Конструктивно-компоновочная схема первой ступени S- IC

Ступень S-IC ракеты-носителя Saturn V изготовливалась на заводе фирмы Boeing, специальное оборудование (трубопроводы, клапаны, переключатели, бортовая аппаратура, изоляция) поставлялись различными предприятиями США.

 (рис.1).

Рис. 1. Первая ступень S - IC
1 - передняя юбка; 2 - распределитель окислителя; 3 - бак окислителя;
4 - гаситель динамических перемещений топлива; 5 - тарелка клапана; 6 - крестообразная перегородка;7 - межбаковый отсек; 8 - бак топлива; 9 - всасывающий трубопровод;
10 - магистраль окислителя; 11 - магистраль горючего;
12 - центральная опора двигателя; 13 - thrust column; 14 - удержатели;
15 - верхнее упорное кольцо; 16 - нижнее упорное кольцо; 17 - обтекатель двигателя;
18 - стабилизатор;19 - двигатель F-1; 20 - тормозные ракетные двигатели;
21- трубопровод кислорода; 22 - трубопровод гелия; 23 - баллоны с гелием; 24 - гелиевый распределитель; 25 - линия отвода окислителя; 26 - контрольно-измерительные приборы;
27 - электропроводка; 28 - соединительная панель

Основные характеристики: Длина S-IC 42,5 м, диаметр 10,1 м, вес без топлива 135 т, с топливом 2145 т

Двигательный отсек состоит из силовой конструкции, теплозащиты и стабилизаторов. Силовая конструкция воспринимает сосредоточенные усилия от пяти двигателей и передает их в виде равномерно распределенной нагрузки на нижний стык топливного отсека. Один двигатель укреплен неподвижно в центре отсека на двух пересекающихся балках, 4 периферийных внешних двигателя укреплены в кардановых подвесках, которые расположены по окружности отсека под углом 90° один к другому.

Сосредоточенные нагрузки от стартовых стоек передаются через подкрепленную оболочку, устойчивость которой обеспечивается внутренними шпангоутами. Чтобы обеспечить необходимое распределение напряжений и минимизировать вес, толщина оболочки меняется от 16 до 5 мм в продольном и окружном направлениях.

Конструкция и оборудование в донной части ступени закрыты керамической теплоизоляцией М-31.

Обтекатели защищают периферийные двигатели от аэродинамических нагрузок и тем самым снижают усилия, необходимые для их поворота. Конструкция обтекателей состоит из шпангоутов, лонжеронов и подкрепленной обшивки. Основная часть конструкции сделана из алюминиевого сплава.

Четыре трапецевидных стабилизатора ступени обеспечивают устойчивость ракеты-носителя при максимальном скоростном напоре и имеют площадь 7 м² каждый. Конструкция состоит из лонжеронов и нервюр, отстоящих на 25 см друг от друга, и обшивки.

Топливный отсек состоит из баков горючего и окислителя длиной 13,1 и 19,5 м объемом 835 и 1340 м³ соответственно. Оба бака имеют цельносварную конструкцию, а стенки баков состоят из панелей с продольными ребрами жесткости таврового сечения. Эллипсоидные днища баков сварены из восьми трапецевидных и восьми треугольных сегментов. Днища и стенки баков с обшивкой межбаковых отсеков соединяются через шпангоут V-образного сечения размером 13x69 см.

Гелий, необходимый для наддува бака горючего, хранится в четырех баллонах объемом 0,88 м³ при давлении 210 ат. Баллоны сделаны из алюминиевого сплава 2219 и крепятся к шпангоутам внутри бака окислителя.

Все 5 трубопроводов окислителя проходят через бак горючего и крепятся к верхнему днищу через сильфон. Трубопроводы крепятся к днищу бака окислителя и к кронштейнам двигательного отсека. Трубопроводы имеют универсальные герметичные шарниры и специальные узлы —температурные компенсаторы, — которые допускают повороты работающих двигателей, температурные деформации конструкции и юстировку двигателей.

До старта бак окислителя наддувается гелием, после запуска — газообразным кислородом, который отбирается от магистрали окислителя высокого давления и пропускается через теплообменники двигателей.

Бак горючего наддувается гелием. Охлажденный гелий нагревается в теплообменнике двигателей и поступает в бак горючего. Оба бака оборудованы клапанами для сброса давления и дренажными клапанами.

Межбаковый отсек — негерметическая полумонококовая конструкция — выполнен в виде цилиндрической оболочки, состоящей из 18 гофрированных панелей, подкрепленных пятью разъемными круговыми шпангоутами с двутавровым поперечным сечением, Расстояние между шпангоутами 1,25 м. Материал оболочки — сплав 7075.

Полумонококовая конструкция верхнего переходника состоит из подкрепленных панелей и трех шпангоутов.. Внутри переходника располагается бортовая аппаратура первой ступени.

Сложность конструкции такой сравнительно простой компоновочной схемы объясняется большими размерами ракеты-носителя, высоким удельным расходом компонентов, высокими акустическими и вибрационными нагрузками, создаваемыми двигателями, высокими требованиями к надежности и сравнительно низким весовым коэффициентам конструкции. При увеличении веса S-IC на 5,9 кг вес полезной нагрузки уменьшается на 0,64 кг.

Ступень S-IC имеет 5 быстроразъемных соединений (отрывных плат). На передней плате располагаются отрывные разъемы кабельной сети системы телеметрии, трубопроводов кондиционирования воздуха и вспомогательной пневмомагистрали. На плате межбакового отсека крепятся разъемы главных трубопроводов окислителя. Три нижние платы несут разъемы магистрали горючего, дренажной магистрали окислителя, трубопроводов различных наземных систем. Передняя и межбаковая платы расстыковываются и убираются до включения двигателей F-1. Три нижние платы отрываются при старте ракеты-носителя.

Система управления S-IC включает в себя систему управления вектором тяги, систему гидропривода и регулирующую аппаратуру. Восемь рулевых машинок отклоняют двигатели в двух плоскостях со скоростью 5 град/сек.

Рабочей жидкостью гидравлической системы является горючее RP-1, отбираемое из трубопроводов горючего высокого давления. После выключения двигателей F-1 включаются 8 тормозных РДТТ, расположенных под обтекателями главных двигателей. Тяга каждого тормозного РДТТ 39 т, время работы 0,66 сек.

Отделение первой ступени происходит на высоте 65 км при скорости 2,38 км/сек.

Рис. 2 Двигатель F-1

ЖРД F-1 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne.