Ракета Сатурн

При контроле герметичности ракет Сатурн проверяемую систему заполняют смесью Кг-85 с азотом [66]. Через несколько секунд с помощью счетчиков обнаруживают течи. [c.132]

Баки вафельной конструкции применены в ракетах Сатурн , Тор и др. [c.294]

Получив закон распределения погонных сил по поверхности днища и зная его толщину, можно найти напряжения а =Т/й в любой точке. Для конструкций днищ, используемых в ракетной технике, расчетные напряжения в основном растягивающие. В этом случае толщину днища выбирают из условия прочности, сравнивая расчетные напряжения с пределом прочности или пределом текучести су.,. материала днища. В связи с тем, что погонные силы по контуру "днища непостоянны, иногда применяют днища переменной толщины. Так, в одном из баков ракеты Сатурн-1 переменную толщину имеет полусферическое днище. [c.308]

На ракетах Сатурн , Центавр , Атлас широко применяют отсеки, целиком состоящие из гофров, а также конструкции в виде гофрированной обшивки, подкрепленной мощными лонжеронами. [c.317]

Одна из основных причин высоких затрат на космос — однократное использование ракет-носителей и космических аппаратов. Например, американская ракета Сатурн-5 , обеспечившая программу полетов космических кораблей Аполлон к Луне, стоимостью 280 млн дол. расходуется за несколько минут. В конце 1960-х гг. начались работы по созданию космических средств многократного использования. Наибольшую известность в этом направлении получили орбитальные корабли типа Шаттл и Буран . [c.13]

В установках для ЭЛС крупногабаритных изделий с локальным вакуумированием герметизируется и откачивается до рабочего давления сравнительно небольшой объем в зоне стыка. Наиболее рационально герметизировать весь стык, а не отдельные его участки из-за сложности качественного перекрытия начала и конца швов. Для сварки шпангоутов ракеты "Сатурн" была применена установка с разъемной камерой [19]. Шпангоут выполнен в виде трех заготовок, которые свариваются между собой в кольцо диаметром 10 м, высотой 580 мм и максимальной толщиной 114 мм. Секции шпангоута устанавливаются на поворотном роликовом стенде так, чтобы свариваемый стык находился внутри вакуумной камеры, со- [c.359]

Для характеристики размеров штампуемых деталей и штампов для них приведем пример из американской практики. Для штамповки секций днищ топливных баков ракеты Сатурн потребовалось изготовить из цинкового сплава штамп размером 5000 X 2800 мм массой 52 т. [c.252]

Рис. 19-26, Семейство ракет Сатурн

В начале космической эры значение 5= 10 считалось весьма большим. Однако для первой ступени американской лунной ракеты Сатурн-5 уже было 5=16. Приняв определенное значение р, мы сможем вычислить г, а следовательно, по ( рмуле (2) и идеальную скорость. И, наоборот, определив по идеальной скорости число 2, мы сможем вычислить относительную начальную массу или коэффициент полезной нагрузки. [c.29]

Первая ступень ракеты Сатурн-5 , носящая обозначение S-I , имеет массу 2280 т, причем масса топлива равна 2149 т. На ступени установлены пять двигателей F-1 четыре — в кардановых подвесах по периферии, способные отклоняться на угол 7°, и один, фиксированный,— в центре, направление тяги которого всегда совпадает с продольной осью ракеты. Двигатели F-1 рассчитаны на [c.278]

Описанным путем с помощью ракеты-носителя Титан-ЗВ — Центавр на орбиту вокруг Меркурия высотой 500 км может быть доставлена полезная нагрузка 270 кг через 300 сут после старта, если удельный импульс одноступенчатой тормозной химической установки равен 300 с, удельный импульс ЭРД 2500 с (при мощности 15 кВт). В случае удельного импульса ЭРД 3500—4000 с той же цели можно достичь с помощью ракеты Атлас — Центавр . Между тем доставка той же полезной нагрузки при двухступенчатой тормозной химической установке с прежним удельным импульсом потребовала бы ракеты Инт-20 (первая и третья ступени ракеты Сатурн-5 ). [c.400]

