Вторая ступень (ракетный блок S-II)

 

Фирма-изготовитель блока North American Rockwell.

 

Ступень имеет длину 25 м при диаметре, что и у первой ступени (10,1 м).

 

Стартовая масса — 458,7 т.

 

Масса конструкции — 37,6 т.

ракета сатурн 5, ракетостроение, полет на луну

Ступень выполнена в виде цилиндрического моноблока, состоит из передней и задней юбок, топливного отсека, конуса крепления двигателей и переходного отсека. Передняя часть отсека является баком горючего, а нижняя — баком окислителя.

 

Конструкции переходного отсека, передней и задней юбок одинаковы и представляют собой силовые цилиндрические оболочки, состоящие из обшивки с продольным и поперечным наборами. Конус крепления двигателей также имеет продольные и поперечные подкрепляющие ребра.

 

Некоторые особенности конструкции ступени обусловлены применением в качестве компонентов топлива жидкого кислорода и жидкого водорода.

 

 

 

Еще при эксплуатации ракеты «Фау-2» (см. «НиТ» №3 за 2007г.) было установлено, что потери жидкого кислорода в промежутке между его производством и использованием достигали 50%, то есть реальная стоимость жидкого кислорода значительно увеличивалась.

 

После заправки криогенными компонентами ракету нельзя оставлять на относительно длительное время, так как сжиженные газы могут вызвать обледенение различных клапанов. Для «Фау-2» число успешных запусков снижалось почти вдвое, если ракета заправлялась более чем за два часа до старта.

 

Жидкий водород

  • Криогенная бесцветная прозрачная жидкость. Нетоксичен, не имеет запаха, но чрезвычайно огнеопасен — с воздухом образует взрывчатые смеси в очень широком диапазоне концентраций (от 4 до 75% по объему). Коррозийно пассивен, но вызывает охрупчивание многих материалов. Лучшими конструкционными материалами для работы в контакте с жидким водородом являются малоуглеродистые стали с высоким содержанием никеля, сплавы меди и алюминия.
  • Получают сжижением водорода, образующегося при электролизе воды или глубоким охлаждением газовых смесей, содержащих свободный водород. Плотность ρ=70,9 кг/м3 (при температуре минус 239,9оС).
  • Температура кипения — минус 252,6ºС;
  • Температура замерзания — минус 259,2ºС.

Жидкий кислород

  • Жидкость голубоватого цвета.
  • Нетоксичен, взрывобезопасен, но пожароопасен.
  • Конструкционные материалы, соприкасающиеся с жидким кислородом, должны обладать пластичностью при низких температурах и стойкостью к возгоранию, к таким материалам относятся высоколегированные стали, никелевые и алюминиевые сплавы, медь, латунь и др.
  • Получают путем сжижения воздуха и последующего его разделения на составные части в ректификационных колоннах.
  • Хранение и транспортировка жидкого кислорода производится в металлических резервуарах, снабженных специальной теплоизоляцией.
  • Скорость испарения зависит от типа сосуда и их размеров. Потери сосуда Дьюара, например, составляют около 2% в час, а из бака, покрытого теплоизоляционным материалом, испаряется только 0,1% в час. Самые большие потери происходят во время перекачки. При наполнении бака, имеющего комнатную температуру, испаряется от 15 до 20% на охлаждение стенок бака и изоляции.
  • Плотность ρ = 1140 кг/м3 (при температуре минус 183ºС).
  • Температура кипения — минус 182,97ºС;

Таким образом, жидкий водород имеет весьма малую плотность, поэтому необходимые для полета 70 тонн горючего требуют объема более 1 миллиона (точнее — 1013000) литров. В сферический бак окислителя заливается 330800 литров жидкого кислорода (или по массе — 360 тонн). Оба бака имеют общее промежуточное днище трехслойной конструкции с пенопластовым заполнителем, выполняющим роль и теплоизолятора. Ведь жидкий водород кипит уже при температуре минус 253°С (жидкий кислород — при минус 183°. Во избежание больших потерь горючего и окислителя на испарение необходима теплоизоляция баков от внешней среды. Поэтому поверхность топливного отсека снаружи, наружные поверхности верхнего днища, а главное, обечайки водородного бака имеют мощное теплоизолирующее покрытие — слой пенопласта толщиной до 40 мм (в нижней части бака), закрытый снаружи слоистой фенольной оболочкой, защищающей пенопласт от аэродинамического нагрева на атмосферном участке траектории. Во избежание возможности конденсации атмосферного кислорода в переохлажденных полостях теплоизоляции теплоизолирующий слой подвергается предварительной продувке гелием. 

 

 

 

Обечайка водородного бака цилиндрическая вафельного типа с часто расположенными продольными и кольцевыми ребрами, изготовленными фрезерованием заодно с обшивкой из плиты алюминиевого сплава толщиной 51 мм, толщина обшивки 3,8 мм. Толщину стенок баков определяли с учетом того, что прочность алюминиевых сплавов при низких температурах обычно повышается. Это позволило частично компенсировать весовые потери, связанные с введением теплоизолирующего покрытия.

 

Наддув баков горючего и окислителя производится газифицированным водородом и кислородом соответственно.

 

Силовая установка ступени имеет пять двигателей J-2: центральный — неподвижный и четыре — по периферии на карданных подвесах. Поворотом последних достигается управление ракетой. Каждый из них дает тягу (в пустоте) 104 тс, а низкокипящее топливо «кислород+водород» обеспечивает удельную тягу 430 секунд (в пустоте).

 

На каждой камере установлено по два ТНА: один — для горючего, другой — для окислителя. Они обеспечивают работу топливных насосов без применения редукторов.

 

Горячий газ из генератора, работающего на основных компонентах, подается сначала на турбину горючего, а затем на турбину окислителя.

 

Осевой семиступенчатый насос горючего мощностью 6000 кВт создает давление 78 кг/см2 при 27260 об/мин, а одноступенчатый центробежный насос окислителя номинальной мощностью 1270 кВт создает давление 64 кг/см2 при 8000 об/мин.

 

 

 

Такая система двух ТНА позволяет регулировать соотношение компонентов топлива в камере сгорания, которое меняется исходя из условия одновременного опорожнения баков.

 

Система управления полетом ступени S-II начинает функционировать после отделения S-IС и получает команды от аппаратуры, расположенной в приборном отсеке. В нее входит система управления вектором тяги, отклоняющая четыре периферийных двигателя на угол ±70 . Двигатели отклоняются с помощью двух сервоприводов, имеющих автономные турбонасосные системы.

 

Третья ступень (ракетный блок S-IVB)

 

Ступень решала две задачи: довыводила полезный груз (включая саму себя) на геоцентрическую орбиту и переводила корабль «Apollo» на траекторию полета к Луне.

третья ступень ракеты, saturn 5 , американская ракета-носитель
Третья ступень на околоземной орбите

Начинала третья ступень ракеты Saturn-V свое существование как вторая ступень ракеты Saturn-I, пройдя первые летные испытания, видоизменилась и стала второй ступенью ракеты Saturn-IB под индексом S-IVB, а затем без существенных изменений, как полностью отлаженный и надежный агрегат, стала третьей ступенью Saturn-V.

 

Такая тщательная доводка стала необходима в связи с новизной использования и недостаточной изученностью криогенного топлива «кислород+водород», которое давно привлекало внимание своими высокими энергетическими характеристиками, но освоение его и сейчас связано с большими трудностями. 

 

Блок третьей ступени «Saturn V», как и второй, — кислородно-водородный и имеет ту же самую компоновку, но емкости и абсолютные размеры, естественно, уменьшены.

 

Блок S-IVB состоит из переднего переходника и топливного отсека, рамы крепления двигателя и конического переходника (задней юбки).

полет на луну, ракетостроение, конструкция ракеты
Переходник между блоками первой и второй ступеней отбрасывается после выхода двигателя второй ступени на режим

Конструкция баков во многих деталях, даже с сохранением основных геометрических пропорций, повторяет конструкцию второй ступени, хотя и имеются различия в теплоизоляции водородного бака и в системе наддува.

 

Передний (верхний) переходник представляет собой цилиндрическую оболочку, обшивка которой толщиной 0,8 мм подкреплена продольным и поперечным наборами. Топливный отсек блока выполнен в виде цилиндра с полусферическими передним и задним днищами. Промежуточное днище делит топливный отсек на два бака: горючего (жидкий водород) и окислителя (жидкий кислород). Бак окислителя образуется задним и промежуточным днищами. Изнутри поверхность бака горючего покрыта теплоизоляцией.

 

Цилиндрическая оболочка топливного отсека вафельного типа. Переднее днище отсека — гладкое, а заднее днище имеет две зоны: гладкую и вафельного типа. Такая конструкция заднего днища вызвана необходимостью его усиления в месте приложения тяги двигателя. Промежуточное днище трехслойной конструкции с сотовым заполнителем. Оно соединяется с цилиндрической оболочкой бака горючего и задним днищем бака окислителя с помощью шпангоута, объединяющего баки в единый отсек.

двигатель ракеты, жрд j-2, ракета сатурн 5
Двигатель ЖРД J-2

Для наддува бака окислителя используется гелий, который находится в титановых баллонах, расположенных в баке горючего. Бак горючего (жидкий водород) до старта ракеты наддувается гелием, а при работе маршевого двигателя ступени — газообразным водородом, отбираемым на выходе системы охлаждения J-2.

  • Длина блока с переходником 17,85 м
  • Диаметр топливного отсека 6,61 м
  • Сухая масса блока 12,75 т
  • Масса конструкции 9,5 т
  • Масса топлива (окислитель — жидкий кислород, горючее — жидкий водород) 104,5 т

Топливный отсек, как и другие отсеки ступени S-IVB, выполнены из высокопрочных алюминиевых сплавов.

 

Главная особенность ступени заключается в своеобразном комплексе двигательных установок и довольно сложной последовательности выполняемых ими функций. На ступени установлен всего один маршевый двигатель ЖРД Rocketdyne J-2, но вместе с тем имеется целая система твердотопливных и жидкостных вспомогательных двигателей на высококипящих компонентах. Абсолютная тяга этих двигателей невелика, измеряется десятками килограмм, но на них, кроме предпусковой осадки топлива, возложено выполнение целого ряда важных операций. Так управление по крену, т.е. поворот ракеты относительно продольной оси, двигатель J-2 самостоятельно осуществить не может. Это возлагается на вспомогательные двигатели. 

 

Двигатель J-2 на карданном подвесе крепится к клепаной конической раме с изменяющейся (от 8,1 до 4,0 мм) толщиной обшивки вдоль образующей.

 

 

 

Охлаждение двигателя осуществляется жидким водородом и кислородом, которые подаются циркуляционными насосами из соответствующих баков через открытый в это время перепускной клапан и возвращаются снова в баки.

 

Между ступенью S-IVB и кораблем Apollo расположен приборный отсек длиной 0,9 м и диаметром 6,61 м. На внутренней его поверхности установлены основные блоки управления стартом ракеты-носителя, ориентацией и полетом, блоки системы навигации, телеметрии и системы аварийного спасения.

 

К основным блокам СУ относятся бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ) фирмы IBM и инерциальная платформа ST-124М фирмы Bendix, аналоговая вычислительная машина фирмы Electric Communications, скоростные гироскопы фирмы Nortronics и акселерометры.

американские астронавты, нейл армстронг, человек на луне
Нейл Армстронг, Майкл Коллинз, Эдвин Олдрин

Обмен информацией между приборами, размещенными в приборном отсеке ступени, и расположенными на других ступенях, осуществляется специальными устройствами обмена фирмы IBM. Информация с гиростабилизированной платформы поступает в БЦВМ, она сравнивает фактические характеристики траектории полета и вычисляет параметры команд для системы управления.

 

За лунным камнем

 

В сборочном цехе (здание вертикальной сборки) производится сборка и стыковка ступеней ракеты и корабля Apollo. Там же осуществляется предполетная проверка и испытания системы «Saturn V — Apollo», проведение которых осуществляли более пяти тысяч человек разных специальностей. Положительный результат проверки всех систем дает добро на транспортировку ракетнокосмического комплекса к стартовому комплексу.

 

За полтора-два месяца до начала полета система SA на специальной платформе транспортируется в вертикальном положении на стартовую позицию. Предстартовый отсчет времени начинается за 6 суток до старта. Заправка ракеты криогенными компонентами топлива продолжается 4 часа 30 минут и за 190 секунд до старта осуществляется переход на команду «Зажигание» — Saturn V переводится на автоматику. Сигнал на зажигание ЖРД выдает программный механизм за 8,9 секунды до старта. Первым запускается центральный двигатель F-1, затем — по два диаметрально противоположных периферийных с интервалом 0,3 сек. Через 5 секунд после выхода всех двигателей на режим полной тяги освобождаются 4 удерживающих рычага, и Saturn (общая стартовая масса до 3000 тонн) начинает подъем, преодолевая силы сопротивления металлических стержней, протягиваемых сквозь отверстия. Этот процесс длится полсекунды.

 

Аналоговая вычислительная машина вырабатывает управляющие сигналы по крену и тангажу, выдает их в сервоприводы карданов ЖРД и выводит ракету на заданный азимут.

 

 

 

Двигатели первой ступени, потребляя 13,6 тонн топлива в секунду, работают в течение 150 секунд и выключаются на высоте ~65 км, сообщив ракете скорость >2,8 км/с. После чего включаются восемь тормозных твердотопливных двигателей, расположенных под обтекателями главных двигателей. Каждый из них дает тягу 39 тс, работает 0,66 сек, и ступень S-I отделяется. Продолжая баллистический полет, она поднимается до высоты 110 км и падает в Атлантический океан в 580 км от места старта.

 

Двигательная установка второй ступени работает примерно 390 секунд и выключается на высоте 186 км при скорости полета 6,88 км/сек.

 

У носителей серии «Saturn» применено «холодное» разделение ступеней: запуск последующей ступени производится после отброса предыдущей, когда ступень движется по инерции, т.е. — в условиях невесомости. Недостаток такого разделения состоит в том, что запуску двигателей должна предшествовать операция осадки топлива — смещения его к днищу баков, чтобы нормально работали заборники. Эта операция выполняется с помощью небольших двигателей, как правило твердотопливных, сообщающих ракете небольшое ускорение. Они называются двигателями системы обеспечения запуска.

 

При «горячем» разделении ступеней двигатели последующей ступени запускаются в момент, когда тяга двигателей предыдущей ступени еще не упала до нуля. При таком способе разделения вспомогательные двигатели не нужны, но требуется тепловая защита отбрасываемого блока от воздействия струи запускаемого двигателя.

 

Как и предусматривается, две первые ступени «Saturn V» не обеспечивают выведение корабля Apollo на околоземную, так называемую начальную орбиту. Выполняет это третья ступень, проработав примерно 150 секунд. На этой орбите высотой 190 км третья ступень с кораблем задерживается примерно на два с половиной часа, чтобы стартовать в той точке пространства, которая отвечает траектории полета к Луне с минимальной характеристической скоростью на участке разгона. За это время производится заключительная проверка системы управления и элементов автоматики всех систем корабля. 

 

Управление полетом последней ступени осуществляется отклонением вектора тяги ЖРД J-2 по командам бортовой ЦВМ. Естественно, после выхода на начальную орбиту и во время пребывания на ней двигатель выключается, но угловая ориентация ракеты находится под контролем — управляющие функции несут вспомогательные двигатели.

