Сатурн С-3
 Предлагаемая конфигурация Сатурна C-3 и Аполлона (1962 г.) | |
| Функция | НОО и лунная ракета-носитель |
|---|---|
| Производитель | Боинг ( С-ИБ-2 ) Североамериканский ( S-II-C3 ) Дуглас ( S-IV ) |
| Страна происхождения | Соединенные Штаты |
| Стоимость за запуск | 43,5 миллиона |
| Стоимость в год | 1985 |
| Размер | |
| Высота | 269,0 футов (82,0 м) |
| Диаметр | 320 дюймов (8,1 м) |
| Масса | 2 256 806 фунтов (1 023 670 кг) |
| Этапы | 3 |
| Емкость | |
| Полезная нагрузка на LEO | |
| Масса | 100 000 фунтов (45 000 кг) |
| Полезная нагрузка для GTO | |
| Масса | 50 000 фунтов (23 000 кг) |
| Полезная нагрузка для TLI | |
| Масса | 39000 фунтов (18000 кг) [1] |
| Связанные ракеты | |
| Семья | Сатурн |
| Производная работа | Сатурн ИНТ-20 , Сатурн ИНТ-21 |
| Сопоставимый | |
| История запуска | |
| Статус | Предложено (1961) |
| Запуск сайтов | Космический центр Кеннеди , SLC 37 (планируется) |
| Первая ступень – С-ИБ-2 | |
| Высота | 113,10 футов (34,47 м) |
| Диаметр | 320 дюймов (8,1 м) |
| Пустая масса | 149 945 фунтов (68 014 кг) |
| Полная масса | 1 599 433 фунта (725 491 кг) |
| Питаться от | 2 Рокетдайн F-1 |
| Максимальная тяга | 3000000 фунтов силы (13000 кН) |
| Удельный импульс | 265 секунд (уровень моря) |
| Время горения | 139 секунд |
| Порох | РП-1 / ЛОКС |
| Второй этап – S-II-C3 | |
| Высота | 69,80 футов (21,28 м) |
| Диаметр | 320 дюймов (8,1 м) |
| Пустая масса | 54 978 фунтов (24 938 кг) |
| Полная масса | 449 840 фунтов (204 040 кг) |
| Питаться от | 4 Рокетдайн J-2 |
| Максимальная тяга | 800 000 фунтов-сил (3600 кН) |
| Удельный импульс | 300 секунд (уровень моря) |
| Время горения | 200 секунд |
| Порох | ЛХ 2 / ЛОКС |
| Третий этап – S-IV | |
| Высота | 61,6 футов (18,8 м) |
| Диаметр | 220 дюймов (5,6 м) |
| Пустая масса | 11 501 фунт (5 217 кг) |
| Полная масса | 111 500 фунтов (50 600 кг) |
| Питаться от | 6 Рокетдайн RL-10 |
| Максимальная тяга | 90 000 фунтов силы (400 кН) |
| Удельный импульс | 410 сек. |
| Время горения | 482 секунды |
| Порох | ЛХ 2 / ЛОКС |
Сатурн С-3 была третьей ракетой в серии Сатурн С, изучавшейся с 1959 по 1962 год. Проектировалась трехступенчатая ракета-носитель, которая могла вывести 45 000 кг (99 000 фунтов) на низкую околоземную орбиту и отправить 18 000 кг (40 000 фунтов). ) на Луну посредством транслунной инъекции . [2] [1]
Предложение президента США Кеннеди от 25 мая 1961 года о четкой цели посадки экипажа на Луну побудило НАСА уточнить требования к ракетам-носителям для высадки на Луну. Неделей ранее Уильям Флеминг (Управление программ космических полетов штаб-квартиры НАСА) возглавил специальный комитет по проведению шестинедельного исследования требований для высадки на Луну. Считая путь прямого восхождения наиболее осуществимым, они соответствующим образом сосредоточили свое внимание и в конце 1965 года предложили облет Луны с использованием ракеты-носителя Сатурн С-3. [3]
В начале июня 1961 года Брюс Лундин, заместитель директора Исследовательского центра Льюиса, провел недельное исследование шести различных возможностей встречи. Альтернативы включали сближение Земли и Луны (EOR), сближение Луны и Луны (LOR), сближение Земли и Луны, а также сближение на поверхности Луны с использованием конструкций Сатурна C-1, C-3 и Nova. Комитет Лундина пришел к выводу, что сближение имеет явные преимущества по сравнению с прямым восхождением, и рекомендовал сближение на околоземной орбите с использованием двух или трех самолетов Сатурн C-3. [3]
7 сентября 1961 года НАСА объявило, что государственный артиллерийский завод Мишуд недалеко от Нового Орлеана, штат Луизиана, станет площадкой для изготовления и сборки первой ступени Сатурна C-3, а также более крупных аппаратов в программе Сатурн. Финалистами стали два государственных завода в Сент-Луисе и Новом Орлеане. Высота крыши завода в Мишу означала, что ракета-носитель с восемью F-1 двигателями ( класс Nova , Saturn C-8 ) не могла быть построена; четыре-пять двигателей (первая ступень) должны были бы быть максимум( Сатурн С-5 )
Это решение положило конец рассмотрению ракеты-носителя класса «Нова» для прямого восхождения на Луну или в качестве тяжелого спутника Сатурна C-3 для сближения на околоземной орбите.
