Rakiety i kosmodromy

mazziek · 1 Października 2007

Jeśli nie znajdziesz, podeślę stosowne skriny.

Sorry, musiałem odpaść na kilka dni, mam termin i oczy zapałkami podpieram, robotę trzeba wypchnąć... Jak skończę to kupie sobie flaszkę wódki i sam wypiję, a potem do zagaśnięcia Bajkonur będę zwiedzał - wot i duchowoc budiet

mazziek · 2 Listopada 2007

Napisałem to na inne forum, ale wkleję i tu.

NASA wzięła się do roboty. Orbiter wahadłowca jak wiadomo wciąż rodził problemy ale system był świetnie rozpracowany jako modułowa konstrukcja. Najnowsze dziecko NASA to projekt Constellation. Wszystkie elementy już istnieją, lub są pochodnymi istniejących pierwowzorów, albo juz latały, albo prowadzi się już naziemne testy po modyfikacji. Pierwszy lot do ISS ma się odbyć w 2015, a na Księżyc 2020 i jest to możliwe dzięki korzystaniu z istniejących rozwiązań. Komplet składa się z dwóch rakiet - Ares I i V (IMO V to na cześć Saturna V). Start w dwóch kawałkach: Ares I wynosi tylko moduł załogowy+moduł serwisowy. Ares V to koń pociągowy, który wynosi na orbitę LEO 130 ton, w tym m.in. silnik marszowy EDS (Earth Departure Stage) umożliwiający z kolei dopchanie całego złomu o wadze do 65 ton np. na orbitę księżycową albo i dalej do Marsa. To co zostaje z Aresa I i V po wejściu na LEO łączy się do lotu poza strefę przyciągania Ziemi.

Rakiety (po lewej Ares I, po prawej Ares V, dorównujący wysokością Saturnowi V, wahadłowiec w konfiguracji startowej sięgałby dokładnie do połowy Aresowi V):

Ares I składa sie od dołu ze zmodyfikowanego silnika na paliwo stałe, wspomagającego start wahadłowca (rakieta SRB, zamiast 3 - 5 członów), który jest I stopniem, II stopień to silnik J-2X (zmodyfikowany silnik główny Saturna V J-2), ukryty w członie przejściowym ponad stożkowatym rozszerzeniem, powyżej silnika znajduje się zbiornik materiałów pędnych (tlen i wodór - konstrukcja wzorowana na głównym zbiorniku wahadłowca). Wyżej znajduje się cylindryczny moduł serwisowy SM. Na jego spodzie jest silnik stanowiacy adaptację pomocniczego silnika wahadłowca (róznie piszą, IMO jest to Auxiliary Engine Unit, czyli taki jak dwa mniejsze silniki w ogonie wahadłowca, które nie są uzywane do wejścia na orbitę, a do manewrów na niej). Silnik ten pracuje po odrzuceniu II stopnia w końcowej fazie wejścia na orbitę Ziemi, oraz jest głównym silnikiem powrotnym z orbity Księżyca. Reszta modułu serwisowego to wszystkie instalacje podtrzymania wszystkiego. Na module serwisowym osadzony jest załogowy CM (crew module). Moduły SM i CM stanowią powiększone rozwinięcie swoich odpowiedników z misji Apollo, przy czym CM ma mieć dwukrotnie większą kubaturę i może w nim lecieć na krótką metę (np. do ISS) 6 osób. Kokpit CM jest adaptowaną wersja tzw. glass-cockpit z samolotów pasażerskich w technologii fly-by-wire, a najbardziej z Boeinga Dreamliner. Moduł załogowy osłonięty jest od dołu tradycyjną osłoną ablacyjną i wytrzyma "ognisty rajd" przez atmosferę przy powrocie (koniec strachów związanych z wejściem wahadłowca). Jest też - to nowość - wielokrotnego użytku, starczy na 10 misji. Na szczycie lejkowatego CM znajdują sie spadochrony, których pierwszy test w atmosferze juz sie odbył. A jeszcze wyżej znajduje sie rakieta LAS (Launch-Abort System), która w razie czego może odłaczyć kabinę i odciągnąć ją w bezpieczne miejsce - gdyby coś się nie powiodło przy starcie czy na początku misji. Nawet na Ziemi w położeniu 0-0 LAS uniesie CM na 1,2km w górę i ok. 1km w bok od wyrzutni, nawet przy ekspolzji rakiety jest 99,9% szansy na uratowanie załogi.

Ares V składa się patrząc od dołu z 5 silników RS-68 (od dawna napędzają bardzo bezpieczne rakiety Delta), doczepionych do nieco zmodyfikowanego zbiornika głównego wahadłowca. Wszystko to w kupie stanowi I stopień, wspomagany oczywiście dwoma niezawodnymi, powiększonymi SRB. Na tym siedzi EDS czyli Earth Departure Stage - stopień II marszowy, umożliwiający odejście z LEO (walcowata część w biało-czarną szachownicę). EDS napędzany jest - jakże by inaczej - silnikiem J-2X (tym z Saturna), zasilanym tlenem i wodorem. Na EDS-ie spoczywa LSAM - Lunar (lub Martian) Surface Access Module, czyli lądownik, dziecko LEM-a (Lunar Excursion Module - ladownika z programu Apollo). Lądownik ma się rozumieć ma wszystko, czego trzeba do zycia, plus dwa silnki, jeden zeby dolecieć z orbity Księżyca na powierzchnię i wylądować (który tam zostaje, służąc za stół startowy przy odlocie), a drugi, żeby z niej wystartować.

Na orbitę Ziemi dostają się z Aresa V EDS z LSAM, a z Aresa I SM i CM gdzie łaczą się w konfigurację EDS+LSAM+CM+SM (wygląda IMO zabawnie, bo lądownik bez osłon przypomina owada na kratownicowych nogach, do którego przyssany jest swoim ujściem "lejek" CM. Ta dwójka wystawia w przestrzeń dwie solidne dysze - z jednego końca modułu marszowego EDS a z drugiego modułu serwisowego SM). Tak leci to na orbitę Księżyca, gdzie EDS jest odrzucany - resztę znamy z Apollo, moduł serwisowy z załogowym pozostają na orbicie (ale bez załogi, statek jest w pełni automatyczny, oczekiwanie na orbicie może trwać nawet pół roku) a LSAM ląduje. Po misji i przesiadce z LSAM do CM ten pierwszy jest odrzucany, a na Ziemię wraca tylko CM pchany silniczkiem z SM. Lądowanie na Ziemi, prócz spadochronów, wspomagane będzie również poduszkami powietrznymi znanymi z misji Pacia, Spircia i Oppy.

Całość to dobra inżynierska robota bez wodotrysków i wynalazków, ewolucyjny rozwój ze wskazaniem na znane i sprawdzone systemy, niektóre kilkudziesięcioletnie. Co się da jest odzyskiwane, co się nie da ma maksymalnie prostą konstrukcję, żeby nie było szkoda. Modułowość pozwala na konfigurowanie zestawów startowych wedle potrzeb, a podany udźwig 130 ton na LEO to nie koniec.

Powyższe jest kompilacją tekstu z ostatniego ŚN plus to co mają na swoich stronach NASA i Lockheed Martin.

- strona NASA

- rysunek złozeniowy Aresów

jum · 2 Listopada 2007

Mazziek, dobrze dajesz. Życzyłbym sobie więcej w tym temacie na przyszłość. Nie mam czasu być z Aresami na bieżąco by coś skrobnąć, a tyle się dzieje. Od czasu do czasu się odezwę.

kanarkusmaximus · 6 Grudnia 2007

Mazziek, dobrze dajesz. Życzyłbym sobie więcej w tym temacie na przyszłość. Nie mam czasu być z Aresami na bieżąco by coś skrobnąć, a tyle się dzieje. Od czasu do czasu się odezwę.

Niestety informacje są mocno przestarzałe. Ares I jest za słaby, Ares V jest niewydolny, Orion za ciężki (i ląduje na wodzie). Generalnie jest już tak różowo jak np rok temu...

mazziek · 6 Grudnia 2007

Tak apropos konia, to może ktoś wie coś więcej o http://kopalniawiedzy.pl/wiadomosc_4334.html bo szprerając (przyznaję pobieżnie) poza achami i ochami nic nie znalazłem, a o co chodzi właściwie? O skutecznośc zamiany energii na fotony? No bo cudu to chyba nie ma jakiegoś? W czym rzecz?

CamelXP · 17 Kwietnia 2008

Witam

To świetny wątek i szkoda, że zamarł. Może uda się go jeszcze reanimować

Na zdjęciu wyrzutnia w Plesiecku. Orientuje się ktoś co z niej miałe/ma startować? Wygląda na sporą:

wtw · 17 Kwietnia 2008

TUTAJ troszkę na ten temt jest.

adi_115 · 17 Kwietnia 2008

Witam

To świetny wątek i szkoda, że zamarł. Może uda się go jeszcze reanimować [...]

... i nie jedyny ...

mnie bardzo brakuje kontynuacji tego niezwykle ciekawego wątku:

Bliski Księżyc

Czekamy cierpliwie :Salut:

Pzdr

avar · 25 Września 2008

Na zdjęciu wyrzutnia w Plesiecku. Orientuje się ktoś co z niej miałe/ma startować?

Kosmodrom w Plesiecku powstał coś koło roku 1960, i jest wykorzystywany po dziś dzień.

Z tego co wiem, startują tam rakiety typu Soyuz, Cosmos-3M, Tsyklon i Rockot. A kosmodrom służy głównie do słania w przestrzeń satelit. Wojskowych, meteo i innych. Może zostać wykorzystany do odpalania międzykontynentalnych pocisków balistycznych [np. RS-24]. Ponadto ten kosmodrom ma być wykorzystywany do startów rakiet typu Angara, których budowa jest w planach Rosyjskiej Agencji Kosmicznej.

Edytowane 25 Września 2008 przez avar

avar · 2 Października 2008

Jeżeli chodzi dokładnie o platformę ze zdjęcia, to wydaje mi się, iż jest to platforma startowa dla rakiet Soyuz/Molniya. Poprawcie mnie jeżeli się mylę...

Ori2711 · 2 Października 2008

Bajkonur coraz popularniejszy, również wśród internautów w portalach niezwiązanych z tematyką astro...

http://www.joemonster.org/art/9875/Kosmodr...jkonur_z_bliska

pozdrawiam

Ori

avar · 9 Października 2008

Jako, że wątek faktycznie wygląda jakby zamierał, postanowiłem dorzucić nieco od siebie. Postanowiłem napisać troszkę o rakiecie, która wydaje mi się jak do tej pory najważniejszą konstrukcją w historii, czyli o Saturnie V. Poza tym nie widziałem, żeby ktoś inny o tym napisał.

Trochę historii.

W 1957 ZSRR wystrzeliło w kosmos pierwszego sztucznego satelitę, czyli Sputnika 1. Następnie w 1961 roku, udało im się wynieść na orbitę [i oczywiście sprowadzić na Ziemię] pierwszego w historii człowieka - Jurija Gagarina. Oczywiście nie spodobało się to Amerykanom, którzy poczuli, iż tracą prowadzenie w kosmicznym wyścigu. 26 maja, 1961 prezydent Kennedy ogłosił, że amerykanie staną na Księżycu do końca bieżącej dekady. Trzeba zaznaczyć tu, iż w tym czasie jedynym osiągnięciem USA na polu załogowych lotów kosmicznych, było wysłanie Alana Shepard'a na piętnastominutowy lot suborbitalny na pokładzie Freedom 7. Żadna rakieta nie była zdolna do wyniesienia załogowego statku aż na Księżyc, w jednym kawałku. Saturn I był wtedy w fazie rozwoju, i miał nie wnieść się jeszcze przez sześć miesięcy. Jednak Saturn I musiałby wykonać kilka startów w celu wyniesienia wszystkich kawałków "pojazdu księżycowego". Saturn V nie był nawet w fazie projektu. Jedynym plusem było to, iż amerykanie dysponowali wtedy już potężnym silnikiem rakietowym F-1, który został wybudowany i przetestowany [o samym F-1 napiszę dokładnie w kolejnym poście].

NASA rozważała trzy różne sposoby lądowania na Księżycu. Spotkanie na orbicie ziemskiej, podejście bezpośrednie oraz spotkanie na orbicie księżycowej. Spotkanie na orbicie ziemskiej zostało szybko odrzucone, jako najniebezpieczniejsza z opcji. Ostatecznie wybrano spotkanie na orbicie księżycowej, jako opcję dającą najłatwiejsze lądowanie na powierzchni Księżyca, najlepsze wykorzystanie budżetu przeznaczonego na program, oraz najprawdopodobniej dlatego, że dawało to największe szanse na powodzenie misji. Decyzja została oficjalnie podjęta 7 listopada 1962 roku.

10 stycznia 1962 roku, NASA ogłosiło ogólną koncepcję rakiety Saturn V. Miała to być trzystopniowa rakieta, z pięcioma silnikami F-1 w pierwszym stopniu, pięcioma silnikami J-2 w drugim stopniu i pojedynczym silnikiem J-2 w stopniu trzecim. Projekt przewidywał też możliwość wyniesienia większej masy, niż w rzeczywistości była potrzebna dla misji księżycowej [41.000KG na orbitę księżycową]. W fazie projektu rakieta otrzymała nazwę C-5. Na początku roku 1963 NASA wybrała rakietę C-5 do programu Apollo i nadała jej nową nazwę: Saturn V.

Technologia.

Rozmiary i udźwig Saturna V przewyższały parametry wszystkich wysłanych wcześniej w kosmos rakiet. Wysokość około 110,6m średnica około 10m [bez stateczników], masa około 3,038,500 kg, możliwość wyniesienia 118,000 kg na LEO. W porównaniu, rakieta Redstone [użyta w misji Freedom 7] była tylko o 3,4 m wyższa niż trzeci stopień Saturna V, i miała mniejszą moc, niż zamontowane na module załogowym awaryjne silniki służące do przerwania startu.

Saturn V został zaprojektowany głównie przez Centrum Lotów Kosmicznych Marshall'a, jednak wiele podzespołów wliczając w to napęd zostały stworzone przez firmy prywatne. NASA starało się wykorzystać w Saturnie V jak najwięcej technologii pochodzącej z już istniejącego Saturna I. Tak na przykład trzeci stopień Saturna V został stworzony na podstawie drugiego stopnia Saturna I. Podobnie przeniesiono całą jednostkę sterującą.

Jak już wspominałem rakieta składała się z trzech stopni. S-IC, czyli pierwszy stopień, S-II drugi stopień oraz S-IVB trzeci stopień. Wszystkie stopnie jako utleniacza używały ciekłego tlenu. Jako paliwa pierwszy stopień używał RP-1 [ Rocket Propellant-1, wysokiej jakości kerozyna, podobna do paliwa używanego w silnikach odrzutowych], natomiast stopień drugi i trzeci używał ciekłego wodoru. W stopniu drugim i trzecim zamontowano także niewielkie silniki na paliwo stałe, potrzebne by nadać rakiecie początkowe przyspieszenie po odłączeniu wcześniejszego stopnia [aby upewnić się, iż paliwo ciekłe znajduje się w odpowiednim miejscu przed odpaleniem silników głównych].

S-IC

Stopień ten był budowany przez Boeinga. Większą część masy stanowiło paliwo, w tym wypadku ciekły tlen i RP-1. S-IC był wysoki na 42m i miał średnicę 10m. Zapewniał około 34MN ciągu, podczas początkowej fazy wznoszenia [ok 61km]. 5 silników F-1 zostało ułożonych w kształcie krzyża. Środkowy silnik był zamocowany na stałe, natomiast pozostałe cztery mogły być hydraulicznie odchylane, aby zapewnić kontrolę nad rakietą. Podczas lotu środkowy silnik był wyłączany wcześniej niż pozostałe, w celu ograniczenia przyspieszenia.

S-II

Budowany przez North American Aviation [firma znana z konstrukcji samolotu P-51 Mustang]. W drugim stopniu zamontowano pięć silników J-2 spalających ciekły tlen i ciekły wodór. Silniki zamontowano podobnie jak w S-1C, zewnętrzne silniki były używane do kontroli lotu rakiety. Stopień ten miał wysokość około 25m i średnicę 10m. Drugi stopień przyspieszał Saturna V w wyższych partiach atmosfery. Całkowita siła ciągu wynosiła 5,1MN [w próżni]. Około 90% masy drugiego stopnia stanowiło paliwo. Superlekka konstrukcja tego stopnia, doprowadziła do dwóch awarii podczas jego testów.

S-IVB

Ten stopień był budowany przez Douglas Aircraft Company. Był w nim montowany pojedynczy silnik J-2, a paliwo stanowiła ta sama mieszanka co w stopniu S-II. Miał on około 17,85m wysokości i około 6,6m średnicy. Stopień ten był używany dwukrotnie podczas lotu. Pierwszy raz podczas umieszczania statku na orbicie Ziemi [praca przez około 2,5 min], a drugi raz, po około dwóch i pół okrążeniach Ziemi, do skierowania statku na tor lotu do Księżyca [około 6 min]. Na S-IVB były także zamontowane dwa niewielkie zewnętrzne silniki na paliwo ciekłe. Były one używane do utrzymywania wysokości na orbicie ziemskiej, oraz jako pomocnicze silniki, uruchamiane na kilka chwil przed drugim zapłonem głównego silnika.

Jednostka sterująca

Jednostka sterująca stworzona została przez IBM, i znajdowała się na górze stopnia S-IVB. Kontrolowała wszystkie podsystemy rakiety. Jej praca rozpoczynała się na chwilę przed startem, i trwała aż do odrzucenia stopnia trzeciego.

Sekwencja startowa Saturna V

S-IC

Pierwszy stopień pracował przez około 2,5 minuty, wynosząc rakietę na wysokość około 68km i nadając jej prędkość około 9921 km/h. Spalał przy tym około 2.000.000 kg paliwa.

Na 8,9 sekundy przed startem rozpoczynano zapłon silników. Pierwszy uruchamiany był silnik środkowy, a następnie parami przeciwległe silniki zewnętrzne, co 300 ms. To niewielkie opóźnienie zostało wprowadzone, aby zminimalizować obciążenia strukturalne całej rakiety. Kiedy komputer pokładowy raportował osiągniecie pełnej siły ciągu silników a całość konstrukcji zaczynała wznoszenie, rakieta była odłączna od wieży. Od tego momentu, w razie awarii silników, nie można było "posadzić" rakiety ponownie na platformie.

Opuszczenie wieży startowej trwało około 12 sekund. Po tym czasie Saturn zbaczał nieco z kursu, aby zapewnić odpowiednie opuszczenie wieży. Na wysokości około 130 metrów, rakieta rozpoczynała rotację oraz odchylała się w kierunku odpowiedniego kursu. Od momentu startu, aż do 38. sekundy po dopaleniu drugiego stopnia, rakieta była sterowana na podstawie stworzonego wcześniej [na podstawie przeważających wiatrów w ostatnim miesiącu przed startem] programu. Cztery silniki zewnętrzne były odchylane na zewnątrz, tak, aby w razie awarii jednego z nich, siła ciągu rakiety była skierowana do środka ciężkości konstrukcji. Saturn przyspieszał dość szybko osiągając 500m/s na wysokości około 2km. Początkowa faza lotu była przeznaczona głównie na zyskanie wysokości, dopiero w dalszej części koncentrowano się na uzyskaniu odpowiedniej prędkości.

Po około 80 sekundach rakieta docierała do punktu maksymalnego ciśnienia dynamicznego. Po 135,5 sekundy od startu, następowało wyłączenie środkowego silnika, aby ograniczyć obciążenia spowodowane przyspieszaniem rakiety [stawała się ona coraz lżejsza na skutek zużywania paliwa]. Jako że silniki F-1 nie miały regulowanego ciągu, była to najłatwiejsza metoda. Pozostałe silniki kontynuowały pracę, do momentu wyczerpania paliwa lub utleniacza. Odłączenie stopnia następowało po 600ms od momentu wyłączenia się silników. Do odłączenia służyło 8 niewielkich silników na paliwo stałe [o których wspominałem wcześniej]. Odłączenie następowało na wysokości około 62 km. S-IC wznosił się jeszcze na około 68 km, a następnie spadał do oceanu atlantyckiego.

S-II

Stopień S-II pracował przez 6 minut, i wznosił rakietę na wysokość 176 km. Nadawał przy tym prędkość 25,182 km/h [koło 7km/s czyli prawie pierwsza kosmiczna].

S-II miał dwustopniową procedurę zapłonu. Jednakże zmieniała się ona nieco podczas kolejnych misji. Wyglądało to mniej więcej tak, iż na początku uruchamiano pomocnicze silniki na paliwo stałe na około 4 sekundy, a następnie następował zapłon 5 silników J-2. W pierwszych dwóch lotach bezzałogowych użyto 8 silników pomocniczych, w kolejnych 7 załogowych lotach użyto tylko 4 silników, a w ostatnich 4 misjach zupełnie z nich zrezygnowano. W drugim stopniu, po około 30 sekundach od odłączenia pierwszego stopnia, następowało odłączenie sekcji łączącej obydwa stopnie. Był to bardzo precyzyjny manewr, ponieważ sekcja ta nie mogła dotknąć silników, a margines błędu wynosił około metra. W tym samym momencie odłączano wieżyczkę służącą do przerwania startu.

Po 38 sekundach od zapłonu drugiego stopnia Saturn przełączał się z zaprogramowanej procedury sterowania na sterowanie na podstawie danych z jednostki sterującej. Gdyby jednostka sterująca popełniła błędy podczas lotu i wysterowała rakietę poza wytyczone wcześniej limity, załoga mogła przejąć kontrolę nad rakietą lub zakończyć misję.

Po 90 sekundach pracy drugiego stopnia, środkowy silnik zostawał wyłączony, w celu ograniczenia obciążeń działających na całą konstrukcję. Mniej więcej w tym samym czasie, komputer zmniejszał dopływ utleniacza do silników, zmieniając stosunek mieszanki paliwowej. Działo się tak po to, aby upewnić się, iż w zbiornikach zostanie tak mało paliwa jak to tylko możliwe, gdy silniki skończą pracę.

Na "dnie" każdego ze zbiorników paliwa w S-II było zamontowanych pięć czujników poziomu paliwa. Gdy dwa z nich zostawały odkryte, rozpoczynała się procedura odłączenia i zapłonu trzeciego stopnia. Po sekundzie od wyłączenia się silników drugiego stopnia następowało jego odłączenie. Po kolejnych dziesięciu sekundach następował zapłon silnika J-2 w stopniu trzecim. Pomocnicze wsteczne silniki na paliwo stałe zamontowane na górze drugiego stopnia zostawały uruchomione, aby zapewnić odpowiednie oddalenie się tegoż od pozostałej części rakiety. Zużyty stopień S-II spadał około 4200 km od platformy startowej.

S-IVB

Stopień pracował przez około 2,5 minuty przyspieszając rakietę do prędkości 28,083 km/h po około 12 minutach od startu. Przy misjach księżycowych S-IVB zostawał przyczepiony do pozostałej części rakiety podczas dwóch i pół okrążeń Ziemi. W tym czasie załoga sprawdzała systemy i przygotowywała pojazd do wejścia na kurs w kierunku Księżyca.

Po 10 minutach i 30 sekundach od startu Saturn V znajdował się na wysokości około 164 km nad Ziemią. Po 2,5 minutach pracy stopnia S-IVB całość pojazdu zostawała umieszczona na tymczasowej orbicie dookołaziemskiej. Orbita ta znajdowała się na wysokości między 165 a 180 km. Pojazd pozostawał na tej orbicie przez około dwa i pół okrążenia.

Po mniej więcej dwóch i pół godzinie po starcie, następowało zejście z orbity i wejście na kurs na Księżyc. Silnik J-2 zostawał ponownie uruchomiony i pracował przez następne 6 minut. Przy wyłączeniu silnika prędkość rakiety była nieco niższa od drugiej prędkości kosmicznej [11.2 km/s]. Osiągnięcie drugiej prędkości kosmicznej nie było konieczne, gdyż grawitacja Księżyca wspomagała dotarcie modułu serwisowego na jego orbitę. Dało to pewną oszczędność w ilości paliwa, potrzebnego do wejścia na orbitę księżycową.

Po kilku godzinach po zejściu z orbity ziemskiej, moduł serwisowy zostawał odłączony od trzeciego stopnia rakiety, obracał się o 180 stopni i dokował do modułu księżycowego. Następnie obydwa moduły odłączały się od trzeciego stopnia rakiety. Aby trzeci stopień nie pozostał na tym samym kursie co moduły, [mogło to spowodować pewne zagrożenie w dalszym etapie misji], pozostałe w zbiornikach paliwo było wypompowywane na zewnątrz, co powodowało zmianę jego trajektorii. S-IVB był kierowany w stronę Księżyca, aby wykorzystać pole jego grawitacji do wysłania tego stopnia na orbitę dookoła słońca. Wyjątkami były misje Apollo 13 [stopień został skierowany tak, by uderzył w powierzchnię Księżyca] oraz Apollo 9 [gdzie został posłany bezpośrednio na orbitę dookoła Słońca].

Saturn V "w porównaniu".

Jedyną rakietą mogącą równać się z Saturnem V w tamtych czasach była rosyjska konstrukcja N-1. Saturn V był od niej wyższy, cięższy i miał większy udźwig. N-1 miała natomiast wyższy ciąg startowy, i większą średnicę pierwszego stopnia. Jak wiadomo jednak, żaden z czterech lotów testowych N-1 nie zakończył się powodzeniem. Pierwszy stopień Saturna napędzany był pięcioma silnikami F-1, podczas gdy N-1 miała zamontowane 30 słabszych silników NK-15. Podczas dwóch lotów Saturna V [Apollo 6 i Apollo 13] komputery zdołały skompensować awarię jednego z silników. N-1 była projektowana podobnie, tak, aby awaria silnika nie powodowała przerwania misji, jednakże drgania pochodzące z 30 silników pierwszego stopnia, spowodowały cztery katastrofy.

Saturn V osiągał maksymalny ciąg startowy około 34,02 MN i mógł wynieść 118.000 kg na LEO. Podczas misji Apollo 15 rakieta osiągnęła ciąg startowy 34,8 MN. Podczas misji Skylab osiągnięto 35,1 MN na starcie. Żadna inna rakieta wykonująca regularne loty nie miała takich osiągów. Czy to pod względem siły ciągu, czy też użytecznego ładunku. Gdyby dwa testowe loty rosyjskiej Energii wliczyć jako loty operacyjne, miała ona taką samą siłę ciągu jak Saturn V podczas misji Skylab. N-1 wytwarzała ciąg startowy 44,1 MN jednak rakieta ta nigdy nie osiągnęła orbity ziemskiej. Rozwojowe wersje Energii miały być o wiele potężniejsze od Saturna V. W konfiguracji "Vulkan" wytwarzałaby 46 MN ciągu startowego, i mogłaby wynieść około 175 ton na LEO.

Prom kosmiczny ma ciąg startowy około 30,1 MN i możliwość wyniesienia 28.000 kg na LEO. Stanowi to około 25% ładunku zdolnego do wyniesienia przez Saturna V.

Nieco grafiki:

Trochę mi tego wyszło. Mam nadzieję, że komuś się to przyda/spodoba;) Następnym razem zagłębie się może dokładniej w podsystemy tej maszyny [jak znajdę nieco czasu]. Info pochodzi w większość z angielskiej wiki. Trochę z innych stron.

Edytowane 9 Października 2008 przez avar

avar · 11 Października 2008

Rocketdyne F-1

Historia

Silnik rakietowy F-1 został stworzony przez firmę Rocketdyne, w odpowiedzi na zapotrzebowanie sił powietrznych USA na silnik dużej mocy. Powstały dwa silniki: E-1 oraz wiele większy F-1. Rocketdyne szybko dostrzegła, że silnik E-1 jest technologicznym ślepym zaułkiem, więc porzuciła jego projekt na rzecz potężniejszego F-1. USAF jednak, zatrzymało także pracę nad F-1 ponieważ okazało się, iż silnik tak wielkiej mocy nie znajdzie zastosowania w praktyce. W tym czasie nowopowstała agencja NASA dostrzegła potencjał drzemiący w tak potężnym silniku, i skontaktowała się z Rocketdyne w sprawie ukończenia F-1. Testy pierwszych podzespołów zostały przeprowadzone w roku 1957, a pierwszy zapłon silnika w kompletnym stanie w marcu 1959 roku.

Przez lata rozwoju silnika F-1 testy wykazywały niestabilności w spalaniu mieszanki paliwowej, które mogły doprowadzić do awarii. Rozwiązywanie tego problemu trwało dosyć długo, ponieważ niestabilności te były nieprzewidywalne. Ostatecznie problem rozwiązano koło roku 1961, przez przeprojektowanie systemu wtrysku paliwa do komory spalania, i uzyskano w ten sposób bardzo stabilną pracę silnika.

Konstrukcja

F-1 jest najpotężniejszym, jednodyszowym silnikiem rakietowym na paliwo ciekłe [powstał potężniejszy silnik M-1, ale nie wszedł nigdy do służby]. Paliwem było RP-1 a utleniaczem ciekły tlen. Przy wtrysku paliwa i utleniacza do komory spalania używana była pompa turbinowa.

Sercem silnika była komora spalania, gdzie następowało mieszanie się i zapłon paliwa i utleniacza. Komora umieszczona na samej górze silnika służyła jako magistrala rozdzielająca ciekły tlen do poszczególnych wtrysków. Jednocześnie przymocowane był do niej element, przenoszący siłę ciągu na konstrukcję rakiety. Poniżej tej komory zamontowane były poszczególne wtryski, wprowadzające paliwo i utleniacz do komory spalania. Paliwo przed wprowadzeniem do komory spalania, było transportowane przez 178 rurek rozłożonych na całej jej długości, po to aby zapewnić odpowiednie chłodzenie.

Generator gazów był używany do napędzania turbiny, a turbina służyła do napędzania pompy paliwa i utleniacza. Turbina była rozpędzana do około 5500 RPM [generowała moc 41MW]. Przy tej prędkości pompa paliwowa miała przepustowość 58564 litrów na minutę a pompa utleniacza 93920 litrów na minutę. Pompa turbinowa musiała wytrzymać temperaturę od 816 C [gazy wlotowe] do -184 C [ciekły tlen] Do chłodzenia i smarowania łożysk turbiny używane było paliwo RP-1.

Poniżej komory spalania znajdowało się przedłużenie dyszy silnika. Stanowiło ono mniej więcej połowę długości konstrukcji. Ten element stosowany był w celu zmniejszenia rozpraszania gazów wylotowych. Gazy wylotowe z pompy turbinowej kierowane były do tego właśnie elementu silnika. Te stosunkowo chłodne gazy tworzyły "powłokę ochronną" wewnątrz przedłużenia dyszy i chroniły ten element przed temperaturą [gazy z komory spalania miały koło 3200 C]. Ponadto dawało to kilka dodatkowych kN ciągu. Jest to widoczne na zdjęciach z testów naziemnych. W centralnej części widać jaśniejszy obszar gorących gazów, a na zewnątrz ciemniejsze obszary gazów chłodniejszych.

F-1 spalał 1789 kg [1565 litrów] ciekłego tlenu i 788 kg [976 litrów] RP-1 w każdej sekundzie pracy. Generował przy tym siłę ciągu około 6,7 MN. Przez diw i pół minuty pracy 5 silników F-1 wynosiło Saturna V na wysokość około 68 km i nadawało mu prędkość 9920 km/h. Łączny przepływ paliwa pięciu F-1 z Saturna V wynosił 12710 litrów na sekundę. Jeden silnik F-1 ma większą siłę ciągu niż wszystkie trzy główne silniki promu kosmicznego pracujące jednocześnie.

Parametry

Uwzględniając późniejsze ulepszenia silnika:

Siła ciągu: 6,67 - 6,77 MN

Czas pracy: 150 - 165 s

Impuls właściwy: 260 - 263 s

Masa własna: 8353 - 8391 kg

Wysokość: 5,79 m

Średnica 3,76 m

Paliwo: LOX i RP-1

Stosunek mieszanki: 2,27:1 utleniacz:paliwo

Producent: NAA/Rocketdyne

Użyty: Saturn V/stopień S-IC

Ulepszenia podczas programu Apollo.

Między misjami Apollo 8 a Apollo 15 nastąpiło kilka ulepszeń silnika F-1. Efektem była wyższa siła ciągu. Ulepszenia były konieczne, by Saturn V mógł sprostać wymaganiom programu Apollo. Parametry zmieniały się nieco podczas każdego lotu po Apollo 8. Podczas misji Apollo 15 parametry silnika wyglądały następująco:

Siła ciągu: 6,909 MN

Czas pracy: 159 sekund

Impuls właściwy: 264.72 s

Stosunek mieszanki paliwowej: 2.2674

F-1 po programie Apollo

W latach sześćdziesiątych projektanci z Rocketdyne zabrali się za przeprojektowanie silnika F-1. Na papierze powstała nowa wersja nazwana F-1A. W ogólnej koncepcji silnik był podobny do F-1. F-1A był jednak lżejszy i znacznie mocniejszy [9,1 MN]. Silnik ten miał być używany w Saturnach po programie Apollo. Jednakże równocześnie z zakończeniem programu, zakończono produkcję rakiety Saturn V i silnik F-1A nigdy nie został użyty do lotu.

Powstała koncepcja użycia ośmiu silników F-1 w pierwszym stopniu rakiety Nova. Rakieta Nova jak wiadomo nie powstała. Od roku 1970 aż do dzisiejszych czasów, powstaje wiele koncepcji użycia podobnego silnika do F-1, w celu stworzenia nowych rakiet pomocniczych [coś na kształt SRB], jednak żadna z tych koncepcji nie wyszła poza fazę początkowych badań.

F-1 pozostawał najpotężniejszym silnikiem na paliwo ciekłe, do momentu pojawienia się rosyjskiego RD-170. RD-170 jest to grupa czterech komór spalania i dysz, napędzanych pojedynczą pompą. Wizualnie wygląda [i tak jest przez niektórych uznawany] jak zespół czterech osobnych silników. Jeżeli przyjąć, że RD-170 to jeden silnik, jest to najpotężniejsza konstrukcja na paliwo ciekłe, jaka powstała. Tak czy inaczej F-1 jest najpotężniejszym, jednodyszowym, jednokomorowym silnikiem rakietowym na paliwo ciekłe, który był wykorzystywany do lotów. Istnieją mocniejsze silniki na paliwo stałe. Tak na przykład SRB dysponuje siłą ciągu 12,45 MN.

Grafika

Miałem machnąć od razu J-2 ale na razie nie mam siły, wrzucam co stworzyłem.

Edytowane 11 Października 2008 przez avar

avar · 1 Lutego 2009

Rocketdyne J-2

Rocketdyne J-2 to rakietowy silnik na paliwo ciekłe. Był to silnik produkowany w największej ilości przed startem produkcji SSME. Niedawno projekt został wznowiony, a silniki J-2 będą wykorzystywane w programie Constellation.

J-2 był jednym z najważniejszych komponentów rakiety księżycowej Saturn V. Pięć silników J-2 zostało zamontowanych w stopniu S-II a jeden w stopniu S-IVB. Powstały plany użycia silnika J-2 w planowanej rakiecie Nova.

Wyjątkową cechą tego silnika, jak na owe czasy, była możliwość ponownego rozruchu po wyłączeniu silnika. Zdolność ta została wykorzystana podczas lotu na Księżyc, podczas którego silnik w stopniu S-IVB był uruchamiany dwa razy [więcej w opisie stopnia S-IVB].

J-2

Pierwsza wersja silnika J-2 miała podobną konstrukcję do silnika F-1 [silnik był oczywiście odpowiednio mniejszy], obydwa silniki opierały pracę na generatorze gazów, który napędzał pompy paliwa oraz utleniacza. Mieszankę paliwową stanowił ciekły tlen oraz ciekły wodór.

Główne podsystemy:

- komora spalania

- dysza wylotowa

- magistrala paliwowa

- generator gazu

- hdrauliczne i elektryczne systemy kontroli

Komora spalania silnika, była głównym elementem konstrukcji, do którego przymocowane były inne elementy silnika. Na górze komory spalania zamontowane było łożysko przenoszące siłę ciągu na konstrukcję rakiety. Paliwo było dostarczane do komory spalania przez dwie pompy zasilane generatorem gazów. Przed wprowadzeniem do komory spalania paliwo było pompowane przez rurki otaczające komorę, celem jej chłodzenia. Pompy paliwa i utleniacza zamontowane były po przeciwnych stronach komory spalania. Pompa utleniacza zwiększała jego ciśnienie do około 930 psi, przepływ wynosił natomiast około 10900 litrów na minutę. Pompa ta pracowała z prędkością 8000 obrotów na minutę. Pompa paliwa zwiększała jego ciśnienie do 1140 psi. Pompa ta pracowała z prędkością 26000 obrotów na minutę. Łożyska w pompach smarowane były przepływającą przez nie cieczą. W generatorze gazów, dochodziło do zapłonu niewielkiej ilości paliwa. Miało to służyć do wytworzenia gorących gazów, które miały służyć do napędu pomp paliwowych. Gazy były kierowane w pierwszej kolejności do pompy paliwa, następnie do pompy utleniacza. W następnej kolejności gazy były kierowane do wymiennika ciepła, celem ich ochłodzenia. Następnie zostawały wyrzucone do dyszy silnika przez 180 otworów znajdujących się na jej obwodzie. Gazy te służyły tak jak w przypadku F-1, do ochrony dyszy silnika przed temperaturą, oraz dawały nieco siły ciągu.

Parametry:

Siła ciągu: 890 kN

Czas pracy: 500 s

Impuls właściwy: 418 s

Masa sucha: 1579 kg

Masa podczas pracy: 1637 kg

Paliwo: LOX i LH2

Stosunek mieszanki: 5.50

Producent: NAA/Rocketdyne

J-2S

Uproszczona wersja J-2, o poprawionych osiągach. Prace rozpoczęto w 1964. Najważniejszą zmianą konstrukcyjną była zmiana cyklu pracy silnika. Zrezygnowano z generatora gazów, a do napędu turbin użyto części gorących gazów wyprodukowanych w komorze spalania silnika. Dzięki temu silnik stał się prostszy, oraz łatwiej było przeprowadzić jego zapłon. Ponadto dodano możliwość regulacji siły ciągu. Wymagało to zastosowania układu sterowania przepływem paliwa i utleniacza oraz kontroli stosunku mieszanki paliwowej. NASA rozważało użycie pięciu silników J-2S jako głównych silników promu kosmicznego. Można to odnaleźć na bardzo wczesnych diagramach.

Parametry:

Siła ciągu: 1179 kN

Impuls właściwy: 436 s

Masa sucha: 1467 kg

Masa z wyposażeniem dodatkowym: 1724 kg

Paliwo: LOX i LH2

Stosunek mieszanki: 5.50

Producent: Rockwell International/Rocketdyne

J-2X

Jest to nowa wersja silnika J-2, która ma zostać wykorzystana w programie Constellation. Dwa J-2X mają zostać zamontowane w Earth Departure Stage. NASA postanowiła opracować nową wersję silnika J-2 dla programu Constellation z powodu, iż przerabianie i przystosowywanie SSME do programu byłoby zbyt kosztowne. Ponadto wyprodukowanie silnika J-2X ma być tańsze niż produkcja silnika SSME. Dzięki zastosowaniu tego rozwiązania, uproszczona zostanie także konstrukcja rakiety nośnej Ares. Następca J-2 ma być bardziej efektywny i prostszy od swojego "przodka". Po raz kolejny będzie pracował w oparciu o generator gazów do zasilania pomp.

Parametry:

Siła ciągu: 1308 kN

Impuls właściwy: 448 s

Masa sucha: 2472 kg

Paliwo: LOX i LH2

Producent: Pratt & Whitney Rocketdyne