 

После выключения маршевого двигателя производится продувка магистралей и баков, для чего необходима осадка топлива, которая повторяется перед вторым запуском J-2 для выхода на траекторию полета к Луне. Задача многократного запуска ЖРД, тем более в невесомости, была одной из сложнейших, но к тому времени американцы уже имели разгонный блок «Центавр», кислородно-водородный ЖРД которого исправно запускался в космосе.

 

После проведения необходимых операций и определения момента запуска двигатель J-2 включается вторично. Через 300 секунд непрерывной работы двигатель по сигналу бортовой ЦВМ выключается, когда скорость достигает требуемой величины. Через 80 минут после этого корабль Apollo (массой до 48,5 тонн) отделяется от ступени S-IVB и направляется к Луне.

 

Среди многих выдающихся научных и технических достижений ХХ века блистательным явился каждый такой полет человека.

 

 

 

Итого

 

Ракета «Saturn V» выполнила поставленные перед ней задачи. Она для этой цели вобрала в себя все технические достижения в области разработки ракетнокосмической техники начала шестидесятых годов ХХ века.

 

А создать носитель более мощный, чем Saturn V, даже при современном уровне техники и трудно, и безумно дорого. Поэтому нужны новые технические решения, которые могли бы сделать обыденным то, что до недавнего времени рассматривалось как сенсация.

 

Всего было изготовлено 15 экземпляров РН Saturn V, осуществлено 13 пусков (см. таблицу): два с экспериментальными образцами основного блока и макетом лунного модуля космического корабля Apollo; десять с пилотируемыми кораблями Apollo; один — с орбитальной станцией Skylab.

американские ракеты, ракета сатурн 5, ракетостроение

Все состоявшиеся запуски ракеты Saturn V прошли удачно, и это заслуживает особого внимания.

 

Оставшиеся 14-й и 15-й экземпляры ракеты Saturn V «рассортированы» и переданы в музеи.

 

16-й и 17-й экземпляры не были закончены из-за сокращения финансирования и закрытия проекта.

 

Сохранился единственный, полностью собранный, экземпляр (из разных частей): первая ступень имеет номер SC-1C, вторая — S-II-15, а третья — S-IVB-513. Находится он в качестве музейного экспоната в Хьюстоне.

 

Второй экземпляр РН Saturn 5, находящийся в экспозиции Космического центра имени Кеннеди во Флориде, имеет макетную первую ступень S-I-Т и две — с оставшихся летных верхних ступеней: S-II-14 и S-IVB-514.

 

Летная первая ступень SC-1C-15 экспонируется у заводаизготовителя, а третья ступень S-IVB-515 — на площадке Смитсоновского музея в Вашингтоне.

 

 

 

Есть и третий музейный Saturn V — у Центра космических полетов имени Маршалла в Хантсвилле, собран из частей РН, предназначенных для наземных испытаний и «примерок» стартового комплекса.

 

С тех пор, как в 1961 году президент Джон Кеннеди объявил осуществление экспедиции на Луну национальной задачей, значительная часть космического бюджета Соединенных Штатов расходовалась на проектирование, изготовление и отработку ракетно-космической системы SA.

 

Программа «Аполлон» была успешно завершена. На Луне побывали 12 человек, а ее облет совершили 27 астронавтов.

 

Налогоплательщикам Соединенных Штатов прогулка по Луне обошлась в 25,5 млрд. долларов.

 

Надо полагать, что эти расходы для страны окупились с лихвой, — доход от использования и продажи прикладных разработок и технологий, созданных в ходе осуществления лунной программы, уж никак не меньше 170 миллиардов. У всех в ходу, к примеру, липучие «застежки», с успехом заменяющие и пуговицы, и «молнии». А ведь они разрабатывались в рамках проекта «Saturn-Аполлон».

 

Статья была опубликована в августовском номере журнала "Наука и техника" за 2008 год

 

 

Нашли опечатку? Выделите фрагмент и нажмите Ctrl+Enter.

Новости о науке, технике, вооружении и технологиях.

Подпишитесь и будете получать свежий дайджест лучших статей за неделю!