Дизайн лунной миссии
[ редактировать ]Прямое восхождение
[ редактировать ]Во время различных предложений Nova была предложена концепция Модульной Новы, состоящая из кластеризации первой ступени C-3. [4]
Встреча на околоземной орбите
[ редактировать ]Центр космических полетов Маршалла в Хантсвилле, штат Алабама, разработал предложение по сближению на околоземной орбите (EOR) для программы «Аполлон» в 1960–1961 годах. В предложении использовалась серия небольших ракет размером в половину Сатурна V для запуска различных компонентов космического корабля, направляющегося на Луну. Эти компоненты будут собраны на орбите вокруг Земли , а затем отправлены на Луну посредством транслунной инъекции . Чтобы проверить и подтвердить осуществимость подхода EOR для программы «Аполлон», был основан проект «Джемини» с этой целью: «Осуществить сближение и стыковку с другим транспортным средством ( целевым кораблем Agena ), а также маневрировать комбинированным космическим кораблем с использованием двигательной установки. целевого автомобиля».
Сатурн С-3 должен был стать основной ракетой-носителем для сближения на околоземной орбите. 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 Saturn I. ракеты-носителя Была разработана и облетана только ступень S-IV Сатурна С-3, но все указанные двигатели использовались на ракете Сатурн V , которая доставила людей на Луну. [5]
Встреча на лунной орбите
[ редактировать ]Концепция сближения на лунной орбите (LOR) изучалась в Исследовательском центре Лэнгли еще в 1960 году. В меморандуме Джона Хуболта , направленном Роберту Симансу в защиту LOR для лунных миссий в ноябре 1961 года, обрисовывалось использование ракеты-носителя Сатурн C-3 и избегание сложные большие ускорители и лунные корабли. [6]
После шести месяцев дальнейшего обсуждения в НАСА летом 1962 года предложение Исследовательского центра Лэнгли о сближении на лунной орбите (LOR) было официально выбрано в качестве конфигурации миссии для программы Аполлон 7 ноября 1962 года. [7] К концу 1962 года конструкция Сатурна С-3 была признана ненужной для требований программы Аполлон, поскольку тогда были предложены более крупные ускорители ( Сатурн С-4 , Сатурн С-5), поэтому дальнейшие работы над Сатурном С-3 были отменены. [8]
Варианты и производные
[ редактировать ]
С 1961 года было изучено, предложено и профинансировано несколько вариантов Сатурна С-3. Наиболее обширные исследования были сосредоточены на вариантах Сатурна C-3B до конца 1962 года, когда была выбрана точка встречи на лунной орбите и одобрена разработка Сатурна C-5. Общей темой этих вариантов является первая ступень с тягой (SL) на уровне моря 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 26 до 33 футов), которые могли поднимать до 110 000 фунтов (50 000 кг) на низкую высоту. Земная орбита (LEO).
