Сатурн MLV

Saturn MLV V-1 в конфигурации V-4

Сатурн MLV V-1 и V-3 ядерные конфигурации

Saturn MLV был предложенным концептуальным семейством ракет , предназначенной как продолжение V. Saturn MLV означает «модифицированный стартовый носитель».

Конфигурации транспортных средств, репрезентативные для нескольких альтернативных методов поглощения, были указаны Центром космических полетов Marshall для первоначальных исследований.

Предлагаемые модификации

1. Упорная подъема и модификация пяти ракетных двигателей F-1, используемых на первой стадии S-IC , и соответствующее увеличение пропелтантовых танков.
2. Добавление шестого двигателя F-1 на стадии S-IC, в качестве альтернативы повышению двигателя, плюс повышенные возможности топлива.
3. Использование UA1205 твердых ракетных бустеров, полученных из транспортного средства Titan IIIC .
4. Дополнительные двигатели J-2 в стадии S-II, ~ 131 с увеличили возможности для пропеллента верхней стадии.
5. Улучшенные или передовые двигатели верхней стадии, такие как HG-3 , плюс повышенные мощности топлива.

Базовый Saturn MLV включит эти изменения от транспортного средства Saturn V. Первая стадия Saturn IC была бы растянута на 240 дюймов (610 см) с 2 500 000 кг (5 600 000 фунтов) пропеллента и пять новых F-1A двигателей ; Вторая этап S -II была бы растянута на 41 дюйм (100 см) с 450 000 кг (1 000 000 фунтов) двигателей и пятью J-2 двигателями ; Третья этап S -IVB была бы укреплена, но со стандартным 100 000 кг (230 000 фунтов) пропеллента и одним двигателем J-2. Ядерная движения на третьей стадии и тороидальные двигатели J-2 во втором и третьем этапах также были исследованы.

MLV variants

	Бустеры	1 -й этап	2 -й этап	3 -й этап	Лео полезная нагрузка	TLI полезная нагрузка
MLV-V-1	-	MS-IC-1	MS-II-1	MS-IVB-1	137,250 кг (302 580 фунтов)	48 800 кг (107 500 фунтов)
MLV-V-1/ NERVA 1	-	MS-IC-1	MS-II-1	-	-	55 680 кг (122 760 фунтов)
MLV-V-1/NERVA 2	-	MS-IC-1	MS-II-1	-	-	57 359 кг (126 455 фунтов)
MLV-V-1A	-	MS-IC-1A	MS-II-1A	MS-IVB-1A	145 000 кг (320 000 фунтов)	-
MLV-V-1/ J-2T /200K	-	MS-IC-1	MS-II-1- J-2T /200K	-	-	-
MLV-V-1 / J-2T / 250K	-	MS-IC-1	MS-II-1- J-2T /250K	-	-	-
MLV-V-2	-	MS-IC-1	MS-II-1	MS-IVB-2	137,250 кг (302 580 фунтов)	-
MLV-V-3	-	MS-IC-1	MS-II-2	MS-IVB-2	160,440 кг (353 710 фунтов)	62 200 кг (137 100 фунтов)
MLV-V-3/NERVA 1	-	MS-IC-1	MS-II-2	-	-	81 000 кг (179 000 фунтов)
MLV-V-3/NERVA 2	-	MS-IC-1	MS-II-2	-	-	86 000 кг (190 000 фунтов)
MLV-V-4(S)	UA1205	S-IC	MS-II-4 (S) B.	MS-IVB-1	118 000 кг (260 000 фунтов)	~ 54 000 кг (120 000 фунтов)
MLV-V-4(S)-A	UA1205	MS-IC-1	MS-II-1	MS-IVB-1	160 880 кг (354 680 фунтов)	~ 60 000 кг (133 000 фунтов)
MLV-V-4(S)-B	UA1205	MS-IC-1	MS-II-1- J-2T /250K	-	171 990 кг (379 170 фунтов)	63 160 кг (139 240 фунтов)

MS-IC Первая стадия

Стадия MS-IC-1 и MS-IC-1A

Рост высоты S-IC был бы ограничен 12 м (40 футов) из-за закрытых лимитов баржи. Если бы это было решено, рост высоты был бы ограничен 14 м (46 футов) из -за пределов вертикальной сборки крана.

Первая стадия MS -IC-1 была бы укреплена из-за более высоких структурных нагрузок. Это также было бы растянуто 6,1 м (20 футов). Система давления в пропеллете имела бы на 15% более высокие скорости потока, чтобы учесть различия между двигателями F-1 и F-1A. Сцена весила бы на 16 000 кг (36 000 фунтов) больше, чем S-IC, будучи пустым.

MS -IC-1A был бы вариантом MS-IC-1 с 6 двигателями индивидуально слабее, чем двигатели MS-IC-1. Общая сумма тяги была бы примерно на 1,46% выше, чем в MS-IC-1. Из -за дополнительного двигателя внутренний шарнир ограничен 2,5 °, в то время как подвесная подвеска ограничена 7,8 °. Это не стало бы большими проблемами контроля. Дополнительные линии подачи были бы необходимы для MS-IC-1A. Сцена весила бы 8 900 кг (19 600 фунтов) больше, чем MS-IC-1 и 25 000 кг (56 000 фунтов) больше, чем S-IC, будучи пустым. Производство останется в значительной степени одинаковым, в то время как тестирование и оборудование для сбора транспортных средств будет иметь серьезные изменения.

Другими изученными вариантами были MS-IC-4 (S) B (336-дюймовый растяжение), MS-IC/260 (топливные и топливные резервуары, расположенные над моторами с твердыми ракетами на ремешках), MS-IC-23 (L) (240-дюймовый растяжение) и MS-IC-3B (20-футовое растяжение с двигателями F-1A).

MS-II Вторая стадия

MS-II-1 Стальная диаграмма

Схема размещения двигателя MS-II-1A

MS-II-2 Стальная диаграмма

Вариант MS-II-1 был бы почти неизменным со стадии S-II, за исключением того, что он был укреплен для обработки увеличения полетных нагрузок. Производство и GSE не имели бы серьезных изменений.

Вариант MS-II-1A имел бы семь двигателей J-2. Основные изменения были бы в движении и структуре тяги. Вариант был бы расширен для учета 540 000 кг (1 200 000 фунтов) пропеллента.

Вариант MS -II-2 должен был бы переработать структуру тяги из-за перехода на двигатель HG-3 . Нагрузка на топливо будет увеличена до максимум до 540 000 кг (1 200 000 фунтов), а длина стадии была бы продлена меньше или равна 470 см (187 дюймов) без основных изменений объекта. Из-за двигателя HG-3, раздела между сценой и двигателями потребовалось бы изменения. Электрические, управляющие и дисперсионные системы пропеллента также потребуют изменения.

Изменения в производстве для варианта MS-II-2 из варианта MS-II-1 были бы небольшими, за исключением увеличения диаметра увеличения диаметра Feedlines двигателя HG-3, вызывающих изменения в LH2 установках Feedline . Изменения в бак LOX и структуры тяги также потребовали бы изменения. Изменения GSE также потребовали бы изменения для обработки, транспорта. Также потребовалось бы новое оборудование для двигательных систем. Изменения потребовались бы для оборудования, чтобы иметь место для дублированного инструмента. Тестирование потребовало бы лишь незначительных изменений в объектах.

Другими изученными вариантами были MS-II-1-J-200K (41-дюймовые двигатели J-2T-200K), MS-II-1-J-250K (41-дюймовые растяжки и двигатели J-250K), MS-II-3B (15,5 фута растяжения) и MS-II-4 (S) B.

MS-IVB Третий этап

Различия между S-IVB и MS-IVB-1

MS-IVB-1A и MS-IVB-2

Третий этап MS -IVB-1 имел бы такой же размер и форму, что и у немодифицированной стадии S-IVB, но она была бы укреплена из-за большей пропускной способности и напряжений полета. Насос J-2 Lox был бы изменен. MS-IVB-1 весил бы 598 кг (1319 фунтов) больше, чем S-IVB. Производство для MS-IVB-1 потребовало бы только незначительных изменений. Система репрессирования гелия заменила бы бутылки с гелием окружающей среды на холодные и обогреватель.

MS -IVB-2 был бы растянутой версией S-IVB с использованием двигателя HG-3. MS-IVB-2 также потребует укрепления. Структура тяги была бы заменена из-за более высокой тяги двигателя HG-3. Танк Lox получил бы дополнительный цилиндрический сегмент. Система гелиевой системы двигателя была бы модифицирована аналогично MS-IVB-1, но с дополнительным обогревателем. Общая переборка была бы более плоской. Из-за перехода на двигатель HG-3 насосы охлаждения LOX и LH2 были бы удалены. Производство потребовало бы серьезных изменений, причем менее половины из 52 основных инструментов без изменений. Модели GSE также должны были быть в значительной степени изменены, а снова оставались в оставшемся оставшимся без изменений.

MS -IVB-1A похож на MS-IVB-2, но с двигателем J-2 и структурой тяги. Он также имеет более тяжелые стены танка и другие менее заметные изменения.

Другие изученные варианты были MS-IVB-3B и MS-IVB-4 (s) b .

Двигатель Упирает

Некоторые конфигурации MLV потребовали бы, чтобы некоторые двигатели были подняты.

F-1 УПРАВЛЕНИЕ

В качестве альтернативы добавлению дополнительного двигателя было исследовано повышение тяги. Исследование использовала конфигурацию 1522K в качестве базы для повышения. Все выросшие двигатели должны были бы использовать турбину 76 см (30 дюймов), потому что UPRating была ограничена турбиной 89 см (35 дюймов), используемой в конфигурации 1552K.

Помимо 30 -дюймовой турбины, конфигурации 1650K потребовалась бы улучшенной буйной насос и более сильным газовым генератором при более низком соотношении смеси . Конфигурация 1800K потребовала бы увеличенного диаметра рабочего колеса насоса, увеличивая объем газового генератора для решения проблем контроля температуры, а также снижение выхлопного давления турбины. Повышение мимо конфигурации 1800K было бы ограничено крутящим моментом с турбонасозом и критической скоростью.

J-2 Upraing

1 000 000 н (225 000 фунтов) и 1 100 000 н (250 000 фунтов) были отобраны для повышения исследований, причем базовый вариант составляет 890 000 Н (200 000 фунтов).

Повышение до 1 000 000 N (225 000 фунтов) вариант потребовало бы изменений в турбоплам, клапане управления генераторами газа, системе обхода тяги и инжектора. Чтобы поднять вариант 1 100 000 Н (250 000 фунтов) из варианта 1 000 000 Н (225 000 фунтов), потребовались бы изменения в сборочной сборе окислятора, концентрическую клапану управления генератором газа, топливное турбопум и высокое давление, добавленные с подъемом.

Ядерное движение

На этапах MS-IVB использование ядерного движения могло быть использовано для достижения более высоких показателей инъекции транс-Лунар .

Ракета	Транс-Лунарская инъекция	Лунная орбита	Лунная поверхность
Сатурн V (для сравнения)	42 400 кг (93 500 фунтов)	30 300 кг (66 800 фунтов)	12 300 кг (27 100 фунтов)
Saturn V/NERVA 1 (for comparison)	55 680 кг (122 760 фунтов)	40 200 кг (88 600 фунтов)	18 200 кг (40 200 фунтов)
Saturn V/NERVA 2 (for comparison)	57 359 кг (126 455 фунтов)	41 400 кг (91 300 фунтов)	19 000 кг (41 800 фунтов)
MLV-V-1 (для сравнения)	48 800 кг (107 500 фунтов)	35 000 кг (77 100 фунтов)	15 000 кг (33 000 фунтов)
MLV-V-1/NERVA 1	67 000 кг (147 600 фунтов)	48 600 кг (107 200 фунтов)	23 000 кг (50 800 фунтов)
MLV-V-1/NERVA 2	70 500 кг (155 400 фунтов)	51 300 кг (113 100 фунтов)	24 500 кг (54 100 фунтов)
MLV-V-3 (для сравнения)	62 200 кг (137 100 фунтов)	45 000 кг (99 000 фунтов)	20 800 кг (45 900 фунтов)
MLV-V-3/NERVA 1	81 200 кг (179 100 фунтов)	59 300 кг (130 800 фунтов)	29 100 кг (64 100 фунтов)
MLV-V-3/NERVA 2	86 000 кг (190 000 фунтов)	63 100 кг (139 100 фунтов)	31 200 кг (68 800 фунтов)

Из -за более низкой плотности LH2 автомобиль был бы выше. Это вызвало бы более высокие структурные нагрузки и иногда превышало бы ограничения высоты объекта. Считается, что более высокие структурные нагрузки решаются без серьезных изменений. Как V-3 транспортные средства, так и V-1/NENCA превысили бы высоту 120 м (410 футов) на 18 м (60 футов). Ограничение пропеллента ядерного двигателя для снижения высоты до 120 м (410 футов) привело бы к снижению полезной нагрузки до примерно до 14 000 кг (30 000 фунтов). Это могло быть решено:

1. Используя стадии диаметра 1 010 см (396 дюймов).
2. Укороченное выпущенное химическое усилие банки с стадией.
3. Сборка самых верхних этапов за пределами VAB .
4. Используя ядерные этапы молотка.
5. Увеличение высоты высоты крючка одной ячейки VAB.

Связанные с Crawler изменения и проблемы являются ограничениями дорожной нагрузки, а также местоположением сервисного оружия и оборудования для кассе.

Ссылки

• «Модифицированные ракушки (MLV) Saturn v Улучшение исследования композитного сводного отчета» (PDF) . НАСА Маршалл Космический Полет Центр (MSFC). 2 июля 1965 года. Архивировано из оригинала (PDF) 28 апреля 2023 года . Получено 28 апреля 2023 года .

Внешние ссылки

• astronautix.com