Исходя из разработок первого десятилетия XXI века, ракета "Сатурн-5" (американского производства) является мощнейшей среди своих собратьев. Ее трехступенчатая структура была сконструирована в шестидесятых годах прошлого века и предназначалась для доставки человека на лунную поверхность. К ней должны были крепиться все необходимые корабли, на которые была возложена миссия исследования естественного спутника нашей планеты.
Согласно программе "Аполлон", к ракете крепился лунный модуль, помещенный внутрь своего адаптера, а уже к нему присоединяли корпус орбитального корабля. Подобная однопусковая схема выполняла два дела сразу. Правда, имелась и двухступенчатая модель, которую использовали всего лишь раз во время вывода самой первой космической станции Соединенных Штатов Америки на орбиту - "Скайлэб".
Лунная программа: миф или правда?
Прошло уже почти полвека, но разговоры о сфабрикованной лунной программе не утихают. Кто-то уверен, что отправка астронавтов на Луну с использованием ракеты "Сатурн-5" - мистификация. Таким людям любые доказательства о великих достижениях американцев чужды, и, по их утверждениям, видеозаписи делали, не вылетая за пределы планеты Земля.
Иногда ходят слухи, что прекрасно сконструированный "Сатурн" слишком идеален для того, чтобы быть настоящим. Даже если программа "Сатурна" имела место быть, то почему американцы не стали ее продолжать, сославшись на утерю всей конструкционной документации ракеты "Сатурн-5", и стали выпускать шаттлы стоимостью в разы выше? Зачем надо было начинать весь рабочий процесс разработки схожей ракеты с нулевой точки? Да и как вообще можно было потерять технологическую карту производства ракеты "Сатурн-5"? Ведь это не песчинка среди песочного пляжа.
В целом, ракета "Сатурн-5" - первая в своем роде, создававшаяся не только для доставки астронавтов на Луну, но и для их успешного возвращения домой. Плюс ко всему, посадка со всем оборудованием, включающим и лунный модуль с двумя живыми пассажирами, должна была быть очень плавной и мягкой, иначе это был бы их последний полет. Частично массу смогли разделить путем отсоединения лунного модуля от командного корабля, который, в свою очередь, оставался на лунной орбите и ждал завершения всех работ.
Американская ракета "Сатурн-5" могла поднять и вывести на околоземную орбиту до 140 тонн груза. А вот, например, наиболее используемая тяжеловесная ракета "Протон" может донести на своем "теле" только 22 тонны. Впечатляющая разница, не так ли?
Как известно, "Сатурнов" было выпущено несколько, и последний выводил космическую станцию "Скайлэб" в 77 тонн веса. Она была настолько огромной, что при потере опорной точки внутри астронавт зависал в воздухе на несколько минут, дожидаясь ветра со стороны вентиляционной системы. Собственно, данный рекорд побил только "Мир", состоявший из нескольких модулей. Но именно ракета "Сатурн-5" все еще является самым грандиозным проектом в мире и самой мощной космической машиной, рекорд которой побить пока не смогла ни одна другая ракета-носитель.
История "Сатурна-5"
В самом начале своего жизненного пути корабль сталкивается с трудностями в виде провального запуска при участии беспилотной, плохо отрегулированной системы. Далее последовал отказ на повторное беспилотное испытание, однако все завершилось "счастливым" концом, так как с 1968 года по 1973 проходят успешные запуски десяти космических программ "Аполлонов" и вышеуказанной космической станции "Скайлэб". А далее ракета-носитель "Сатурн-5" становится музейным экспонатом, а ее производство и дальнейшая эксплуатация полностью прекращаются. Данный период идет и по сей день.
Разрабатывать ракету "Сатурн" США начали еще в 1962 году, и через четыре года уже состоялся первый испытательный полет. Точнее, испытание полностью было провалено, так как вторая ступень ракеты, установленная для запуска на полигоне вблизи Сент-Луиса, просто-напросто взорвалась и разлетелась на части. Согласно историческим записям, беспилотный полет ракеты постоянно откладывался из-за бесконечных поломок и недоработок, но осенью 1967 года американцы все же смогли добиться успеха. Однако на втором испытательном этапе программы "Аполлон-6" попытка беспилотного пилотирования опять провалилась. Из пяти имеющихся двигателей на первой ступени в работу включились только три, двигатель на третьей ступени вообще не завелся, а после вся конструкция неожиданно для всех развалилась.
Несмотря на это, через десять дней было принято беспрецедентное решение - отправить ракету-носитель "Сатурн-5" без повторных испытаний на Луну. Ведь не стоит забывать о холодной войне с СССР и гонкой вооружений. Все торопились и, даже опасаясь непоправимых трагических последствий, все равно приняли решение покорить естественный спутник Земли без третьего испытательного запуска.
Выше говорилось о мистических исчезновениях технической документации и характеристик ракеты "Сатурн-5", но по факту американцы опровергают данную информацию и называют ее байкой. Эта история появилась еще в 1996 году в одной научной книге об истории формирования астронавтики. Проще говоря, автор сообщал в ее строках, что НАСА просто потеряло чертежи. Но по словам сотрудника НАСА - Пола Шавкросса, занимавшего должность в подразделении по внутренней инспекции, чертежей правда не осталось, а вот опыт и инженерный "мозг" сохранились невредимыми: все данные поместили в мелкие кусочки фотопленки - микрофильмы.
Технические характеристики
Каковы же основные технические характеристики ракеты "Сатурн-5"? Начнем с того, что ее высота достигала 110 метров, а диаметр - десяти, и с такими параметрами она могла выводить в космос до 150 тонн груза, оставляя его на околоземной орбите.
В классическом варианте ступеней у нее три: в первых двух по пять двигателей и в третьей один. Топливо для первой ступени было в виде керосина RP-1 с жидким кислородом в роли окислителя, а для второй и третьей - в виде жидкого водорода с жидким кислородом в роли окислителя. Стартовая тяга для двигателей ракеты "Сатурн-5" равнялась 3500 тоннам.
Конструкция ракеты
Конструкционная особенность ракеты - поперечное деление на три ступени, то есть каждая ступень накладывается на предыдущую. На всех ступенях присутствовали несущие баки. Соединение ступеней происходило посредством специальных переходников. Нижняя часть отделялась вместе с телом первой ступени, а верхняя кольцевая отделялась через пару десятков секунд после запуска двигателей второй. Здесь работала "холодная схема" отделения ступеней, то есть пока не отпадет предыдущая, двигатели на следующей не смогут запуститься.
Помимо стартовых двигателей, на ступенях присутствовали и тормозные твердотопливные двигатели ракеты-носителя "Сатурн-5". Ее конструктор, Вернер фон Браун, с их помощью наделил ступени функцией самостоятельной посадки. Также в отсеке третьей ступени располагался инструментальный блок, в котором производилось управление ракетой.
Конструкция первой ступени
Ее производителем стал всемирно известный "Боинг". Из всех трех именно первая ступень была самой высокой, ее длина составляла 42,5 метра. Время работы - около 165 секунд. Если рассматривать ступень снизу вверх, то в ее конструкции можно обнаружить непосредственно сам отсек с пятью двигателями, топливный бак с керосином, межбаковый отсек, бак с окислителем в виде жидкого кислорода и переднюю юбку.
В двигательном отсеке находились самые большие двигатели "Сатурна-V" - F-1, производителем которых являлась американская фирма "Рокетдайн". Сама двигательная система же состояла непосредственно из силовой конструкции, стабилизирующих агрегатов и теплозащиты. Один из двигателей был закреплен по центру в неподвижном положении, а четыре остальных подвешивались на кардановых подвесах. Также на боковых силовых установках были установлены обтекатели, дабы защитить двигатели от нагрузок аэродинамики.
В топливном отсеке располагалось пять труб, проводящих окислитель к основному горючему, которое уже в готовом виде подавалось с помощью десяти трубопроводов в двигатели. Юбка имела функцию соединения первой и второй ступеней. Когда выполнялись полеты четвертого и шестого "Аполлонов", на конструкции крепились камеры для отслеживания работы силовой установки, отделения ступеней и контроля за жидким кислородом.
Конструкция второй ступени
Ее производителем стала компания, на сегодняшний день входящая в холдинг "Боинга", - North American. Длина конструкции составляла чуть больше 24 метров, а время работы равнялось четыремстам секундам. Составные части второй ступени делились на верхний переходник, топливные баки, отсек с двигателями J-2 и нижний переходник, соединявший ее с первой ступенью. Верхний переходник был оснащен дополнительными твердотопливными двигателями в количестве четырех штук, предназначенных для такого же торможения, как и в случае с первой ступенью. Они запускались после отделения третьей ступени. Отсек с силовой установкой также имел один центральный двигатель и четыре периферийных.
Конструкция третьей ступени
Третью, почти восемнадцатиметровую, конструкцию изготовила компания McDonnel Douglas. Ее предназначение заключалось в выводе орбитального корабля и спуске лунного модуля на поверхность Луны. Третья ступень выпускалась в двух сериях - 200 и 500. Последняя имела солидное преимущество в увеличенном запасе гелия в случае повторного запуска двигателя.
Третья ступень состояла из двух переходников - верхнего и нижнего, отсека с топливом и силовой установки. Система, регулирующая подачу топлива в двигатели, оснащена датчиками, измеряющими топливный остаток, они напрямую передавали данные на бортовой компьютер. Сами двигатели могли использоваться как в непрерывном режиме, так и в импульсном. Кстати, на базе данной третьей ступени и создавалась американская космическая станция "Скайлэб".
Инструментальный блок
Все электронные системы располагались в инструментальном блоке, который был чуть меньше метра в высоту и диаметром около 6,6 метров. Он наложен на третью ступень. Внутри кольца располагались блоки, управлявшие ее ориентацией в пространстве, а также полетом по заданной траектории. Тут же имелись приборы навигации и аварийной системы.
Система управления была представлена бортовым компьютером и инерциальной платформой. Весь блок управления имел систему температурного режима и терморегуляции. Абсолютно вся ракета была усыпана датчиками, выявляющими любые неисправности. Они подавали найденные данные по аварийному состоянию того или иного электронного объекта на пульт управления в кабине астронавтов.
Подготовка к пуску
Всю предполетную проверку ракеты "Сатурн-5" и корабля "Аполлон" проводила специальная комиссия из пятисот человек. Тысячи рабочих принимали участие в старте и подготовке на В Космическом центре, расположенном в пяти километрах от пускового места, происходила вертикальная сборка.
Примерно за десять недель до вылета все части ракеты перевозились на стартовую позицию. Для таких тяжеловесных объектов использовались гусеничные транспортные средства. Когда все части ракеты соединялись воедино и все электроприборы подключались, производили проверку коммуникаций, включая радиосистему - как бортовую, так и наземную.
Далее начинались обездвиженные испытания управления ракетой, происходила имитация полета. Проверяли работу космодрома и ЦУПа в Хьюстоне. И последние испытательные работы проводились уже с непосредственной заправкой баков топливом до периода, предполагающего запуск первой ступени.
Операции для старта
Отсчет предстартового времени начинается за шесть суток до отправки ракеты в космос. Это стандартная процедура, проводившаяся и с "Сатурном-5". В течение этого периода проводилось несколько пауз, во избежание сбоев и последующей отсрочки вылета. Окончательный отсчет стартовал за 28 часов до запуска.
Заправка первой ступени происходила за двенадцать часов. Причем заливался только керосин, а жидкий кислород подавался в баки за четыре часа до пуска. Перед заправкой все баки проходили процедуру охлаждения. Окислитель сначала подавался в баки второй ступени на сорок процентов, потом в баки третьей на сто. Далее заполнялись до конца емкости второй конструкции, и только потом окислитель попадал в первую. Благодаря такой интересной процедуре, работники убеждались в отсутствии утечки кислорода из баков второй ступени. Общее время подачи криогенного топлива во время заправки составляло 4,5 часа.
После подготовки всех систем ракету переводили в автоматический режим. Из пяти двигателей первой ступени первым запускался центральный неподвижный, и только потом периферийные по схеме противоположности. Далее в течение пяти секунд ракета находилась на удержании, а потом мягко выходила из держателей, которые ее выпускали, отклоняясь в стороны.
Компьютер, располагавшийся в инструментальном блоке, управлял тангажом и креном ракеты. Все маневры, предполагаемые по тангажу, заканчивались на 31 секунде полета, но программа продолжала подавать импульсы до полного отсоединения первой ступени.
