Saturn II
 Propozycje Saturna II: INT-17, INT-18, INT-19.
| |
| Funkcjonować | Pojazd orbitalny |
|---|---|
| Producent |
North American ( S-II ) Douglas ( S-IVB ) |
| Kraj pochodzenia | Stany Zjednoczone |
| Rozmiar | |
| Wysokość | 167 stóp (51 m) |
| Średnica | 33 stopy (10 m) |
| Masa | 1112000 do 4178200 funtów (504400 do 1895200 kg) |
| Gradacja | 2 |
| Pojemność | |
| Ładowność do LEO (100 mil morskich (185 km), nachylenie 28 °) | |
| Masa | 47 000 do 146 400 funtów (21 300 do 66 400 kg) |
| Powiązane rakiety | |
| Rodzina | Saturn |
| Praca pochodna |
|
| Uruchom historię | |
| Status | Badanie 1966 |
| Uruchom witryny | Kompleks startowy Centrum Kosmicznego im. Kennedy'ego 39 , |
| Total wprowadza na | 0 |
| rynek Dopalacze (INT-18) – UA1207 | |
| Nie. Dopalacze | 2 lub 4 |
| Zasilany przez | 1 |
| Maksymalny ciąg | 1600000 funtów siły (7100 kN) SL |
| Całkowity ciąg | 3200000 funtów siły (14000 kN) lub 6400000 funtów siły (28000 kN) SL |
| Konkretny impuls | 272 sekundy SL |
| Czas palenia | 120 sekund |
| Gaz pędny | APCP |
| Pierwszy stopień (INT-17) – S-II –INT-17 | |
| Wysokość | 81,49 stóp (24,84 m) |
| Średnica | 33,0 stóp (10,1 m) |
| Pusta masa | 105 000 funtów (48 000 kg) |
| Masa brutto | 1 091 000 funtów (495 000 kg) |
| Zasilany przez | 7 HG-3-SL |
| Maksymalny ciąg | 1334000 funtów siły (5930 kN) SL |
| Konkretny impuls |
|
| Czas palenia | 200 sekund |
| Gaz pędny | LH 2 / LOX |
| Pierwszy stopień (INT-18) – S-II | |
| Wysokość | 81,49 stóp (24,84 m) |
| Średnica | 33,0 stóp (10,1 m) |
| Pusta masa | 86090 funtów (39050 kg) |
| Masa brutto | 1 082 000 funtów (491 000 kg) |
| Zasilany przez | 5 Rocketdyne J-2 |
| Maksymalny ciąg |
|
| Konkretny impuls |
|
| Czas palenia | 390 sekund |
| Gaz pędny | LH 2 / LOX |
| Etap drugi – S-IVB -200 | |
| Wysokość | 58,3 stóp (17,8 m) |
| Średnica | 21,68 stóp (6,61 m) |
| Pusta masa | 28 400 funtów (12 900 kg) |
| Masa brutto | 261 900 funtów (118 800 kg) |
| Zasilany przez | 1 Rocketdyne J-2 |
| Maksymalny ciąg | 231,900 funtów siły (1032 kN) próżni |
| Konkretny impuls | 421 sekund (4,13 km / s) próżnia |
| Czas palenia | 475 sekund |
| Gaz pędny | LH 2 / LOX |
Saturn II to seria amerykańskich jednorazowych pojazdów nośnych , badana przez North American Aviation w ramach kontraktu NASA w 1966 roku, wywodząca się z rakiety Saturn V używanej w programie księżycowym Apollo . Celem badania było wyeliminowanie produkcji Saturna IB i stworzenie tańszego ciężkiego pojazdu nośnego opartego na sprzęcie Saturn V. North American zbadał trzy wersje z S-IC : INT-17, dwustopniowy pojazd z niską orbitą okołoziemską ładowność 47 000 funtów (21 000 kg); INT-18, który dodał dopalacze rakiet na paliwo stałe Titan UA1204 lub UA1207 , o ładowności od 47 000 funtów (21 000 kg) do 146 400 funtów (66 400 kg); oraz INT-19, wykorzystujący solidne dopalacze pochodzące z Minuteman .
Na potrzeby tego badania firma Boeing zbadała również konfiguracje oznaczone jako INT-20 i INT-21 , które wykorzystywały pierwszy stopień S-IC i wyeliminowały drugi stopień S-II w Ameryce Północnej lub trzeci stopień Douglas S-IVB . Ograniczenia budżetowe doprowadziły do anulowania badania i wyłącznego wykorzystania promu kosmicznego do ładunków orbitalnych.
Pojęcie
Istniała duża różnica w ładowności między 46 000 funtów (21 000 kg) Saturna IB na niskiej orbicie okołoziemskiej a 310 000 funtów (140 000 kg) Saturna V. W połowie lat sześćdziesiątych Centrum Lotów Kosmicznych im. Marshalla (MSFC) należące do NASA zainicjowało kilka badań mających na celu rozszerzenie możliwości rodziny Saturn. NASA określiła LEO na 100 mil morskich (185 km), nachylenie 28 ° do obliczeń ładunku, a badania zbadały szereg konfiguracji zmodyfikowanego pojazdu startowego (MLV) w oparciu o pojazdy nośne Saturn IB i Saturn V, a także pośredni ładunek ( INT) pojazdy startowe oparte na zmodyfikowanych stopniach Saturna V (MS-IC, MS-II i MS-IVB). Martin Marietta (konstruktor rakiet Atlas i Titan ), Boeing (konstruktor pierwszych stopni S-IC ) i North American Aviation (konstruktor drugiego stopnia S-II) to trzy firmy, które udzieliły odpowiedzi.
W Ameryce Północnej uważano, że najlepszym sposobem na wypełnienie luki jest użycie drugiego stopnia Saturna V, S-II, jako pierwszego stopnia pośredniej rakiety nośnej. Podstawową koncepcją Saturna II było zaoszczędzenie pieniędzy poprzez zaprzestanie produkcji rakiety Saturn IB i zastąpienie jej rakietami nośnymi zbudowanymi w całości z obecnych komponentów Saturna V. Umożliwiłoby to zamknięcie linii produkcyjnych Chrysler Space Division dla pierwszego etapu S-IB i pozwoliłoby na bardziej wydajną integrację systemów rakietowych.
Projekt
Bazą dla Saturna II był Saturn V, bez pierwszego stopnia S-IC zbudowanego przez Boeinga. Drugi stopień S-II Saturna V stał się pierwszym stopniem, a S-IVB-200, którego nie można ponownie uruchomić , używany w Saturn IB, stał się drugim stopniem. Taki pojazd nie mógł latać bez modyfikacji, ponieważ S-II został zaprojektowany do działania w bliskiej próżni na dużych wysokościach. Tłumienie ciągu atmosferycznego zmniejszyło pięć Rocketdyne J-2 silniki o sile 1 000 000 funtów (4400 kN) ciągu podciśnienia do 546 500 funtów siły (2431 kN) na poziomie morza, niewystarczające do podniesienia masy 1 364 900 funtów (619 100 kg) dwóch stopni, nawet bez ładunku, z Ziemia. Wymagało to wyposażenia S-II w silniki o wyższym ciągu, wzmocnione stałymi dopalaczami rakietowymi lub jedno i drugie. Inną zmienną projektową była ilość pełnego ładunku miotającego 1 005 500 funtów (456 100 kg) przewożonego na etapie S-II i 241 300 funtów (109 500 kg) na etapie S-IVB.
Zanim jakakolwiek wersja mogła zostać wprowadzona do produkcji, prace nad wszystkimi wariantami Saturna zostały wstrzymane na rzecz wystrzelenia wszystkich przyszłych ładunków z promu kosmicznego .
Saturn INT-17
Saturn INT-17 był pierwszą rozważaną wersją Saturna II. Zastąpił pięć silników J-2 pierwszego stopnia siedmioma HG-3-SL o wyższym ciągu , dając siłę ciągu na poziomie morza 1 334 000 funtów (5930 kN). Spaliłby zmniejszony ładunek paliwa S-II wynoszący 986 000 funtów (447 000 kg) w 200 sekund. Pojazd miał ładowność LEO 92 000 funtów (42 000 kg) przy masie całkowitej 1 112 000 funtów (504 000 kg). Zmniejszona ładowność pozwoliła zaoszczędzić 660 funtów (300 kg) masy konstrukcyjnej, a pominięcie możliwości ponownego uruchomienia S-IVB pozwoliło zaoszczędzić 1500 funtów (700 kg).
Ta konfiguracja została usunięta, gdy ustalono, że HG-3-SL nie może konkurować z J-2 pod względem ogólnej wydajności, niezawodności i opłacalności. Wymagało to dodania stopni dopalacza, aby zapewnić większy ciąg startowy.
Saturn INT-18
Saturn INT-18 wykorzystywałby standardowy S-II z silnikami J-2, wzmocniony przez dwa lub cztery Titan SRB . Rozważano wzmacniacze UA1204 i UA1207 , z konfiguracją o najwyższym całkowitym impulsie , wykorzystującą cztery wzmacniacze UA1207, zdolne do umieszczenia 146 000 funtów (66 000 kg) ładunku na niską orbitę okołoziemską. Konstruktorzy zastanawiali się nad zmianą ilości paliwa załadowanego do rakiety i czy odpalić stopień S-II na ziemi, czy też wystrzelić na paliwo stałe i rozpocząć główny etap w locie. W dwóch wersjach pominięto etap S-IVB.
Badane były następujące konfiguracje:
| Msza startowa | Dopalacze | Propelent S-II | Propelent S-IVB | Ładunek |
|---|---|---|---|---|
| 2496000 funtów (1132000 kg) | 4 UA1204 | 474 900 funtów (215 400 kg) | 177 000 funtów (80 300 kg) | 47 000 funtów (21 300 kg) |
| 2496000 funtów (1132000 kg) | 4 UA1204 | 474 900 funtów (215 400 kg) | 173100 funtów (78500 kg) | 50 900 funtów (23 100 kg) |
| 2271600 funtów (1030400 kg) | 2 UA1207 | 560 000 funtów (254 000 kg) | 177 900 funtów (80 700 kg) | 60 400 funtów (27 400 kg) |
| 2496500 funtów (1132400 kg) | 2 UA1207 | 769 900 funtów (349 200 kg) | 175 900 funtów (79 800 kg) | 78 000 funtów (35 400 kg) |
| 2388000 funtów (1083000 kg) | 2 UA1205 | 951 500 funtów (431 600 kg) | 170 600 funtów (77 400 kg) | 89300 funtów (40500 kg) |
| 3462400 funtów (1570500 kg) | 4 UA1205 | 970 900 funtów (440 400 kg) | 170 600 funtów (77 400 kg) | 114 000 funtów (51 700 kg) |
| 4178200 funtów (1895200 kg) | 4 UA1207 | 984800 funtów (446700 kg) | 166 900 funtów (75 700 kg) | 146 400 funtów (66 400 kg) |
| 3254500 funtów (1476200 kg) | 4 UA1205 | 984800 funtów (446700 kg) | Brak S-IVB | 86 000 funtów (39 000 kg) |
| 3923300 funtów (1779600 kg) | 4 UA1207 | 984800 funtów (446700 kg) | Brak S-IVB | 97 000 funtów (44 000 kg) |
Saturn INT-19
Saturn INT-19 użyłby mniejszych stałych dopalaczy, pochodzących z pierwszego stopnia pocisku Minuteman , w celu uzupełnienia ciągu S-II. Zbadano jedenaście konfiguracji, wykorzystując od czterech do dwunastu ciał stałych, z których niektóre były uruchamiane podczas startu, a inne podczas lotu, oraz różne ładunki paliwa na etapach Saturna. Stopień S-II zostałby zmodyfikowany poprzez zamontowanie silników J-2 – SL o zmniejszonym współczynniku rozszerzalności dysze, aby zwiększyć ciąg na poziomie morza do siły 174 400 funtów (776 kN) na silnik. Konfiguracja o najwyższym całkowitym impulsie wymagałaby użycia dwunastu wzmacniaczy, z czego osiem uruchomiono podczas startu, a cztery uruchomiono po wyrzuceniu pierwszej grupy. Byłby w stanie podnieść ładunek o masie 75 400 funtów (34 200 kg).
Badane były następujące konfiguracje:
| Masa startowa | Dopalacze, start | Dopalacze, runda 1 | Dopalacze, runda 2 | Propelent S-II | Propelent S-IVB | Ładunek |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 723 800 funtów (328 300 kg) | 0 | 0 | 0 | 414 900 funtów (188 200 kg) | 170 000 funtów (77 100 kg) | 12100 funtów (5500 kg) |
| 1021800 funtów (463500 kg) | 2 | 2 | 0 | 479 900 funtów (217 700 kg) | 177 000 funtów (80 300 kg) | 29100 funtów (13200 kg) |
| 1277800 funtów (579600 kg) | 4 | 2 | 0 | 612 000 funtów (277 600 kg) | 168 900 funtów (76 600 kg) | 44300 funtów (20100 kg) |
| 1277800 funtów (579600 kg) | 4 | 4 | 0 | 521 800 funtów (236 700 kg) | 161 000 funtów (73 000 kg) | 39 900 funtów (18 100 kg) |
| 1593700 funtów (722900 kg) | 6 | 2 | 0 | 810 900 funtów (367 800 kg) | 168 900 funtów (76 600 kg) | 60 000 funtów (27 200 kg) |
| 1593700 funtów (722900 kg) | 6 | 4 | 0 | 702 000 funtów (318 400 kg) | 172 000 funtów (78 000 kg) | 59100 funtów (26800 kg) |
| 1618600 funtów (734200 kg) | 6 | 4 | 2 | 649 900 funtów (294 800 kg) | 179 000 funtów (81 200 kg) | 50 900 funtów (23 100 kg) |
| 1593700 funtów (722900 kg) | 6 | 6 | 0 | 603 800 funtów (273 900 kg) | 173 900 funtów (78 900 kg) | 56 000 funtów (25 400 kg) |
| 1910700 funtów (866700 kg) | 8 | 4 | 0 | 905 900 funtów (410 900 kg) | 177 900 funtów (80 700 kg) | 63 500 funtów (28 800 kg) |
| 1910700 funtów (866700 kg) | 8 | 4 | 0 | 905 900 funtów (410 900 kg) | 166 900 funtów (75 700 kg) | 74 300 funtów (33 700 kg) |
| 1910700 funtów (866700 kg) | 8 | 4 | 0 | 905 900 funtów (410 900 kg) | 165 800 funtów (75 200 kg) | 75 400 funtów (34 200 kg) |
Zobacz też
Notatki
- Encyklopedia Astronautica Etap Saturn II
- Encyklopedia Astronautica Saturn INT-17
- Encyklopedia Astronautica Saturn INT-18
- Encyklopedia Astronautica Saturn INT-19
- Raport końcowy - Badania ulepszonych pojazdów Saturn V i pojazdów o średniej ładowności (format PDF) , 7 października 1966 r.
| Wczesne propozycje |  |
|
|---|---|---|
| serii „C”. | ||
| Seria Saturn I | ||
| Seria Saturn II | ||
| Seria Saturn V | ||