Траектория на рис. 165 типична для облета Марса продолжительностью порядка 700 сут (менее 2 лет), соответствующего облетам, рассмотренным в 7 гл. 16 [4.8]. Возможно, однако, сокращение продолжительности экспедиции до 400—450 сут, если сообщить кораблю ракетный импульс вблизи Марса. Но при этом возрастают энергетические затраты на единицу полезной нагрузки и сильно увеличивается скорость входа в атмосферу Земли она равна 20,8 км/с в относительно неблагоприятный сезон 1980 г. и 17,4 км/с в 1986 г. Но ее можно уменьшить до 12,2 км/с в 1980 г., если затормозить корабль с помощью поля тяготения Венеры. Для этого корабль должен на пути к Земле пассивно пройти через сферу действия Венеры и выйти на орбиту с перигелием, лежащим внутри орбиты Венеры. Неудобство такого облета. в том, что в конструкции корабля приходится учитывать близость к Солнцу при возвращении. Начальный вес космического корабля, активно облетающего Марс, равен на орбите 463 т в неблагоприятных условиях 1980 г. и 290 т в благоприятных условиях 1986 г. Для монтажа нужны 2—3 модифицированные ракеты Сатурн-5 [4.102]. [c.447]

Однако тот же корабль, снабженный ЯРДУ с ш=10 км/с, 8= =15 или 8=20 при любом числе ступеней имел бы начальную массу порядка 150 т (Р 3), т. е. мог бы быть выведен на низкую околоземную орбиту одной модифицированной ракетой Сатурн-5 . [c.451]

Экспедиция по схеме рис. 167 ( 6) предусматривает по опубликованным расчетам [4.111] монтаж корабля массой 1190 т в течение 3 месяцев при посредстве 10 запусков ракет Сатурн-5 . Корабль несет 5 ядерных двигателей Нерва-2 тягой 104 тс каждый, один из которых используется при старте с Марса посадочных отсеков (для чего требуется 30,4 т водорода). Двигатели отбрасываются по мере их использования вблизи Земли, после выхода на орбиту вокруг Марса, после старта с нее. Полезная нагрузка 113 т, экипаж 8 человек. [c.456]

По другому проекту [4.102] в случае 450-суточной экспедиции корабль может иметь массу 930 т на орбите в благоприятный период (1986 г.) и 1240 т в неблагоприятный период (1980 г.), если используется оро-водородное топливо. Требуется 5—7 запусков модифицированных ракет Сатурн-5 , [c.456]

Летом 1960 года произошло еще одно очень важное событие. Вернеру фон Брауну и его коллегам по проекту Дайна-Сор удалось запустить на низкую орбиту полноразмерный макет орбитального самолета массой в 3 тонны. В качестве носителя использовалась новая баллистическая ракета Сатурн , продемонстрировавшая хорошие показатели. Однако даже ее грузоподъемности было явно недостаточно для полета человека. [c.16]

Рис. 1. Типичные данные телеметрической информации при потере продольной устойчивости ракеты Сатурн-5 (пуск А5-502)

Рис. 2. Колебания давления в камерах сгорания двигателя Р-1 при потере продельной устойчивости ракеты Сатурн-5> (пуск А5-502)

Рис. 1.2. Сопоставление расчетных и экспериментальных нормальных форм продольных колебаний ракеты Сатурн-5 для нулевой секунды полета

На рис. 1.2 в качестве примера представлен коэффициент формы одного из тонов продольных колебаний ракеты Сатурн-5 для нулевой секунды полета [80, 118]. Здесь же приведено сопоставление экспериментальных данных с результатами расчета. [c.20]

В работе [10] был проведен теоретический анализ динамики потока жидкости с кавитационными кавернами применительно к задаче определения податливости зоны обратных токов и других участков течения жидкости с пузырями в насосе. Проведенный анализ позволил заключить, что пузырьковая кавитация в обратных токах или в основном течении дает (по крайней мере для насосов двигателей, ракеты Сатурн ) наибольший вклад в кавитационную податливость. [c.59]

В качестве примера проведения подобного рода исследования Можно привести цикл работ по снятию и анализу частотных характеристик кислородных и водородных насосов двигателя Л-2, устанавливаемого на второй ступени ракеты Сатурн-5 [8, 103]. [c.59]

Работа [98] содержит результаты экспериментальных исследований частотных характеристик натурных трубопроводов ракеты Сатурн-5 . [c.77]

Определить реактивную силу и полный имиульс, создаваемый двигателями первой ступени ракеты Сатурн-Г) , если масса сгоревшего топлива этой ступени 2010 т, продолжительность работы днигателей 150 с, относительная скорость истече-иия продуктов сгорания топлива 2500 м/с. Расход топлива счи-тать равномерным. [c.260]

Рис. 9. Использование композиционных материалов в ракето Сатурн 8-11 1 — нижняя тепловая запщта 2 обхцая переборка 3 — защитный кожух 4 — обтекатели уступов

Передний бак горючего третьей ступени ракеты Сатурн-5 — вафельной инструкции, с ячейками ромбовидной формы. Бак окислителя — чечевицеоб- азиой формы, собранный из двух полусферических дннщ. Соединение днищ друг другом и с обечайкой осуществляется через прессованный шпангоут тавро-юго сечения. Верхнее днище — трехслойное внешние слои, в виде тонколисто-1ых полусфер, соединены через промежуточный сотовый слой из стеклопластика, [Грающий также роль теплоизолятора. [c.294]

В некоторых типах внешней теплоизоляции для космической техники применяются сото(вые конструкции. Наиболее ча СТО используются стеклопластиковые соты на фенольной смоле. Дополнительное повышение эффективности теплоизоляции достигается путем заполнения ячеек пенополиуретаном низкой плотности. Схематическое изображение заполненной гелием и загерметизированной снаружи сотовой конструкции теплоизоляции, разработанной для ступени 5-П ракеты-носителя Сатурн V , приведено на рис. 2.13. Другой пример облегченной составной наружной теплоизоляции, разработанной для водородного бака ракеты Сатурн V , представлен на рис. 2.14. Это дважды загерметизированная теплоизоляция, состоящая из внутреннего сотового слоя, каждая ячейка которого загерметизирована майларовой пленкой, и внешнего слоя стеклопластиковых сот, заполненных гелием. Наружный слой отделен от внутреннего слабопроницаемой алюминиевой фольгой. В случае одновременного повреждения наружного и внутреннего герметизирующих слоев сжатый гелий потечет через отверстие во внешнем слое, предотвращая проникновение воздуха в теплоизоляцию и повышение ее теплопроводности. [c.45]

РИС. 2,14, Дважды загерметизированная и заполненная вспененным материалом сотовая теплоизоляция водородного бака ракеты Сатурн V , [c.46]

Тонкбстенные сосуды обычно являются конструктивными элементами различных транспортных установок, в том числе современных летательных аппаратов. Быстрый рост размеров ракет для космических полетов вызывает соответственное увеличение размеров емкостей. Это можно видеть на примере семейства ракет Сатурн с двигателями жидкого топлива (рис. 19-26). [c.547]

Так, цилиндрические баки со сферическими днищами, входящие в состав стартовой ступени 5—1С ракеты Сатурн-5 , имеют диаметр 10 м. Один из них предназначен для жидкого кислоро- [c.549]

Единственной американской орбитальной станцией была выведенная 14 мая 1973 г. на орбиту высотой 435 км и наклонением 50° станция Скайлэб , массой 77 т (включая 26 т расходуемых запасов). Ракетой-носителем служила укороченная лунная ракета Сатурн-5 (ее две первые ступени). Станция состояла из следующих четырех основных частей (рис. 59) [c.174]

Вместе с пристыкованным транспортным трехместным кораблем Аполлон станция обладала массой 90 т и имела в длину 35 м. Корабль запускался с помош,ью ракеты Сатурн-1 В . С 25 мая 1973 г. по 16 ноября 1974 г. на станции побывало порознь три экипажа (всего 9 человек), пробывших на ней 29, 59 и 84 суток. Первый экипаж был вынужден провести наружный ремонт станции помог развернуться одной из солнечных панелей (вторая обломилась при запуске и заклинила первую) и установил наружный экран, чтобы избавиться от перегрева жилых помеш,ений. В последуюш,ие годы из-за завышенной солнечной активности, вызвавшей увеличение плотности верхней атмосферы, станция, находившаяся в положении спицы в колесе (см. 11 гл. 5), стала быстро терять высоту. В июле 1978 г. была предпринята попытка продлить ее суш,ествование до момента, когда космический самолет Шатл сможет в 1980 г. доставить на нее блок двигателей для подъема орбиты или для точного сброса станции в океан. Скайлэб был с помош,ьюмаховиков развернут так, что стал двигаться подобно копью причалами вперед. [c.175]

Дальнейшее развитие орбитальных станций должно состоять, как это предвидел еш,е К- Э. Циолковский, в создании сборных конструкций, монтируемых из блоков, доставляемых с Земли отдельными носителями. Блоками могут служить и последние ступени ракет-носителей, в опустевших баках которых можно размещать различное оборудование и даже жилые отсеки. В свое время разрабатывался сырой вариант запуска Скайлэба , в котором главный блок станции выходил на орбиту в качестве действующей второй ступени S-IVB ракеты Сатурн-1 В , а другие подобные же ракеты выводили остальные блоки. [c.176]

В главе 18 мы коснемся использования поля тяготения Венеры при полетах к Меркурию, а в главе 19 — к Юпитеру. Здесь же заметим, что поле тяготения Венеры может быть использовано для полета в окрестность Солнца. Траектория рассчитывается таким образом, чтобы после пролета Венеры ее перигелий приблизился к Солнцу. Можно так подобрать период обращения после прохождения Венеры, чтобы космический аппарат снова встретил Венеру и в результате перигелий еще больше приблизился к Солнцу. Было рассчитано, что с помощью ракетной системы, состоящей из ракет Сатурн-1 В , Центавр и ]1ершинг , таким путем может быть доставлена полезная нагрузка 272 кг на расстояние 0,1 а. е. от Солнца [4.47]. [c.389]

Экспедиция на поверхность Марса при гомановских траекториях (У =10,0 км/с). При =5 км/с, 8=15 имеем Р=9,601, если число ступеней п=2 (нет смысла брать большее значение /г см. табл. 16 Приложения П). При т =50 т Мо=480 т 5 запусков ракет Сатурн-5 [c.451]

Увеличение суммарной характеристической скорости при сокращенных длительностях полетов (по сравнению с дважды гомановской схемой) делает в случае использования ЖРД в марсианском корабле обязательным монтаж корабля на околоземной орбите, даже если речь идет только о выходе на орбиту спутника Марса (конечно, при реактивном торможении). Для 425-суточной экспедиции с пребыванием в окрестности Марса в течение 20 сут и при условии, что используется фторо-водородное топливо, начальная масса корабля на околоземной орбите равна примерно 1000 т в неблагоприятный период (1980 г.) и 670 т в благоприятный период (1986 г.), что требует запусков четырех— шести модифицированных ракет Сатурн-5 [4.102]. [c.455]

Согласно другой работе [4.112] при полезной нагрузке 40,9 т, включая массу экспедиционного отсека 4,5 т, начальная масса корабля составит 240 т в благоприятный сезон и 450 т в неблагоприятный при удельном импульсе ЖРД 450 с, если отсек выводится на орбиту с перицентрическим расстоянием 1,1 радиуса Марса и эксцентриситетом 0,72. Монтаж такого корабля требует двух запусков ракет Сатурн-5 (в неблагоприятный сезон — модифицированных с присоединенными большими РДТТ), один из которых выводит разгонный блок для схода с околоземной орбиты. [c.458]

На рис. 1.3 в качестве примера приведена заимствованная из работы [80] зависимость собственных частот продольных колебаний первого тона от времени полета для ракеты Сатурн-5 . В целях удобства сопоставления по оси ординат отложено безразмерное время полета, равное отношению размерного времени к полному времени работы первой ступени Г=/п/Го, а собственная частота колебаний / выражена в герцах. Здесь же нанесена типичная зависимость от времени безразмерного коэффициента Ф, свя-Jaннoгo с размерным коэффициентом Ф% соотношением [c.21]

Наиболее изученной формой кавитации в насосах является струйное кавитационное обтекание лопаток шнека. Аналитическим исследованиям подобных течений посвящен ряд публикаций, берущих свое начало от работ Страплинга Л. Б. и Акоста А. И. [93, 94]. В работах [9, 104] теория струйного обтекания лопаток шнека была применена для расчета упругости кавитационных каверн в насосах ЖРД. По предложенной методике была рассчитана упругость кавитационных каверн в насосах двигателей J-2, F1 и Н1 (всего шесть насосов) ракеты Сатурн-5 . Сопоставление расчетных и экспериментальных данных осуществлялось путем сравнения собственных частот колебаний жидкости в трубопроводах. Из приведенных в работе графиков видно, что экспериментальные значения упругости существенно превышают (в подавляющем числе случаев на порядок и более) расчетные. В работе указывается, что одной из причин столь значительного расхождения расчетных и экспериментальных значений упругости является, по всей вероятности, наличие дополнительных кавитационных каверн, не рассматриваемых в модели струйных кавитационных течений. Кон- [c.58]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...