Saturnus II

Den här artikeln handlar om raketen. För Saturnus måne, se Enceladus . För Saturnus V-stadiet, se S-II .
Saturnus II
Saturn II.svg
Saturnus II-förslag: INT-17, INT-18, INT-19.
Fungera Orbital bärraket
Tillverkare
Nordamerikanska ( S-II ) Douglas ( S-IVB )
Ursprungsland Förenta staterna
Storlek
Höjd 167 fot (51 m)
Diameter 33 fot (10 m)
Massa 1 112 000 till 4 178 200 pund (504 400 till 1 895 200 kg)
Etapper 2
Kapacitet
nyttolast till LEO (100 nmi (185 km), 28° lutning)
Massa 47 000 till 146 400 pund (21 300 till 66 400 kg)
Tillhörande raketer
Familj Saturnus
Avledningsarbete
  • INT-17
  • INT-18
  • INT-19
Starthistorik
Status Studie 1966
Starta webbplatser Kennedy Space Center Launch Complex 39 ,
Total lanserar 0
Boosters (INT-18) – UA1207
Nej boosters 2 eller 4
Drivs av 1
Maximal dragkraft 1 600 000 lbf (7 100 kN) SL
Total dragkraft 3 200 000 lbf (14 000 kN) eller 6 400 000 lbf (28 000 kN) SL
Specifik impuls 272 sekunder SL
Brinntid 120 sekunder
Drivmedel APCP
Första etappen (INT-17) – S-II –INT-17
Höjd 81,49 fot (24,84 m)
Diameter 33,0 fot (10,1 m)
Tom massa 105 000 pund (48 000 kg)
Bruttomassa 1 091 000 pund (495 000 kg)
Drivs av 7 HG-3-SL
Maximal dragkraft 1 334 000 lbf (5 930 kN) SL
Specifik impuls
  • 275 sekunder (2,70 km/s) SL
  • 450 sekunder (4,4 km/s) vakuum
Brinntid 200 sekunder
Drivmedel LH 2 / LOX
Första etappen (INT-18) – S-II
Höjd 81,49 fot (24,84 m)
Diameter 33,0 fot (10,1 m)
Tom massa 86 090 pund (39 050 kg)
Bruttomassa 1 082 000 pund (491 000 kg)
Drivs av 5 Rocketdyne J-2
Maximal dragkraft
  • 551 700 lbf (2 454 kN) SL
  • 1 161 300 lbf (5 166 kN) vakuum
Specifik impuls
  • 200 sekunder (2,0 km/s) SL
  • 421 sekunder (4,13 km/s) vakuum
Brinntid 390 sekunder
Drivmedel LH 2 / LOX
Andra etappen – S-IVB -200
Höjd 58,3 fot (17,8 m)
Diameter 21,68 fot (6,61 m)
Tom massa 28 400 pund (12 900 kg)
Bruttomassa 261 900 pund (118 800 kg)
Drivs av 1 Rocketdyne J-2
Maximal dragkraft 231 900 lbf (1 032 kN) vakuum
Specifik impuls 421 sekunder (4,13 km/s) vakuum
Brinntid 475 sekunder
Drivmedel LH 2 / LOX
[ redigera på Wikidata ]

Saturn II var en serie amerikanska förbrukningsbara bärraketer , studerade av North American Aviation under NASA- kontrakt 1966, härledda från Saturn V -raketen som användes för Apollo-månprogrammet . Avsikten med studien var att eliminera produktionen av Saturn IB och skapa en billigare tung bärraket baserad på Saturn V-hårdvara. Nordamerika studerade tre versioner med S-IC:s första steg borttaget: INT-17, ett tvåstegsfordon med en låg nyttolastkapacitet på 47 000 pund (21 000 kg); INT-18, som lade till Titan UA1204 eller UA1207 fast-på- fast raketbooster , med nyttolaster som sträcker sig från 47 000 pund (21 000 kg) till 146 400 pund (66 400 kg); och INT-19, med hjälp av solida boosters härledda från Minuteman -missilens första steg.

För denna studie undersökte Boeing -företaget också konfigurationer betecknade INT-20 och INT-21 som använde dess S-IC första steg, och eliminerade antingen Nordamerikas S-II andra steg, eller Douglas S-IVB tredje steg. Budgetbegränsningar ledde till att studien ställdes in och att rymdfärjan endast användes för kretsloppsnyttolaster.

Begrepp

Det fanns ett stort nyttolastgap mellan Saturn IB :s 46 000 pund (21 000 kg) låga omloppskapacitet för jorden och Saturn V :s kapacitet på 310 000 pund (140 000 kg). I mitten av 1960-talet inledde NASA:s Marshall Space Flight Center (MSFC) flera studier för att utöka kapaciteten hos familjen Saturnus. NASA specificerade en LEO på 100 nautiska mil (185 km), 28° lutning för nyttolastberäkningar, och studierna undersökte ett antal Modified Launch Vehicle (MLV) konfigurationer baserade på Saturn IB och Saturn V bärraketer samt Intermediate Payload ( INT) uppskjutningsfordon baserade på modifierade Saturn V-steg (MS-IC, MS-II och MS-IVB). Martin Marietta (byggare av Atlas- och Titan -raketer), Boeing (byggare av S-IC första steg) och North American Aviation (byggare av S-II andra steg) var tre av företagen som gav svar.

Nordamerikanen trodde att det bästa sättet att fylla luckan var att använda Saturn V:s andra steg, S-II, som det första steget i en mellanliggande bärraket. Det grundläggande konceptet för Saturn II var att spara pengar genom att upphöra med produktionen av Saturn IB -raketen och ersätta den med bärraketer byggda helt med nuvarande Saturn V-komponenter. Detta skulle göra det möjligt att stänga Chrysler Space Divisions produktionslinjer för S-IB: s första steg, och skulle möjliggöra en effektivare integration av raketsystem.

Design

Baslinjen för Saturn II var en Saturn V, utan den Boeing-byggda S-IC första etappen. Saturn V:s andra steg S-II blev det första steget, och den icke-omstartbara S-IVB-200 som användes på Saturn IB blev det andra steget. Ett sådant fordon kunde inte flyga utan modifiering, eftersom S-II var designad för att fungera i nästan vakuum av höghöjdsutrymme. Atmosfärisk dragkraftsdämpning minskade de fem Rocketdyne J-2- motorernas 1 000 000 pounds-force (4 400 kN) vakuumkraft till 546 500 pounds-force (2 431 kN) vid havsnivån, otillräckligt för att lyfta 1 364-1 0109 kg vikten två steg, även utan nyttolast, från marken. Detta krävde att S-II antingen återmonterades med motorer med högre dragkraft, förstärkt med solida raketboosters, eller båda. En annan konstruktionsvariabel var mängden av hela 1 005 500 pund (456 100 kg) drivmedelslasten som transporterades i S-II och 241 300 pund (109 500 kg) i S-IVB-steget.

Innan någon version kunde sättas i produktion stoppades arbetet med alla Saturnus-varianter till förmån för uppskjutning av alla framtida nyttolaster från rymdfärjan .

Saturnus INT-17

Saturn INT-17 var den första versionen av Saturn II som övervägdes. Den ersatte första etappens fem J-2-motorer med sju HG-3-SL- motorer med högre dragkraft, vilket gav 1 334 000 pundkraft (5 930 kN) av havsnivåkraft. Den skulle bränna en reducerad S-II-drivmedelsbelastning på 986 000 pund (447 000 kg) på 200 sekunder. Fordonet hade en LEO-nyttolastkapacitet på 92 000 pund (42 000 kg) med en bruttovikt på 1 112 000 pund (504 000 kg). Den minskade nyttolasten tillät en besparing på 660 pund (300 kg) i strukturell vikt, och att utelämna S-IVB-omstartsförmågan sparade 1 500 pund (700 kg).

Denna konfiguration avbröts när det fastställdes att HG-3-SL inte kunde konkurrera med J-2 när det gäller övergripande prestanda, tillförlitlighet och kostnadseffektivitet. Detta krävde tillägg av boostersteg för att ge mer startkraft.

Saturnus INT-18

Saturn INT-18 skulle ha använt standard S-II med J-2 motorer, förstärkt med två eller fyra Titan SRB . UA1204- och UA1207- boosters övervägdes, med den högsta totala impulskonfigurationen med fyra UA1207-boosters, som kan placera 146 000 pund (66 000 kg) nyttolast i låg jordomloppsbana. Designers övervägde att ändra mängden bränsle som laddades in i raketen, och om man skulle antända S-II-steget på marken, eller om man skulle skjuta upp med de fasta ämnena och starta huvudsteget under flygning. Två versioner utelämnade S-IVB-steget.

Följande konfigurationer studerades:

Liftoff-mässa Boosters S-II drivmedel S-IVB drivmedel Nyttolast
2 496 000 lb (1 132 000 kg) 4 UA1204 474 900 lb (215 400 kg) 177 000 lb (80 300 kg) 47 000 lb (21 300 kg)
2 496 000 lb (1 132 000 kg) 4 UA1204 474 900 lb (215 400 kg) 173 100 lb (78 500 kg) 50 900 lb (23 100 kg)
2 271 600 lb (1 030 400 kg) 2 UA1207 560 000 lb (254 000 kg) 177 900 lb (80 700 kg) 60 400 lb (27 400 kg)
2 496 500 lb (1 132 400 kg) 2 UA1207 769 900 lb (349 200 kg) 175 900 lb (79 800 kg) 78 000 lb (35 400 kg)
2 388 000 lb (1 083 000 kg) 2 UA1205 951 500 lb (431 600 kg) 170 600 lb (77 400 kg) 89 300 lb (40 500 kg)
3 462 400 lb (1 570 500 kg) 4 UA1205 970 900 lb (440 400 kg) 170 600 lb (77 400 kg) 114 000 lb (51 700 kg)
4 178 200 lb (1 895 200 kg) 4 UA1207 984 800 lb (446 700 kg) 166 900 lb (75 700 kg) 146 400 lb (66 400 kg)
3 254 500 lb (1 476 200 kg) 4 UA1205 984 800 lb (446 700 kg) Ingen S-IVB 86 000 lb (39 000 kg)
3 923 300 lb (1 779 600 kg) 4 UA1207 984 800 lb (446 700 kg) Ingen S-IVB 97 000 lb (44 000 kg)

Saturnus INT-19

Saturn INT-19 skulle ha använt mindre solida boosters, härledda från det första steget av Minuteman -missilen, för att komplettera dragkraften av S-II. Elva konfigurationer studerades, med användning av mellan fyra och tolv fasta ämnen, där några startade vid lyft och några startade under flygning, och varierande drivmedelsbelastningar i Saturnus stadier. S-II-steget skulle ha modifierats genom att återmontera J-2–SL-motorerna med munstycken med reducerat expansionsförhållande , för att öka havsytans dragkraft till 174 400 pundkraft (776 kN) per motor. Den högsta totala impulskonfigurationen skulle ha använt tolv boosters, med åtta startade vid lanseringen och fyra startade efter att den första gruppen hade kastats. Den skulle ha kunnat lyfta en nyttolast på 75 400 pund (34 200 kg).

Följande konfigurationer studerades:

Liftoff massa Boosters, lyft Boosters, omgång 1 Boosters, omgång 2 S-II drivmedel S-IVB drivmedel Nyttolast
723 800 pund (328 300 kg) 0 0 0 414 900 pund (188 200 kg) 170 000 pund (77 100 kg) 12 100 pund (5 500 kg)
1 021 800 pund (463 500 kg) 2 2 0 479 900 pund (217 700 kg) 177 000 pund (80 300 kg) 29 100 pund (13 200 kg)
1 277 800 pund (579 600 kg) 4 2 0 612 000 pund (277 600 kg) 168 900 pund (76 600 kg) 44 300 pund (20 100 kg)
1 277 800 pund (579 600 kg) 4 4 0 521 800 pund (236 700 kg) 161 000 pund (73 000 kg) 39 900 pund (18 100 kg)
1 593 700 pund (722 900 kg) 6 2 0 810 900 pund (367 800 kg) 168 900 pund (76 600 kg) 60 000 pund (27 200 kg)
1 593 700 pund (722 900 kg) 6 4 0 702 000 pund (318 400 kg) 172 000 pund (78 000 kg) 59 100 pund (26 800 kg)
1 618 600 pund (734 200 kg) 6 4 2 649 900 pund (294 800 kg) 179 000 pund (81 200 kg) 50 900 pund (23 100 kg)
1 593 700 pund (722 900 kg) 6 6 0 603 800 pund (273 900 kg) 173 900 pund (78 900 kg) 56 000 pund (25 400 kg)
1 910 700 pund (866 700 kg) 8 4 0 905 900 pund (410 900 kg) 177 900 pund (80 700 kg) 63 500 pund (28 800 kg)
1 910 700 pund (866 700 kg) 8 4 0 905 900 pund (410 900 kg) 166 900 pund (75 700 kg) 74 300 pund (33 700 kg)
1 910 700 pund (866 700 kg) 8 4 0 905 900 pund (410 900 kg) 165 800 pund (75 200 kg) 75 400 pund (34 200 kg)

Se även

Anteckningar

Hämtad från " https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Saturn_II&oldid=1106908849 "