Отсутствие ракеты-носителя Saturn C-3 в 1965 году создало большой разрыв в полезной нагрузке (LEO) между грузоподъемностью Saturn IB 21 000 кг (46 000 фунтов) и грузоподъемностью трехступенчатого Saturn V 75 000 кг (165 000 фунтов). В середине 1960-х годов Центр космических полетов имени Маршалла НАСА (MSFC) инициировал несколько исследований ракеты-носителя, которая могла бы заполнить этот пробел в грузоподъемности и расширить возможности семейства Сатурн. Предложения по этому требованию в MSFC представили три компании: Martin Marietta (разработчик аппаратов Atlas, Titan), Boeing (разработчик первых ступеней S-1B и S-1C) и North American (разработчик второй ступени S-II).
Сатурн С-3Б
[ редактировать ]Доработка « Сатурн С-3В» (1961 г.) увеличила суммарную тягу трех ступеней до 17 200 кН. Диаметр первой ступени (С-ИБ-2) был увеличен до 33 футов (10 метров). Возможная первая ступень Сатурна V (S-IC) будет иметь тот же диаметр, но увеличит ее длину на 8 метров. Еще одно соображение добавило к первой ступени третий двигатель F-1.Диаметр второй ступени S-II будет составлять 8,3 и 21,3 метра (27 и 70 футов) в длину.
В трехступенчатой версии будет использоваться ступень S-IV диаметром 5,5 метра и длиной 12,2 метра.
Сатурн С-3БН
[ редактировать ]В модификации Saturn C-3BN (1961 г.) будет использоваться NERVA в качестве третьей ступени этой ракеты-носителя . Технология NERVA изучалась и предлагалась с середины 1950-х годов для будущих исследований космоса.
Сатурн ИНТ-20
[ редактировать ]7 октября 1966 года компания Boeing представила в Центр космических полетов имени Маршалла НАСА заключительный отчет «Исследования усовершенствованных транспортных средств Saturn V и транспортных средств промежуточной полезной нагрузки». В этом отчете описывалась 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.). Боинг планировал поставку и первый полет в 1970 году, основываясь на решении к 1967 году.
Сатурн II
[ редактировать ]Сатурн II представлял собой серию американских одноразовых ракет-носителей, изученных компанией North American Aviation (NAA, позже Rockwell) в 1966 году в Центре космических полетов имени Маршалла НАСА (MSFC) и созданных на основе компонентов ракеты Сатурн V, используемой для программы Аполлон. . В проектах North American основное внимание уделялось отказу от первой ступени S-IC производства Boeing и использованию второй ступени S-II компании North American в качестве активной зоны ракеты-носителя. Целью исследования было прекращение производства Saturn IB и создание более дешевой тяжелой ракеты-носителя на основе нынешнего (1966 года) оборудования Saturn V.
Развитие после Аполлона
[ редактировать ]Потребность в ракете-носителе Сатурна С-3 (45 тонн на НОО) сохранялась и за пределами программы Аполлон. Космический стартовый комплекс 37 станции ВВС на мысе Канаверал , первоначально предназначенный для обслуживания Сатурна I и IB, планировался для возможного использования Сатурна C-3, но был деактивирован в 1972 году. В 2001 году компания Boeing отремонтировала комплекс для Delta IV запуска EELV. транспортное средство. Вариант Delta IV Heavy может вывести на НОО только 22,5 тонны.
в 1986 году Катастрофа космического корабля "Челленджер" и программа системы космического запуска в 2010 году привели к возобновлению предложений по модификациям Saturn C-3 с использованием двигателей Rocketdyne F-1A с существующими ускорительными ядрами и оборудованием (10 м - ступень Saturn S-IC ; 8,4 м - внешняя ступень космического корабля "Шаттл "). танк 5,1м — Common Booster Core Delta IV ).
