Основные технические характеристики Saturn V

История создания

 

Ракета Saturn V была создана в рамках лунной программы. Saturn V являлась носителем пилотируемого космического аппарата Apollo. Разработка была начата в 1962 и велась под руководством Вернера фон Брауна. Производство было распределено между тремя компаниями: "Боинг", North American Aviation и "Дуглас", каждая из которых создавала свою ступень ракеты. Главной целью была доставка человека на Луну, что и было в итоге достигнуто в  1969 году. Всего было осуществлено 13 пусков, из них 12 - по лунной программе. 13-м пуском стала доставка на околоземную орбиту космической станции "Скайлэб". Первый пуск состоялся в 1967 году, а последний - в 1973. Ракета-носитель Saturn V на сегодняшний день является самой высокой, самой тяжелой и самой грузоподъемной ракетой в мире. Тем не менее, лунная программа была завершена досрочно, так как ракета оказалась слишком затратной. Однако, она до сих пор может использоваться для доставки на орбиту различных крупногабаритных грузов, как уже было с космической станцией Скайлэб.

 

 

Основные технические характеристики Saturn V

Ракета-носитель выполнена по трёхступенчатой схеме, с последовательным расположением ступеней. На первой ступени устанавливались пять кислородно-керосиновых ЖРД F-1, которые по сей день остаются самыми мощными однокамерными ракетными двигателями из когда-либо летавших.

На второй устанавливались пять двигателей J-2, работающих на топливной паре жидкий водород-жидкий кислород, на третьей ступени — один ЖРД J-2.

 

 

 

 

Основные данные ракеты-носителя Saturn V:

Высота (трех ступеней), м	85,7
Максимальный диаметр, м	13
Размах по стабилизаторам, м	18
Сухой вес ракеты, т	235
Стартовый вес, т	2328,5
Полезная нагрузка на орбите 500 км, т	120
Полезная нагрузка на параболической орбите, т	45

Первая ступень (S-IC)

Изготовитель Boeing (США) Высота, м 42,5 Максимальный диаметр, м 13 Диаметр бака, м 10,1 Стартовый вес, т 2145 Вес топлива, т 2010 Сухой вес, т 135 Вес конструкции, т 127 Двигательная установка 5 ЖРД Rocketdyne F-1 Топливо жидкий O₂/RP-1 Весовое отношение O₂/RP-1 2,38 Тяга, т 5×680 = 3400 Тяга в вакууме, т 5×775 = 3875 Продолжительность работы, сек 150

 

Вторая ступень (S-II)

Изготовитель North American Rockwell (США) Высота, м 25 Диаметр бака, м 10,1 Стартовый вес, т 458,7 Переходник (к S-IC), т 2,27 Сухой вес, т 42,7 Вес конструкции, т 37,6 Вес топлива (номин.), т 416 Двигательная установка 5 ЖРД Rocketdyne J-2 Топливо жидкий O₂/жидкий H₂ Весовое соотношение O₂/H₂ 5,0 Тяга, т 5×104 = 520 Продолжительность работы (номин.), сек 400 Удельный импульс в вакууме, сек 430

 

Третья ступень (S-IVB)

Изготовитель McDonnell Douglas Astronaut (США) Высота с переходником, м 17,8 Диаметр бака, м 6,61 Стартовый вес, т 117,25 Переходник (к S-II), т 1,8 Сухой вес, т 12,75 Вес конструкции, т 9,5 Топливо жидкий O₂/жидкий H₂ Двигательная установка 1 ЖРД Rocketdyne J-2 Тяга в вакууме, т 104 Продолжительность работы (номин.), сек 500 Удельный импульс в вакууме, сек 430

Конструктивно-компоновочная схема ступени S- II

Ступень S-II фирмы North American Rockwell (США) имеет длину 25 м, диаметр 10,1 м, вес без топлива 37,6 т, с топливом 458,7 т. S-II состоит из верхнего переходника, топливных баков, двигательного отсека с пятью ЖРД J-2, нижнего переходника между первой ступенью S-I С и второй ступенью S-II.

Рис. 4. Вторая ступень (S-II)

Верхний переходник - полумонококовая клепаная конструкция длиной 3,5 м. Обшивка переходника подкреплена стрингерным набором. На нем установлено 4 РДТТ, которые запускаются после отделения ступени S-IVB и тормозят ступень S-II.

Топливный отсек включает в себя бак жидкого кислорода объемом 370 м³ и бак жидкого водорода объемом 1100 м

Днище и стенки бака покрыты теплоизоляцией, сокращающей потери водорода на испарение на стартовой позиции и в полете до 6% в 1 ч и уменьшающей температурные напряжения в оболочке бака. Все это в целом экономит 1,4 т веса ступени.

Баки имеют смежное днище. Применение общего днища позволило сэкономить 4,9 т веса. Смежное днище состоит из двух оболочек, пространство между которыми заполнено теплоизоляцией.

Нижний переходник монококовой конструкции с внутренними несущими кольцами и вертикальными стрингерами обеспечивает жесткое соединение ступеней S-IC и S-II. Восемь РДТТ установлены вокруг наружной поверхности переходника и запускаются после отделения первой ступени, чтобы осадить топливо в баках ступени S-II перед запуском ЖРД J-2. Через 30 сек после запуска ЖРД J-2 переходник сбрасывается пиротолкателями.

Двигательный отсек сваривается из четырех панелей и имеет крестовину для монтажа пяти ЖРД J-2. Четыре поворачивающихся двигателя устанавливаются по периферии отсека, один неподвижный двигатель крепится в центре.

В топливную систему, кроме трубопроводов и арматуры, входят перегородки для демпфирования колебаний топлива, устройства, препятствующие воронкообразованию на входе в трубопровод, датчики расхода компонентов. Система позволяет регулировать подачу компонентов в необходимом соотношении. Для наддува водородного бака используется газообразный водород, отбираемый из трубопровода J-2. Кислородный бак наддувается газообразным кислородом, поступающим от магистрали жидкого кислорода через теплообменник.

Двигатели второй ступени включаются, когда расстояние между ступенями S-IC и S-II увеличится до 2—3 м. Это повышает надежность разделения и исключает необходимость делать дополнительную тепловую защиту на S-II.

Система управления полетом S-II начинает функционировать после отделения S-IC и получает команды от аппаратуры приборного отсека. В нее входит система управления вектором тяти, отклоняющая 4 периферийных двигателя на ±7°. Эти двигатели укреплены на кардановых подвесках и отклоняются двумя сервоприводами, имеющими автономные турбонасосные системы. Отклонения ЖРД обеспечивают управление ракетой по всем каналам.

 

Заключение

Подводя итоги, нужно обязательно указать, что Сатурн V до сих пор является самой мощной и грузоподъемной ракетой из летавших. Ракета обладает рядом уникальных конструкторских решений, например, применение пары жидкий кислород – жидкий водород; применение теплоизоляции в топливном баке второй ступени, уменьшающей испарение водорода и тем самым снижающая температурные напряжения, а следовательно, общую массу бака; Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя есть возможность форсировки двигателя первой сутпени до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок. Такой двигатель может обеспечить увеличение полезной нагрузки на 900 кг.

С другой стороны, ракета, несмотря на то, что обладает простой компоновочной схемой, обладает сложной конструкцией, что объясняется большими размерами ракеты-носителя, высоким удельным расходом компонентов, высокими акустическими и вибрационными нагрузками, создаваемыми двигателями. Кроме того, из-за своих габаритов и сложности разработки, ракета оказалась очень дорогой и поэтому программа была досрочно завершена. Сейчас же производство этой ракеты невозможно по нескольким причинам. Во-первых, за производство каждой ступени отвечала отдельная компания, две из которых уже прекратили свое существование, что привело к утере значительной части документации и важных технических мелочей. Отсутствуют работавшие над этой ракетой люди, а так же необходимо обучать новых операторов, которые могли бы вывести ракету на орбиту. Все эти причины привели к тому, что NASA начала разработку проекта SLS.

Список литературы

 

В.И.Феодосьев, "Основы техники ракетного полета", издание второе, исправленное, М., "Наука", ГРФМЛ, 1981

«Пилотируемые полеты на Луну, конструкция и характеристики SATURN V Apollo», И. И. Шунейко, Москва, ВИНИТИ, 1973

http://space-horizon.ru/articles/3

https://geektimes.ru/post/268662/

http://epizodsspace.airbase.ru/

История создания

 

Ракета Saturn V была создана в рамках лунной программы. Saturn V являлась носителем пилотируемого космического аппарата Apollo. Разработка была начата в 1962 и велась под руководством Вернера фон Брауна. Производство было распределено между тремя компаниями: "Боинг", North American Aviation и "Дуглас", каждая из которых создавала свою ступень ракеты. Главной целью была доставка человека на Луну, что и было в итоге достигнуто в  1969 году. Всего было осуществлено 13 пусков, из них 12 - по лунной программе. 13-м пуском стала доставка на околоземную орбиту космической станции "Скайлэб". Первый пуск состоялся в 1967 году, а последний - в 1973. Ракета-носитель Saturn V на сегодняшний день является самой высокой, самой тяжелой и самой грузоподъемной ракетой в мире. Тем не менее, лунная программа была завершена досрочно, так как ракета оказалась слишком затратной. Однако, она до сих пор может использоваться для доставки на орбиту различных крупногабаритных грузов, как уже было с космической станцией Скайлэб.

 

 

Основные технические характеристики Saturn V

Ракета-носитель выполнена по трёхступенчатой схеме, с последовательным расположением ступеней. На первой ступени устанавливались пять кислородно-керосиновых ЖРД F-1, которые по сей день остаются самыми мощными однокамерными ракетными двигателями из когда-либо летавших.

На второй устанавливались пять двигателей J-2, работающих на топливной паре жидкий водород-жидкий кислород, на третьей ступени — один ЖРД J-2.

 

 

 

 

Основные данные ракеты-носителя Saturn V:

Высота (трех ступеней), м	85,7
Максимальный диаметр, м	13
Размах по стабилизаторам, м	18
Сухой вес ракеты, т	235
Стартовый вес, т	2328,5
Полезная нагрузка на орбите 500 км, т	120
Полезная нагрузка на параболической орбите, т	45

Первая ступень (S-IC)

Изготовитель Boeing (США) Высота, м 42,5 Максимальный диаметр, м 13 Диаметр бака, м 10,1 Стартовый вес, т 2145 Вес топлива, т 2010 Сухой вес, т 135 Вес конструкции, т 127 Двигательная установка 5 ЖРД Rocketdyne F-1 Топливо жидкий O₂/RP-1 Весовое отношение O₂/RP-1 2,38 Тяга, т 5×680 = 3400 Тяга в вакууме, т 5×775 = 3875 Продолжительность работы, сек 150

 

Вторая ступень (S-II)

Изготовитель North American Rockwell (США) Высота, м 25 Диаметр бака, м 10,1 Стартовый вес, т 458,7 Переходник (к S-IC), т 2,27 Сухой вес, т 42,7 Вес конструкции, т 37,6 Вес топлива (номин.), т 416 Двигательная установка 5 ЖРД Rocketdyne J-2 Топливо жидкий O₂/жидкий H₂ Весовое соотношение O₂/H₂ 5,0 Тяга, т 5×104 = 520 Продолжительность работы (номин.), сек 400 Удельный импульс в вакууме, сек 430

 

Третья ступень (S-IVB)

Изготовитель McDonnell Douglas Astronaut (США) Высота с переходником, м 17,8 Диаметр бака, м 6,61 Стартовый вес, т 117,25 Переходник (к S-II), т 1,8 Сухой вес, т 12,75 Вес конструкции, т 9,5 Топливо жидкий O₂/жидкий H₂ Двигательная установка 1 ЖРД Rocketdyne J-2 Тяга в вакууме, т 104 Продолжительность работы (номин.), сек 500 Удельный импульс в вакууме, сек 430