Динамический напор начинался на семидесятой секунде. Периферийные двигатели работали до момента окончания топлива в баках, а серединный отключался еще на 131 секунде после взлета, дабы предотвратить большие перегрузки на ракетный корпус. Отделение первой ступени происходило примерно на 65 километрах над земной поверхностью, а скорость ракеты к этому моменту была уже 2,3 километра в секунду.
Но отделяясь, ступень не падала сразу вниз. Согласно конструкционным особенностям, она продолжала набирать высоту до ста километров и только потом уходила в воды Атлантического океана на расстоянии в 560 километров от места запуска.
Запуск двигателей второй ступени начинался через секунду после отстыковки первой. Все пять силовых установок запускались одновременно, а через 23 секунды происходил сброс нижнего переходника второй ступени. После этого экипаж брал дело в свои руки с помощью бортового компьютера. Отделение второй ступени происходило на высоте в 190 километров над земной поверхностью, и работа переходила на маршевый двигатель. Его управлением занимались астронавты. И после вывода космического корабля на лунную орбиту третья ступень отделялась от управляемого модуля при выключении двигателя вручную через восемьдесят минут. Таким образом "Сатурн-5" смог доставить астронавтов на Луну и позволить американцам стать первыми покорителями естественного спутника Земли.
Сатурн-5 представляет собой американскую ракету-носитель — детище выдающегося конструктора ракетной техники Вернера фон Брауна. Проектирование «Сатурна» началось в далеком 1962 году, а создана данная ракета была уже в 1967 году, оставаясь, и по сей день самой большой и наиболее мощной из всех созданных человечеством ракет-носителей, выводивших полезную нагрузку на орбиту.
Высота ракеты вместе с кораблем Аполлон составляла 110,7 метра, для сравнения это высота 40 этажного дома, а масса согласно различным источникам достигала от 2700 до 3800 тонн. Ее главным достоинством являлась невероятно большая грузоподъемность, позволяющая доставить на околоземную орбиту порядка 141 тонны полезного груза, а на орбиту Луны около 47 тонн.
Основным назначением ракеты-носителя «Сатурн-5» была реализация программы американских лунных миссий и осуществление первой в истории человечества высадки человека на Луну, которая была успешно произведена 20 июля 1969 года, а также для доставки орбитальной станции «Скайлэб» на околоземную орбиту.
Сатурн 5 ракета носитель обладала последовательным расположением ступеней и была выполнена по трехступенчатой схеме. На первую ступень были установлены пять жидкостных (кислородно-керосиновых) ракетных двигателей F-1, которые и на данный момент остаются наиболее мощными из когда-либо летавших однокамерных ракетных двигателей. Вторая ступень была оснащена пятью двигателями, работающими на топливной паре из жидкого водорода и жидкого кислорода. А третья ступень - одним водородно-кислородным жидкостным ракетным двигателем, аналогичным использованному на предыдущей ступени.
Через тернии к звездам …
Запуск ракеты-носителя Сатурн-5
В начале мая 1966 года были проведены первые испытания по запуску «Сатурна» в открытый космос, которые не увенчались успехом – в момент запуска вторая ступень ракеты вышла из строя и была полностью разрушена. После этого было принято решение данную ракету отправить на необходимую доработку и ориентировочно в начале 1967 года провести повторные испытания по ее запуску.
Но в итоге ракета пробыла на ремонтных работах значительно дольше, чем было изначально запланировано, и только 9 ноября 1967 года смогла осуществить повторную попытку беспилотного полета, которая на этот раз оказалась весьма успешной.
Следующий полет, состоявшийся 4 апреля 1968 года, должен был подтвердить отлаженную работоспособность ракеты и быть заключительным в череде запланированных испытаний, но потерпел провал из-за отказа двигателей второй ступени, а третью ступень в момент пуска, вообще, разорвало на части. В общем, проблем было множество, и для их решения были запланированы долгие ремонтные работы.
Вперед, к Луне!
Спустя всего 8 месяцев, после грандиозного провала 4 апреля 1968 года, «Сатурн-5» стартовала уже с людьми на борту, направляясь прямо к Луне. В результате чего уже 20 июля 1969 года американские астронавты впервые за всю историю человечества высадились на поверхность Луны.
Американские «Консервы» больше не будут бороздить космос
После высадки на Луну было осуществлено еще порядка 10 успешных стартов данной ракеты-носителя, включая последний полет в мае 1973 года, с орбитальной станцией «Скайлэб» на борту. К моменту принятия решения о завершении дальнейшей эксплуатации ракет-носителей «Сатурн-5» на Земле оставалось 3 аппарата данного типа, которые в декабре 1976 года были законсервированы и отправлены в музей в качестве экспонатов.
Аппараты лунных программ — Сатурн-5
Ракеты-носители, разрабатывавшиеся по проектам C-2, C-3 и C-4, предполагалось использовать для сборки на орбите Земли лунного корабля, после чего он должен был выйти на траекторию к Луне , прилуниться и взлететь с Луны . Масса такого корабля на околоземной орбите должна была составлять, по разным проектам, от примерно 140 до более чем 300 тонн.
C-5
Первая ступень, S-IC
Третья ступень, S-IVB
Сборка
Транспортировка
Для перевозки ракет «Сатурн-5» к стартовой площадке использовались специальные гусеничные транспортёры (англ. crawler-transporter). В то время (1965-1969 гг.; до появления в 1969 г. шагающего экскаватора 4250-W) они являлись крупнейшими и наиболее тяжелыми образцами наземной самоходной техники в мире. Эти транспортеры также оставались самыми большими и тяжелыми гусеничными машинами в мире до 1978 г. (когда появился экскаватор Bagger 288).
Схема лунной экспедиции
Скайлэб
Запуски Сатурна 5
В 1967-73 гг произведено 13 пусков ракеты-носителя «Сатурн-5». Все признаны успешными .
| Серийный номер | Дата старта | Описание | |
|---|---|---|---|
| SA-501 | Аполлон-4 | 9 ноября 1967 | Первый испытательный полёт |
| SA-502 | Аполлон-6 | 4 апреля 1968 | Второй испытательный полёт |
| SA-503 | Аполлон-8 | 21 декабря 1968 | Первый пилотируемый облёт Луны . |
| SA-504 | Аполлон-9 | 3 марта 1969 | Околоземная орбита. Испытания лунного модуля . |
| SA-505 | Аполлон-10 | 18 мая 1969 | Лунная орбита. Испытания лунного модуля . |
| SA-506 | Аполлон-11 | 16 июля 1969 | Первый пилотируемый полёт с посадкой на Луне в Море Спокойствия . |
| SA-507 | Аполлон-12 | 14 ноября 1969 | Прилунение около автоматической межпланетной станции «Сервейер-3 » в Океане Бурь . |
| SA-508 | Аполлон-13 | 11 апреля 1970 | Авария в полёте. Облет Луны . Команда спасена. |
| SA-509 | Аполлон-14 | 31 января 1971 | Прилунение около кратера Фра Мауро . |
| SA-510 | Аполлон-15 | 26 июля 1971 | Прилунение в Болоте Гниения на юго-восточной окраине Моря Дождей . Первый «Лунный Ровер » (американский транспортный луноход). |
| SA-511 | Аполлон-16 | 16 апреля 1972 | Прилунение у кратера Декарт . |
| SA-512 | Аполлон-17 | 7 декабря 1972 | Первый и единственный ночной старт. Прилунение в Море Ясности долины Тавр-Литтров . Последний лунный полёт по программе «Аполлон ». |
| SA-513 | Скайлэб | 14 мая 1973 | Изготовлена для «Аполлонов-18/19/20». Затем модернизирована в двухступенчатый вариант. На орбиту выведена станция «Скайлэб » |
| SA-514 | - | - | Изготовлена для «Аполлонов-18/19/20», но никогда не использовалась. |
| SA-515 | - | - | Изготовлена для «Аполлонов-18/19/20». Затем предназначалась в качестве резервной для «Скайлэб », но никогда не использовалась. |
См. также
Напишите отзыв о статье "Сатурн-5"
Примечания
Литература
- Akens, David S (1971). . NASA - Marshall Space Flight Center as MHR-5. Also available in Retrieved on 2008-02-19 .
- Benson, Charles D. and William Barnaby Faherty (1978). NASA. Also available in . Retrieved on 2008-02-19 . Published by University Press of Florida in two volumes: Gateway to the Moon: Building the Kennedy Space Center Launch Complex , 2001, ISBN 0-8130-2091-3 and Moon Launch!: A History of the Saturn-Apollo Launch Operations , 2001 ISBN 0-8130-2094-8
- Bilstein, Roger E. (1996). NASA SP-4206. ISBN 0-16-048909-1 . Also available in . Retrieved on 2008-02-19 .
- Lawrie, Alan (2005). Saturn , Collectors Guide Publishing, ISBN 1-894959-19-1
- Orloff, Richard W (2001). NASA. Also available in . Retrieved on 2008-02-19 . Published by Government Reprints Press, 2001, ISBN 1-931641-00-5
- (PDF). NASA - George C. Marshall Space Flight Center under Contract NAS&-20266. Retrieved on 2008-02-19 .
- (PDF). NASA - George C. Marshall Space Flight Center (1968). Retrieved on 2008-02-19 .
- (PDF). NASA - George C. Marshall Space Flight Center (1970). Retrieved on 2008-02-19 .
- (PDF). NASA - George C. Marshall Space Flight Center (1968). Retrieved on 2008-02-19 .
- Marshall Space Flight Center History Office. Retrieved on 2008-02-19 .
- Пол Эйзенштейн. «Популярная механика». Июнь 2003.
- Левантовский В. И. Механика космического полета в элементарном изложении. - М .: Наука, 1970. - 492 с.
- Александров В.А., Владимиров В.В., Дмитриев Р.Д. и др. Ракеты-носители. - М .: Воениздат, 1981. - 315 с.
Сайты NASA
Другие сайты
- ApolloTV.net Video
Симуляторы
|
|||||||||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
Полезный груз
Ракета отправляла на траекторию перелета к Луне около 45-50 тонн. Массу полезного груза на низкой околоземной орбите точно указать проблематично, поскольку ракета не предназначалась для доставки грузов на низкую орбиту. В разных источниках встречаются цифры от 118 тонн до 150 тонн, однако все эти цифры являются экстраполяцией и зависят от определения понятия «полезный груз». Во время лунных экспедиций ракета доставляла на околоземную орбиту массу около 145 тонн, из которых, однако, бо льшую часть составляли масса третьей ступени и топлива в ней, необходимых для отправки орбитального корабля и лунного модуля к Луне. По сути, третья ступень с топливом представляла собой часть полезного груза, поскольку служила разгонным блоком при отправке кораблей к Луне. Однако топливо третьей ступени частично расходовалось на довывод системы на околоземную орбиту, поэтому конструкция третьей ступени одновременно должна рассматриваться как часть ракеты в ее полете на низкую орбиту. Без доработок (которые никогда не были реализованы) использование трехступенчатого варианта для вывода грузов на низкую работу неэффективно. Двухступенчатый вариант (известный как «Сатурн ИНТ-21 ») мог выводить на низкую околоземную орбиту массу около 100 тонн.
Полезный груз «Сатурна-5» состоит из двух частей: орбитального корабля и лунного модуля . Орбитальный корабль крепится «головой вперед» к третьей ступени с помощью длинного переходника — так называемого адаптера . Лунный модуль располагается «головой вперед» внутри адаптера и крепится к его нижней части. Поверх командного модуля орбитального корабля устанавливается защитный колпак с системой автоматического спасения (САС). Колпак с САС отстреливается вскоре после отделения первой ступени. После выхода на траекторию перелета к Луне орбитальный корабль отделяется от адаптера, после чего верхние панели адаптера раскрываются (начиная с экспедиции «Аполлона-8 » панели отстреливались). Орбитальный корабль разворачивается на 180 градусов, стыкуется с лунным модулем и извлекает его из нижней части адаптера, после чего связка кораблей начинает самостоятельный полет.
Схема ракеты «Сатурн-5»
Конструкция
Ракета построена по тандемной схеме (то есть с поперечным делением на ступени), когда каждая последующая ступень расположена сверху предыдущих. Все ступени жидкостные, с несущими баками. Первая ступень использует в качестве горючего и окислителя керосин и жидкий кислород соответственно, верхние ступени криогенные (горючее — жидкий водород, окислитель — жидкий кислород). Ступени соединены друг с другом посредством переходников. Переходник между первой и второй ступенью состоит из двух частей и разделяется по двум плоскостям. Нижняя часть отделяется вместе с первой ступенью, верхняя часть (кольцо) через отделяется через несколько десятков секунд после запуска двигателей второй ступени. Разделение ступеней по «холодной» схеме: двигатели последующей ступени запускаются после отделения предыдущей. Торможение отделяемых ступеней производится с помощью специальных тормозных твердотопливных двигателей . Осадка топлива перед запуском двигателей на второй ступени производится с помощью специальных твердотопливных двигателей (удалены на последних четырех экземплярах ракеты), на третьей — с помощью твердотопливных двигателей осадки и двигателей автономной реактивной системы управления. Третья ступень запускается дважды: первый раз для довывода полезного груза на низкую околоземную (промежуточную) орбиту, второй раз — при разгоне полезного груза с промежуточной орбиты к Луне. В верхней части третьей ступени установлен инструментальный блок , управляющий полетом ракеты.
Первая ступень S-IC
Ступень состоит из 5 основных компонентов, перечисленных снизу вверх: двигательный отсек, бак керосина, межбаковый отсек, бак жидкого кислорода, передняя юбка.
Двигательный отсек ступени состоит из силовой конструкции, теплозащиты и стабилизаторов. Один двигатель из пяти укреплен неподвижно в центре отсека, четыре боковых двигателя установлены в кардановых подвесах, которые расположены по окружности отсека под углом 90° один к другому. Боковые двигатели закрыты обтекателями для защиты от аэродинамических нагрузок. Конструкция и оборудование в донной части ступени закрыты теплоизоляцией для предохранения от тепла двигателей. Четыре небольших стабилизатора обеспечивают устойчивость ракеты-носителя при максимальном скоростном напоре.
Топливный отсек состоит из баков горючего (керосина) и окислителя (жидкого кислорода), соединенных межбаковым отсеком. 5 трубопроводов окислителя проходят через бак горючего к двигателям. Горючее подается к двигателям по 10 трубопроводам. Для наддува бака горючего используется гелий, он хранится в четырех баллонах давлении около 200 атмосфер, которые крепятся к шпангоутам внутри бака окислителя. Перед стартом бак окислителя наддувается гелием, после старта — газообразным кислородом, который отбирается от магистрали окислителя высокого давления.
Межбаковый отсек — негерметичная цилиндрическая оболочка, состоящая из подкрепленных круговыми шпангоутами гофрированных панелей.
Передняя юбка служит для соединения первой ступени со второй , она состоит из подкрепленных панелей и шпангоутов, верхний стыковой шпангоут имеет усиленную конструкцию. Внутри переходника располагается бортовая аппаратура первой ступени. Ступень имеет 5 быстроразъемных соединений, на которых располагаются отрывные разъемы кабельной сети системы телеметрии, разъемы главных трубопроводов окислителя и горючего и других систем. Часть плат расстыковываются и убираются до включения двигателей, другая — при старте ракеты.
Система управления ступени 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, отбираемое из трубопроводов высокого давления.
Отделение первой ступени происходит на высоте около 65 км при скорости около 2,3 км/с. После выключения двигателей включаются 8 тормозных РДТТ , расположенных под обтекателями главных двигателей. Тяга каждого тормозного РДТТ около 38 т, эффективное время работы 0,66 с (начиная с «Аполлона-15 » число тормозных двигателей уменьшено до четырех). [, ]
| Производитель: | North American (сегодня часть «Боинга») |
| Высота: | 24,9 метра |
| Диаметр баков: | 10,1 метр |
| Сухая масса: | около 44 тонн |
| Полная масса: | около 460 тонн (в разных полетах несколько различалась) |
| Двигательная установка: | 5 жидкостных реактивных двигателей J-2 |
| Вакуумная тяга: | около 520 тонн |
| Горючее: | жидкий водород H 2 |
| Окислитель: | жидкий кислород O 2 |
| Соотношение окислитель/топливо: | 4,5 — 5,5 |
| Вакуумный удельный импульс: | около 425 секунд (в разных полетах несколько различался) |
| Управление: | периферийные двигатели на кардановых подвесах |
| Время работы: | 400 секунд (в разных полетах несколько различалось) |
Вторая ступень состоит из верхнего переходника, топливных баков, двигательного отсека с пятью ЖРД J-2 , нижнего переходника между первой и второй ступенью. На верхнем переходнике длиной 3,5 метра установлено 4 тормозных твердотопливных двигателя , которые запускаются после отделения третьей ступени и тормозят вторую ступень.
Топливный отсек включает в себя баки жидкого кислорода и жидкого водорода. Днище и стенки водородного бака покрыты теплоизоляцией, сокращающей потери водорода на испарение на стартовой позиции и в полете. Толщина теплоизоляции стенок 4 см, верхнего днища около 1 см. Для обеспечения пожаробезопасности теплоизоляция продувается гелием. Баки имеют смежное днище (перегородку), которое состоит из двух оболочек, пространство между которыми заполнено теплоизоляцией. Общая перегородка позволяет значительно уменьшить массу конструкции. Нижний переходник обеспечивает жесткое соединение первой и второй ступени. Вокруг наружной поверхности переходника установлены твердотопливные двигатели осадки, они запускаются после отделения первой ступени , чтобы осадить топливо перед запуском двигателей (в пусках «Аполлона-4 » и «Аполлона-6 » было 8 двигателей осадки, затем их число уменьшили до 4, а начиная с пуска «Аполлона-15 » их убрали вовсе). Через 23 сек после запуска двигателей переходник сбрасывается пиротолкателями.
В двигательном отсеке установлены четыре ЖРД J-2 : четыре периферийных на кардановых подвесах (отклоняются в пределах ±7° двумя сервоприводами, имеющими автономные турбонасосные системы) и неподвижный центральный. Теплозащитный экран крепится внутри нижнего переходника и вокруг камер двигателя, он защищает дно ступени от нагрева при работе двигателей. В топливную систему, кроме трубопроводов и арматуры, входят перегородки для демпфирования колебаний топлива, устройства, препятствующие воронкообразованию на входе в трубопровод, датчики расхода компонентов. Система позволяет регулировать подачу компонентов в необходимом соотношении. В полете производится программное переключение соотношения компонентов топлива (с 4,5 на 5,5), что позволяет увеличить удельный импульс при уменьшении тяги. Для наддува водородного бака используется газообразный водород, отбираемый из трубопровода двигателя. Кислородный бак наддувается газообразным кислородом, поступающим от магистрали жидкого кислорода.
Двигатели второй ступени включаются, когда расстояние между первой и второй ступенями увеличится до 2 — 3 метров. Это повышает надежность разделения и позволяет уменьшить теплозащиту ступени. Система управления полетом второй ступени запускается после отделения первой ступени и получает команды от инструментального блока . Управление осуществляется путем отклонения 4 периферийных двигателей, что обеспечивает контроль по всем каналам.
Третья ступень S-IVB
Ступень S-IVB предназначена для завершения вывода орбитального корабля и лунного модуля на геоцентрическую орбиту и последующего перевода на траекторию полета к Луне. Таким образом, ступень используется и для довывода полезного груза, и в качестве разгонного блока.
Выпускалось два типа ступени: для ракеты-носителя «Сатурн-1Б » (серия 200) и для ракеты «Сатурн-5» (серия 500). Серия 500 имела следующие отличия от серии 200:
- нижний переходник с большим нижним диаметром для стыковки с 10,1-метровой второй ступенью (диаметр первой ступени «Сатурна-1Б» совпадал с базовым диаметром S-IVB, и расширенный переходник не был нужен);
- увеличенный запас гелия для повторного запуска двигателя J-2 ;
- два твердотопливных двигателя осадки топлива вместо трех у серии 200;
- отсутствовал четвертый двигатель автономной системы управления (см. ниже).
Ступень состоит из верхнего и нижнего переходников, отсека топливных баков и двигательной установки. Водородный и кислородный баки алюминиевые, имеют общее днище. Водородный бак покрыт внутренней теплоизоляцией. Силовая установка ступени имеет системы прокачки компонентов, которая обеспечивает охлаждение магистральных агрегатов (насосы, клапаны, трубопроводы) перед включением двигателя. Охлаждение ведется жидким водородом и кислородом, которые подаются из баков в коммуникации двигателя, охлаждают их и возвращаются в баки. Для наддува бака окислителя используют гелий, который хранится в восьми титановых баллонах под давлением 210 ат. Баллоны расположены в водородном баке. Гелий нагревается в теплообменнике двигателя. Давление в баке окислителя поддерживается в пределах 2,6 — 2,8 атмосфер. Бак горючего до старта наддувается гелием, а во время работы двигателя — газообразным водородом, который отбирается на выходе из рубашки двигателя. В баке поддерживается давление наддува 1,9 — 2,2 атмосфер.
Система регулирования подачи топлива имеет датчики уровня топлива, расположенные в баках и связанные с бортовым компьютером, который вырабатывает команды регулирования подачи окислителя. Система поддерживает соотношение компонентов окислителя и горючего 5:1.
Для управления по каналам тангажа и курса ЖРД, укрепленный на кардановом подвесе, может отклоняться гидравлической системой на ±7°. В течение всего полета ступени управление по крену осуществляется тремя вспомогательными жидкостными реактивными двигателями. Двигатели работают на монометилгидразине и четырехокиси азота, развивают тягу 68 кг. Двигатели могут работать в режиме непрерывной тяги и в импульсном режиме. Четвертый вспомогательный ЖРД (ускоряющий) аналогичен трем первым, расположен также на нижнем переходнике, и его вектор тяги такой же, как у маршевого двигателя. Он развивает тягу до 32 кг. Подача компонентов в двигатели вытеснительная. В полете четвертый ускоряющий ЖРД работает дважды для осадки топлива: первый раз — после отделения второй ступени от S-IVB перед первым включением маршевого двигателя, и второй раз — перед запуском ЖРД J-2 для выхода на траекторию полета к Луне (на ступенях серии 200, стоявших на «Сатурне-1Б », этот двигатель отсутствовал). На ступени также располагались 2 твердотопливных двигателя осадки топлива (вместо трех на ступенях серии 200), включавшихся после отделения от второй ступени. [, ]
На базе ступени S-IVB была создана первая американская орбитальная станция «Скайлэб », запущенная в мае 1973 года на ракете «Сатурн ИНТ-21 », двухступенчатом варианте «Сатурна-5».
Инструментальный блок
В инструментальном блоке смонтированы основные электронные системы ракеты. Блок расположен поверх третьей ступени S-IVB . На внутренней поверхности цилиндрического кольца размещены главные блоки управления стартом, ориентации и полетом по траектории, навигации, телеметрии и аварийной системы. Основные блоки системы управления — бортовой компьютер и инерциальная платформа, блоки управления полетом — аналоговый вычислитель, скоростные гироскопы, акселерометры.
Блок имеет систему терморегулирования. Приборы монтируются непосредственно на панелях, отводящих тепло. Через панели циркулирует охлаждающая жидкость, уносящая тепло в теплообменник, где она охлаждается испарением воды. Система управления микроклиматом также обеспечивает отвод тепла от оборудования, размещенного в носовой части третьей ступени.
Измерительная система ракеты состоит из электрических съемников, датчиков, сигнализирующих устройств и устройств для обработки данных. Радиочастотная система блока обеспечивает слежение, выработку команд и телеметрическую передачу. Электрическая система преобразует и распределяет энергию, необходимую для работы агрегатов в полете. Электрическая энергия обеспечивается серебряно-цинковыми аккумуляторами с номинальным напряжением 28 В. Вся ракета оборудована системой обнаружения неисправностей, вырабатывающей сигналы аварийного состояния, передаваемые на пульт управления астронавтов.
Сборка, предстартовая подготовка и пуск
Сборка и проверка
Предполетная проверка и испытания ракеты «Сатурн-5» и корабля «Аполлон» ocyществляются объединенной правительственно-промышленной комиссией в составе 500 человек. Несколько тысяч человек участвуют в подготовке к старту ракеты с кораблем в Космическом центре НАСА им. Кеннеди на мысе Канаверал. В здании вертикальной сборки на расстоянии 5 км от стартового комплекса производятся сборка и сопряжение ступеней ракеты и корабля. Осуществляется общая проверка перед транспортировкой на стартовую позицию.
Предстартовая подготовка
За 8 — 10 недель до старта ракета с кораблем, установленные на передвижную стартовую платформу, транспортируются на стартовую позицию на специальном гусеничном транспортере . После соединения всех электроцепей, пневмокоммуникаций, топливных линий космической системы и платформы включается энергия и производится проверка всех коммуникаций. Одновременно проверяются бортовые и наземные радиосистемы. Затем производятся испытания готовности к полету, в которых одновременно с действительным отсчетом времени и имитацией полетных операций проверяется работа космодрома и Центра управления полетом в Хьюстоне. Для окончательного испытания ракеты перед стартом баки заправляются топливом и производится имитация предстартовой работы всех систем до момента включения двигателей первой ступени .
Стартовые операции
Последний предстартовый отсчет времени начинается за 6 суток до старта, в это время выполняются все операции подготовки к полету. Предстартовый отсчет содержит несколько пауз, чтобы избежать необходимости отсрочки полета, если обнаружатся аномалии в работе систем. Окончательный предстартовый отсчет начинается в Т0 - 28 ч, исключая паузы (T0 — момент старта).
Примерно за 12 часов до пуска первая ступень заправляется керосином RP-1. Затем, приблизительно за 4 часа до пуска, заправляется жидкий кислород. Баки перед заправкой охлаждаются. Вначале окислителем заправляется до 40 % вторая ступень , затем заправляется до 100 % третья ступень , дальше заправляется до 100 % вторая ступень, затем до 100 % первая ступень. Эта процедура позволяет убедиться в отсутствии утечки кислорода из бака второй ступени до его полной заправки. Дальше заправляется жидкий водород в бак второй ступени, затем третьей ступени. Общее время заправки ракеты криогенным топливом 4 ч 30 мин. Когда все системы подготовлены к полету, осуществляется переход на команду «зажигание в T0 - 190 с», и ракета переводится на автоматику.
В момент времени T0 - 8,9 секунд посылается сигнал на зажигание маршевых двигателей первой ступени. Из пяти двигателей первым запускается центральный, затем по 2 противоположных периферийных с интервалом 300 мс (при пуске «Сатурна ИНТ-21 » запуск двигателей проводился по схеме 1-4). В момент времени T0 - 1,6 с двигатели выходят на полную тягу. Ракета удерживается с работающими двигателями в течение 5 с, затем ракета освобождается по «мягкой» схеме. Освобождаются 4 удерживающих рычага, и ракета начинает подниматься, преодолевая удерживающие силы, возникающие от металлических пальцев, протягиваемых сквозь отверстия. Этот процесс мягкого освобождения длится 0,5 с. Через 1,7 с после начала подъема ракеты внешние ЖРД отклоняются, создают угол рыскания и увеличивают зазор, предотвращающий контакт ракеты с башней. Этот маневр заканчивается на 10-й секунде полета на высоте около 130 метров. Компьютер в инструментальном блоке , управляющий полетом, вырабатывает управляющие сигналы по крену и тангажу, выдает их в сервоприводы карданов периферийных двигетелей и выводит ракету на заданный азимут. Маневр по крену заканчивается на 31-й секунде, а программа управления по тангажу продолжается до отделения первой ступени. Максимальный динамический напор достигается примерно на 70-й секунде полета, на ракету при этом действует сила сопротивления воздуха около 210 тонн. Центральный двигатель выключается примерно на 130 секунде, во избежание слишком больших перегрузок. Периферийные ЖРД работают до тех пор, пока не израсходуется весь кислород или керосин. Исчерпание кислорода фиксируется при сигнале по крайней мере 2 из 4 датчиков в верхних частях магистралей снабжения периферийных двигателей. Исчерпание горючего фиксируется дублированным датчиком, установленным в нижней части бака. Главной системой отключения является система исчерпания окислителя, система исчерпания горючего — запасная. После команды на выключение периферийных двигателей через 0,6 секунды включаются тормозные РДТТ, развивающие в среднем тягу около 38 тонн каждый в течение 0,67 секунды. Первая ступень отделяется от второй на высоте около 65 км при скорости относительно земли около 2,3 км/с. Продолжая баллистический полет, ступень поднимается до высоты около 100 км и падает (в положении «двигатели вниз») в Атлантический океан на расстоянии около 560 км от космодрома.
За 0,2 сек, до отделения первой ступени выдается команда на запуск РДТТ осадки топлива, установленных на нижнем переходнике второй ступени. Менее чем через 1 секунду после разделения ступеней подается команда на запуск маршевых двигателей второй ступени . Пять двигателей запускаются одновременно, и через 23 с сбрасывается нижний переходник второй ступени. Далее экипаж вручную подает команду на сброс системы аварийного спасения (которая связана только с кораблем и не управляется от ракеты-носителя). Бортовой компьютер управляет полетом, выдавая сигналы на сервоприводы карданов периферийных двигателей. Через 40 сек после запуска двигателей бортовой компьютер в инструментальном блоке переходит на режим итерационного управления. С этого момента управление полетом осуществляется по методу настраивающейся траектории.
Через 700 мс после выключения двигателей второй ступени запускаются 2 РДТТ осадки топлива, установленные на нижнем переходнике третьей ступени. Через 0,1 с пиротехническими зарядами срезаются планки, соединяющие вторую и третью ступень, запускаются 4 тормозных РДТТ, установленных на верхнем переходнике второй ступени. Отделение второй ступени происходит на высоте около 190 км при скорости около 7 км/сек на дальности около 1600 км; продолжая полет по баллистической траектории, вторая ступень через 11 минут после отделения падает в Атлантический океан на расстоянии около 4200 км от места старта.
Первый успешный пилотируемый запуск программы «Аполлон» был произведен 11 октября 1968 года. «Аполлон-7» с астронавтами Уолтером Ширрой, Донном Айселем и Уолтером Каннингхэмом на борту стартовал с космодрома Кеннеди и вывел экипаж на околоземную эллиптическую орбиту. А 21 декабря 1968 года был произведен первый пилотируемый запуск на ракете-носителе «Сатурн-5». «Аполлон-8» с экипажем в составе Фрэнка Бормана, Джеймса Ловелла и Уильяма Андерса отправился к Луне, вышел на окололунную орбиту, где провел 20 часов, сделав за это время 10 витков. В полете была опробована техника так называемого пассивного терморегулирования (ПТР), т. е. вращения корабля вокруг продольной оси для равномерного нагрева его поверхности солнечными лучами.
1-я ступень «Сатурна-5» (для «Аполлона-11»)
на транспортной тележке (архив НАСА)
Подготовка к лунной экспедиции стала приобретать форсированные масштабы. Притом что, несмотря на изготовление ракеты-носителя «Сатурн-5» и остальных элементов лунной программы, американцам не удалось довести характеристики ракеты по выводу полезной нагрузки до требуемой для высадки на Луну величины (ПН не добирала 4-5 тонн), и не была завершена работа по обеспечению надежности элементов и самой доставки человека на Луну (требуемая надежность осуществления каждой экспедиции - не ниже 0,99).
Известно, что крушением закончились испытания динамической модели лунного модуля. При спуске в имитированных условиях лунной гравитации кабина стала неуправляемой, начала кувыркаться и разбилась. Армстронгу, пилотировавшему аппарат, чудом удалось катапультироваться. Во всяком случае, генерал Н.П. Каманин (помощник Главкома ВВС СССР по космосу) назвал полет «Аполлона-8» «чистейшей авантюрой: американцы не имеют опыта возвращения кораблей на Землю со второй космической скоростью, да и ракета «Сатурн-5» еще недостаточно надежна (было выполнено всего два пуска, один из которых оказался неудачным)».
Джеймс Ловелл, Уильям Андерс, Фрэнк Борман, экипаж «Аполлон-8»
Однако идеология была превыше всего - уж на Луну-то американцы не должны были опоздать, пустив туда раньше русских. Советские «Зонды» в 1967-1968 гг. уже совершали полеты к Луне и вокруг нее - последний раз в ноябре 1968 г. с черепахами на борту - и успешно возвращались на Землю. Основания торопиться у американцев были.
7 декабря 1968 года открывалось очередное окно для запуска корабля к Луне. Поскольку на декабрь был намечен запуск американского корабля «Аполлон-8», имевший целью первый пилотируемый облет Луны, в СССР разгорелись дебаты о целесообразности полета человека на следующем корабле «Л-1». Космонавты, проходившие подготовку для этой миссии (основной Беляев и дублер Быковский) обратились в Политбюро, заявляя, что они готовы рисковать и что вероятность успеха в полете с человеком на борту выше, чем в автоматическом варианте.
В результате было принято решение о первом пилотируемом полете корабля «Союз-7К-Л1», который должен был начаться 8 декабря и продлиться 6 дней. После того как носитель «Протон» с кораблем был установлен на стартовой площадке, возник ряд проблем с ракетой-носителем. Прежде чем эти проблемы могли были решены, окно для запуска закрылось и американцы на Apollo-8 первыми совершили облет Луны.
Отсек экипажа корабля «Аполлон-8» на палубе авианосца «Йорктаун» (архив НАСА)
Отсек экипажа корабля «Аполлон-8» Однако дальше случилось нечто странное. Советское руководство вдруг резко утратило интерес к своей лунной программе. А американцы каким-то чудом сумели преодолеть принципиальные технические сложности, что не могли сделать в течение предшествующего десятилетия. Во всяком случае, было объявлено, что 3 марта 1969 года экипаж «Аполлона-9» в составе Джеймса Мак Дивитта, Дэйвида Скотта и Расселла Швайкарта опробовал в действии лунный экспедиционный модуль, совершив управляемую стыковку и расстыковку с ним на околоземной орбите.
А 16 июля 1969 года стартовал и взял курс на Луну «Аполлон-11». На его борту находились Нил Армстронг, Майкл Коллинз и Эдвин (Базз) Олдрин. 20 июля, по официальной американской версии, Армстронг первым шагнул на поверхность Луны. Вторым ступил на Луну Базз Олдрин. Коллинз кружился в командном модуле вокруг Луны, дожидаясь возвращения товарищей.
Юджин Сернан рядом с американским флагом (архив НАСА)
При этом невозможность высадки пассажиров «Аполлона-11» на Луне и последующего их благополучного возвращения доказывают сами данные ракеты «Сатурн-5». Она просто неспособна выводить требуемый для этого вес полезной нагрузки. Давайте посмотрим, какова масса полезной нагрузки была в испытательных запусках «Сатурна-5» (А-4, А-6) и полетах (А-8, А-9) до мифической высадки на Луну (ниже приведены массы командного модуля (КМ) и лунного модуля (ЛМ) либо весового макета ЛМ (без учёта переходника крепления КМ к ЛМ массой ~ 2 т).
Apollo 4 CSM 23 401 kg. LTA 13,381 kg.
Mass: 36 782 kg. Apollo 6 CSM 25 138 kg. LTA 11,794 kg.
Mass: 36 932 kg. Apollo 8 CSM 28 817 kg. LTA 9,026 kg.
Mass: 37 843 kg. (см. также А-8 в НАУКА И ТЕХНИКА)
Apollo 9 Apollo CSM 104. Apollo LM-3. Mass: 36 511 kg. (см. также А-9 в НАУКА И ТЕХНИКА, Ракетостроение т3 4-2)
Таким образом, суммарная масса КМ «Аполлон» и ЛМ, которая могла быть выведена ракетой «Сатурн-5» к Луне, составляла около 38 тонн (~ 40 тонн с переходником), а для высадки на Луну требовалась масса 43 т (45 т с переходником): КМ - 29 т и ЛМ - 14 т.
Вероятными причинами того, что «Сатурн-5» не обладал заявленными характеристиками, являются сухой вес 2-й ступени «Сатурна-5», которая получилась тяжелее, чем рассчитывали, и удельные импульсы двигателей F-1 и J-2, которые не удалось довести до проектных значений. Сухая масса 2-й ступени «Сатурна-5», действительно, очень низкая для заключенной в ней массы топлива, и это вызывает подозрение. Ее рассчитывали довести до необходимой, но не смогли этого сделать (массу 2-й ступени, по официальной версии, действительно, снижали в процессе модернизации «Сатурна-5»).
«Сатурн-5» . Вторая ступень (Encyclopedia Astronautica )
Почему не форсировали на необходимую величину ракету, чтобы скомпенсировать лишний вес и недостаток удельных импульсов? Они пытались изо всех сил. Стартовая масса была доведена фактически до предела и чуть ли не превышала стартовую тягу двигателей. Еще чуть-чуть добавить - и ракета не взлетит. Тяга «Ф-1» была доведена до предела, давление в них доведено до предела для двигателей незамкнутой схемы. Дальнейшее форсирование повышением давления ничего не давало - потери на привод турбины съедали весь эффект. Более радикальные методы форсирования - установка навесных ускорителей - требовали времени, а его не было.