Джарвис
[ редактировать ]После космического корабля «Челленджер» катастрофы ВВС США (USAF) и Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства (NASA) провели совместное усовершенствованной системы запуска исследование (1987-1990 гг.). Hughes Aircraft и Boeing отряхнули пыль от более раннего проекта Saturn C-3 и представили свое предложение по ракете-носителю Jarvis . [9]
Джарвис будет представлять собой трехступенчатую ракету высотой 58 м (190 футов) и диаметром 8,38 м (27,5 футов). Разработанный для подъема 38 тонн на НОО, он будет использовать ракетные двигатели F-1 и J-2 и оборудование, хранящееся в ракетной программе Saturn V, а также новейшие технологии эпохи шаттлов, чтобы обеспечить более низкие затраты на запуск. [10]
См. также
[ редактировать ]Ссылки
[ редактировать ]Встроенные цитаты
[ редактировать ]- ^ Jump up to: а б Янг, Энтони (2008). Двигатель Saturn V F-1: включение Аполлона в историю . стр. 21–23. Бибкод : 2008svfe.book.....Y .
- ^ «Сатурн С-3» . Astronautix.com. Архивировано из оригинала 2 мая 2002 года . Проверено 8 июня 2012 года .
- ^ Jump up to: а б Бенсон, Чарльз Д.; Уильям Барнаби Фаэрти (1978). «4-8». Мунпорт: История стартовых комплексов и операций Аполлона . НАСА (SP-4204) . Проверено 7 февраля 2013 г.
- ^ «Иллюстрированная хронология Сатурна - Часть 2» . History.nasa.gov . Проверено 20 августа 2022 г.
- ^ Билстен, Роджер Э. (1980). Этапы к Сатурну . НАСА SP-4206. стр. 48–63.
- ^ Билстен, Роджер Э. (1980). Этапы к Сатурну . НАСА SP-4206. п. 63.
- ^ «Свидание, которое было почти упущено: встреча на лунной орбите и программа Аполлон» . Исследовательский центр НАСА в Лэнгли. Декабрь 1992 года. Архивировано из оригинала 6 апреля 2013 года . Проверено 8 июня 2012 года .
- ^ Дэвид М. Ривз; Майкл Д. Шер; Алан В. Уилхайт; Дуглас О. Стэнли (2005). «Пересмотр архитектурного решения Аполлона по месту встречи на лунной орбите» (PDF) . Национальный институт аэрокосмической промышленности, Технологический институт Джорджии. Архивировано из оригинала (PDF) 27 октября 2014 года . Проверено 8 июня 2012 года .
- ^ «Средняя ракета-носитель Джарвис» . Форумы НАСА по космическим полетам . 20 сентября 2013 года . Проверено 23 марта 2021 г.
- ^ «Ракета-носитель Джарвис» . Astronautix.com. 1 июля 1990 года. Архивировано из оригинала 27 декабря 2016 года . Проверено 8 июня 2012 года .
Библиография
[ редактировать ]- Бильштейн, Роджер Э., Этапы пути к Сатурну , Типография правительства США, 1980. ISBN 0-16-048909-1 . Отличный отчет об эволюции, конструкции и развитии ракет-носителей Сатурна.
- Штулингер, Эрнст и др., Астронавтическая техника и наука: от Пенемюнде к планетарному пространству , МакГроу-Хилл, Нью-Йорк, 1964.
- Лаборатория реактивного движения; Отчет НАСА – 2 октября 1961 г.; Некоторые взаимосвязи и долгосрочные последствия концепций лунного рандеву С-3 и твердых транспортных средств «Нова» . Доступ по адресу: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19740072519_1974072519.pdf .
- Роберт П. Смит, Офис проектов «Аполлон», отчет НАСА, проект «Аполлон» — описание корабля «Сатурн C-3» и «Нова» . 25 июля 1961 г. Доступ по адресу: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19790076768_1979076768.pdf .
- НАСА, «Сближение на околоземной орбите для ранней пилотируемой посадки на Луну», стр. I, «Краткий отчет исследования специальной целевой группы» [Отчет Хитона], август 1961 г.
- Дэвид С. Акенс, Иллюстрированная хронология Сатурна: первые одиннадцать лет Сатурна, с апреля 1957 по апрель 1968 года , 5-е изд., MHR-5 (Хантсвилл, Алабама: MSFC, 20 января 1971 г.).
- Исследование Boeing, Центр космических полетов Маршалла, «Заключительный отчет - Исследования улучшенных транспортных средств Saturn V и транспортных средств промежуточной полезной нагрузки», 7 октября 1966 г., доступ по адресу: http://www.astronautix.com/data/satvint.pdf
Эта статья включает общедоступные материалы с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .
