статья: Джарвис (ракета)

После катастрофы космического корабля " Челленджер" ВВС США (USAF) и Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства (NASA) провели совместное исследование усовершенствованной системы запуска (1987–1990). Hughes Aircraft и Boeing очистили предыдущий проект Saturn C-3 и представили свое предложение по ракете-носителю Jarvis . [9]

Джарвис будет трехступенчатой ​​ракетой высотой 58 м (190 футов) и диаметром 8,38 м (27,5 футов). Разработанный для подъема 38 тонн на низкую околоземную орбиту, он будет использовать ракетные двигатели F-1 и J-2 и инструменты из ракетной программы Saturn V, а также новейшие технологии эпохи шаттлов, чтобы обеспечить более низкие затраты на запуск. [10]

Пириос [ править ]

Pyrios - это усовершенствованная концепция ракеты-носителя, предложенная Dynetics в 2012 году для использования на тяжелой ракете-носителе NASA Space Launch System . Pyrios был предназначен для использования RP-1 / LOX F-1B , модернизированной версии двигателя F-1A, построенного Aerojet Rocketdyne. Разработанный на более поздних этапах программы Apollo, F-1A прошел испытательные стрельбы, но так и не полетел. Некоторые из них были созданы и сохранены Rocketdyne. Компания также поддерживает программу сохранения знаний о F-1 / F-1A для своих инженеров в течение всего периода консервации двигателя. В настоящее время Dynetics проводит испытания компонентов двигателя, извлеченных из хранилища. Pyrios должен был использовать те же точки крепления, что и пятисегментные SRB [11]

Бустер Dynetics присоединит в этих точках и применять тягу к верхней тяги пучка в сердцевине СЛС, а не на дне. Как и первая ступень Saturn C-3, предлагаемый ускоритель Dynetics будет использовать два традиционных двигателя F-1 (A). [12] [13]

Кристофер Крамбли, менеджер отдела перспективных разработок НАСА SLS в 2013 году, указал, что предложение Pyrios было жизнеспособным. [14]

Запланированное на 2015 год соревнование в поддержку SLS Block 1A было отменено после того, как исследования и испытания определили, что усовершенствованный ускоритель привел бы к неприемлемо высокому ускорению и плохим сценариям прерывания (пилотируемый экипаж). [15] Основываясь на выводах этого исследования, НАСА отменило конфигурацию SLS Block 1A. [16]

Потребность в Advanced Booster с SLS Block 2 не ожидается до конца 2020-х годов.

См. Также [ править ]

  • Falcon Heavy
  • Вулканский кентавр
  • New Glenn
  • Джарвис (ракета)
  • Дельта IV Тяжелый

Ссылки [ править ]

Встроенные цитаты [ править ]

  1. ^ a b Янг, Энтони (2008). Двигатель Saturn V F-1: "Аполлон" вошел в историю . С. 21–23. Bibcode : 2008svfe.book ..... Y .
  2. ^ "Сатурн C-3" . Astronautix.com . Проверено 8 июня 2012 года .
  3. ^ Бенсон, Чарльз Д .; Уильям Барнаби Фээрти (1978). «4-8». Moonport: История стартовых средств и операций Apollo . НАСА (SP-4204) . Проверено 7 февраля 2013 года .
  4. ^ https://history.nasa.gov/MHR-5/part-2.htm
  5. ^ Bilsten, Роджер Е. (1980). Этапы к Сатурну . НАСА SP-4206. С. 48–63.
  6. ^ Bilsten, Роджер Е. (1980). Этапы к Сатурну . НАСА SP-4206. п. 63.
  7. ^ «Свидание, которое было почти пропущено: рандеву на лунной орбите и программа Аполлона» . Исследовательский центр НАСА в Лэнгли. Декабрь 1992 . Проверено 8 июня 2012 года .
  8. ^ Дэвид М. Ривз; Майкл Д. Шер; Алан В. Уилхайт; Дуглас О. Стэнли (2005). «Пересмотр решения об архитектуре рандеву Аполлона на лунной орбите» (PDF) . Национальный аэрокосмический институт, Технологический институт Джорджии. Архивировано из оригинального (PDF) 27 октября 2014 года . Проверено 8 июня 2012 года .
  9. ^ "Средняя ракета-носитель Джарвиса" . Форумы НАСА, посвященные космическим полетам . 20 сентября 2013 . Проверено 23 марта 2021 года .
  10. ^ "Ракета-носитель Джарвиса" . Astronautix.com. 1 июля 1990 . Проверено 8 июня 2012 года .
  11. ↑ Стивен Кларк (18 апреля 2012 г.). «Ракетные компании надеются перепрофилировать двигатели Saturn 5» . Космический полет сейчас.
  12. ↑ Крис Бергин (9 ноября 2012 г.). «Dynetics и PWR стремятся ликвидировать конкуренцию ускорителей SLS с мощностью F-1» . Spaceflight.com.
  13. ↑ Ли Хатчинсон (14 апреля 2013 г.). «Новый ракетный двигатель F-1B модернизирует конструкцию эпохи Аполлона с тягой 1,8 млн фунтов» . ars technica.
  14. ↑ Янг, Энтони (14 января 2013 г.). «SLS Block II стимулирует исследования углеводородных двигателей» . Космическое обозрение . Проверено 23 марта 2021 года .
  15. ↑ Бергин, Крис (30 июля 2012 г.). «Испытания в аэродинамической трубе проводились на конфигурациях SLS, включая блок 1B» . НАСА SpaceFlight . Проверено 23 марта 2021 года .
  16. ↑ Бергин, Крис (20 февраля 2015 г.). «Продвинутые ускорители продвигаются к прочному будущему для SLS» . НАСА космический полет . Проверено 25 февраля 2015 года .

Библиография [ править ]

  • Бильштейн, Роджер Э, Ступени к Сатурну , Типография правительства США, 1980. ISBN 0-16-048909-1 . Прекрасный отчет об эволюции, конструкции и развитии ракет-носителей "Сатурн". 
  • Стулингер, Эрнст и др., Астронавтическая инженерия и наука: от Пенемюнде до планетного пространства , McGraw-Hill, Нью-Йорк, 1964.
  • Лаборатория реактивного движения; Отчет НАСА - 2 октября 1961 г .; Некоторые взаимосвязи и долгосрочные последствия концепций C-3 Lunar Rendezvous и твердых кораблей Nova . Доступно по адресу: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19740072519_1974072519.pdf .
  • Роберт П. Смит, Офис проектов Аполлона, Отчет НАСА, Проект Аполлон - Описание корабля Сатурн C-3 и Nova . 25 июля 1961 г. Доступно по адресу: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19790076768_1979076768.pdf .
  • НАСА, "Встреча на орбите Земли для ранней пилотируемой посадки на Луну", pt. I, «Краткий отчет об исследовании специальной целевой группы» [Отчет Хитона], август 1961 г.
  • Дэвид С. Акенс, Иллюстрированная хронология Сатурна: первые одиннадцать лет Сатурна, апрель 1957 г. - апрель 1968 г. , 5-е изд., MHR-5 (Хантсвилл, Алабама: MSFC, 20 января 1971 г.).
  • Исследование Boeing, Центр космических полетов им. Маршалла, «Заключительный отчет - Исследования усовершенствованных аппаратов Сатурн V и аппаратов промежуточной полезной нагрузки», 7 октября 1966 г., доступ по адресу: http://www.astronautix.com/data/satvint.pdf

 В эту статью включены материалы, являющиеся  общественным достоянием, с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .