Первая ступень ракеты-носителя «Сатурн-5»

Первая ступень ракеты-носителя «Сатурн-5» носила обозначение S-IC и представляла собой самую большую часть ракеты — полная масса превышала 75 % массы носителя. Ступень заправлялась керосином и жидким кислородом и имела 5 маршевых двигателей F-1: один неподвижный центральный и четыре периферийных, установленных на кардановых подвесах. Периферийные двигатели поворачивались с помощью гидравлической системы, что позволяло контролировать полет ракеты. Через переходник к ступени крепилась вторая ступень носителя. Ступень была разработана в Центре космических полетов им. Маршалла и производилась компанией «Боинг». Основная производственная работа происходила на заводе в Мичуде, Новый Орлеан. В производстве четырех ступеней для наземных испытаний и первых двух летных ступеней участвовал завод в Хантсвилле.

Основные параметры

Разработчик: Центре космических полетов им. Маршалла
Производитель: «Боинг»
Высота: 42,5 метра
Диаметр баков: 10,1 метр
Максимальный диаметр: 13 метров (по стабилизаторам)
Сухая масса: 130 — 139 тонн1
Полная масса: 2180 — 2290 тонн
Двигательная установка: 5 жидкостных реактивных двигателей F-1
Стартовая тяга: около 3450 тонн (в вакууме — более 3800 тонн)2
Горючее: керосин RP-1
Окислитель: жидкий кислород O2
Соотношение окислитель/топливо: 2,32 — 2,37
Удельный импульс на уровне моря: около 260 секунд
Вакуумный удельный импульс: около 300 секунд
Время работы: 160 — 170 секунд (включая около 6 секунд до начала подъема)

[1, 2, 3]

S-IC_Schema_mid.jpg
Схема первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5». (с) НАСА [6]

1. Бак окислителя (жидкий кислород)
2. Баллоны со сжатым гелием для наддува бака горючего (4 штуки)
3. Туннель коммуникаций
4. Теплозащита
5. Двигатель F-1 (5 штук)
6. Тормозные РДТТ
7. Бак горючего (керосин RP-1)
8. Магистрали подачи окислителя (5 штук)
9. Клапан горючего
10. Гасители колебаний жидкости
11. Распределитель газообразного кислорода для наддува

Конструкция

Ступень S-IC состоит из пяти цилиндрических частей диаметром 10,1 метр (33 фута). Снизу вверх следуют: двигательный отсек; бак горючего; межбаковый отсек; бак окислителя; передняя юбка (нижняя часть составного переходника между первой и второй ступенями). Сложность конструкции ступени объясняется большими размерами ракеты-носителя, высоким удельным расходом компонентов, высокими акустическими и вибрационными нагрузками, создаваемыми двигателями, высокими требованиями к надежности и сравнительно низким весовым коэффициентам конструкции. При увеличении веса ступени на 5,9 кг вес полезной нагрузки уменьшается на 0,64 кг.

thrust_structure.jpg
Двигательный отсек ступени S-IC. (с) НАСА [5]

Двигательный отсек

Двигательный отсек — самая тяжелая часть конструкции ступени, его масса около 22 тонн, высота около 6 метров. Он состоит из силовой конструкции, теплозащиты и стабилизаторов. Силовая конструкция воспринимает сосредоточенные усилия от пяти двигателей F-1 и передает их в виде равномерно распределенной нагрузки на нижний стык топливного отсека. 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. Сосредоточенные нагрузки от стартовых стоек передаются через подкрепленную оболочку, устойчивость которой обеспечивается внутренними шпангоутами. Конструкция и оборудование в донной части ступени закрыты керамической теплоизоляцией для предохранения от тепла двигателей; теплоизоляция состоит из волокнистого титана с высоким коэффициентом отражения, асбестового волокна и связующего вещества (коллоидная двуокись кремния).

Боковые двигатели закрыты обтекателями (имеющими форму полуконусов) для защиты от аэродинамических нагрузок, что позволяет снизить усилия, необходимые для их поворота. Обтекатели состоят из шпангоутов, лонжеронов и подкрепленной обшивки. Хвостовая часть обтекателей сделана из титана и нержавеющей стали (расчетная температура в этой зоне равна 650° С), остальная конструкция сделана из алюминиевого сплава. Под обтекателями под отстреливаемыми крышками находятся 8 тормозных РДТТ. Тяга каждого тормозного РДТТ около 38 т (зависит от температуры), эффективное время работы 0,67 сек. Начиная с «Аполлона-15» число тормозных двигателей уменьшено до четырех. В нижней части ступени также расположены четыре трапецевидных стабилизатора площадью 7 м2 каждый, они обеспечивают устойчивость ракеты-носителя при максимальном скоростном напоре. Стабилизаторы состоят из лонжеронов, нервюр и титановой обшивки (температура задней и передней кромок стабилизатора 1093° C и 400° C — 480° С соответственно).

В обшивке двигательного отсека находится три отверстия для быстроразъемных соединений (см. ниже), соединяющих ракету с системами стартового сооружения. [2, 4]

Бак горючего

Бак горючего вмещает около 770 м3 керосина RP-1. Бак изготовлен из алюминия, цельносварной, сухая масса около 11 тонн, высота около 13,4 метров. Боковая поверхность сварена из 8 панелей с продольными ребрами жесткости таврового сечения. Ребра расположены на внутренней стороне панелей и получены фрезерованием из плиты толщиной 5 см. Торцы бака закрыты эллипсовидными днищами. Днища имеют вид сегментов, сходящихся к центральному куполу. Днища и стенки баков соединяются с обшивкой межбаковых отсеков через шпангоут V-образного сечения размером 13 х 69 см. При проектировании баков горючего и окислителя расчет прочности велся на 140% максимально возможной нагрузки. Испытание баков проводилось на давление 105 % от максимального расчетного. При контроле качества продукции проводилась оценка допустимых дефектов.

Через бак проходят 5 алюминиевых магистралей окислителя (диаметром 43 см), которые помещаются в герметичных туннелях диаметром 64 см и длиной 12,2 м, подкрепленных шпангоутами. К верхнему днищу каждая труба крепится через сильфон. Изоляция магистралей от бака горючего необходима, чтобы избежать замораживания керосина жидким кислородом, протекающим по магистралям. Изолятором служит воздух внутри туннелей. Магистрали крепятся к днищу бака окислителя и к кронштейнам двигательного отсека. Магистрали имеют универсальные герметичные шарниры и специальные узлы — температурные компенсаторы, — которые допускают повороты работающих двигателей, температурные деформации конструкции и юстировку двигателей. Горючее подается к двигателям по десяти магистралям диаметром 0,3 м, суммарная пропускная способность которых составляет около 1220 литров в секунду.

Перед стартом сквозь бак пропускался азот для перемешивания керосина. Бак наддувается гелием из баллонов, находящихся в баке окислителя. Охлажденный гелий предварительно нагревается в теплообменнике двигателей. Бак оборудован клапанами для сброса давления и дренажными клапанами. [2, 4]

Бак окислителя

Бак окислителя высотой 19,5 метров — самая большая часть ступени. Сухой вес бака — около 17 тонн. Он вмещает около 1250 м3 жидкого кислорода при температуре -183º C. Конструкция бака подобна конструкции бака горючего. Кроме того, для демпфирования колебаний на цилиндрической части бака приварены шпангоуты закрытого профиля с размерами поперечного сечения 75 х 100 см, а на нижнем днище установлены крестообразные перегородки. Алюминиевые шпангоуты и перегородки одновременно подкрепляют оболочки бака. Круговой шпангоут в нижнем днище бака препятствует воронкообразованию.

От бака окислителя сквозь туннели в баке горючего к двигателям проходят 5 магистралей суммарной пропускной способностью более 7500 литров в секунду. К шпангоутам внутри бака крепятся четырех алюминиевых баллона объемом 0,88 м3, где при давлении 210 атмосфер хранится гелий, необходимый для наддува бака горючего.

До старта бак окислителя наддувается гелием, после запуска — газообразным кислородом, который отбирается от магистрали окислителя высокого давления и пропускается через теплообменники двигателей. Газообразный кислород поступает в бак через редукционный клапан.

Межбаковый отсек

Межбаковый отсек — негерметическая полумонококовая конструкция массой около 5,9 тонн и высотой около 6,7 метров — выполнен в виде алюминиевой цилиндрической оболочки, состоящей из 18 гофрированных панелей, подкрепленных пятью разъемными круговыми шпангоутами с двутавровым поперечным сечением. Расстояние между шпангоутами 1,25 м. Верхнее днище бака горючего входит в межбаковый отсек снижу, нижнее днище бака окислителя — сверху. 216 фиттингов по окружности отсека соединяют между собой кольцевые шпангоуты баков горючего и окислителя. В отсеке имеется также одно быстроразъемное соединение (см. ниже) и дверь для доступа персонала

Передняя юбка

Юбка массой 2,3 тонны и высотой около 3 метров находится на вершине ступени и соединяет ее со второй ступенью. Она состоит из 12 подкрепленных панелей и трех шпангоутов. Для уменьшения эллиптичности обвода в полете и при наземной эксплуатации верхней стыковой шпангоут имеет усиленную конструкцию. Внутри переходника располагается бортовая аппаратура первой ступени. Для устранения несоосности при стыковке первой и второй ступеней на наружной стороне переходника устанавливаются центровочные фиттинги, а на второй ступени — направляющие шпильки с заходным конусом. Фиттинги снимаются после установки 216 болтов диаметром 12 мм.

В юбке имеется одно быстроразъемное соединение (см. ниже) и небольшая дверь для доступа персонала.

Быстроразъемные соединения

Ступень S-IC имеет 5 быстроразъемных соединений (отрывных плат). На плате в передней юбке располагаются отрывные разъемы кабельной сети системы телеметрии, трубопроводов кондиционирования воздуха и вспомогательной пневмомагистрали. На плате межбакового отсека крепятся разъемы главных заправочных/дренажных магистралей окислителя. Три нижние платы несут разъемы магистрали горючего, дренажной магистрали окислителя, трубопроводов различных наземных систем. Передняя и межбаковая платы расстыковываются и убираются до включения двигателей F-1. Три нижние платы отрываются при старте ракеты-носителя.

Отделение первой ступени происходит на высоте около 65 км при удалении около 90 км и скорости относительно земли около 2,2 км/с — 2,4 км/с. После выключения двигателей передняя часть аэродинамического обтекателя отстреливается и включаются тормозные РДТТ, быстро отводя ступень от ракеты во избежание соударения. После отделения ступень продолжает баллистический подъем до высоты 95 км — 105 км, а затем падает в Атлантический океан. [1, 2, 3]

Системы первой ступени

Система снабжения горючим

Система снабжения горючим состоит из бака горючего, магистралей, системы наддува, системы заправки и дренажа, системы кондиционирования, и соответствующего оборудования.

Система заправки и дренажа состоят из магистралей, клапанов, датчика уровня и девяти температурных датчиков. Магистраль заправки и дренажа входит в нижнюю часть бака. Во время заправки температурные датчики дают непрерывную информацию о температуре, необходимую для расчета плотности горючего. Когда уровень горючего превышает 102 % от заданного, датчик уровня указывает переполнение. Для опорожнения бака в него подается газ наддува, вытесняющий горючее в магистраль.

К каждому из двигателей F-1 идут две магистрали подачи горючего, по которым горючее поступает на вход топливного насоса двигателя. На каждой магистрали имеется аварийный клапан, при необходимости прекращающий подачу горючего к двигателю. Клапаны располагаются в двигательном отсеке.

Система кондиционирования продувает азот через магистрали и через бак с целью выравнивания температуры горючего. Линии подачи азота снабжены защитными сетками. Попаданию горючего в линии подачи азота препятствуют клапаны.

Когда бак опорожнен до определенного уровня, датчик выработки в нижней части бака сигнализирует об выработке горючего и дает команду на выключение двигателей. Этот вариант является резервным, так как в штатном случае выключение двигателей происходит по сигналу выработки окислителя, который должен закончиться раньше горючего. Количество топлива измеряется в полете четырьмя датчиками плескания и одним датчиком уровня. Информация об уровне горючего передается через систему телеметрии на землю (в полете — по радио, перед стартом — по кабелю).

Система наддува поддерживает в баке достаточное давление для забора горючего двигателями. В баке окислителя располагаются 4 баллона с гелием, который используется для наддува. Холодный гелий из баллонов через систему клапанов направляется по распределительным магистралям в теплообменники пяти двигателей, откуда нагретый и расширившийся газ возвращается в верхнюю часть бака горючего, где вводится в бак. Регулирующие клапаны обеспечивают нужное давление. Фильтр в линии закачки гелия позволяет избежать загрязнений. Баллоны заполняются гелием при пустом баке окислителя до давления около 110 атмосфер, после заправки бака жидким кислородом давление в баллонах поднимается до 210 атмосфер.

Система снабжения окислителем

Система состоит из бака окислителя, систем заправки и дренажа, магистралей снабжения двигателей, подсистемы наддува, и соответствующего оборудования.

Четыре датчика уровня непрерывно отслеживают уровень окислителя в баке. Они состоят из сенсоров непрерывного показания и сенсоров дискретного показания.

Две магистрали заправки/дренажа (диаметром около 12,4 см) входят в нижнюю часть бака. Помимо основных магистралей, заправка возможна через нижнюю часть ракеты, через магистраль снабжения двигателя. Заправка производится с переменной скоростью: до уровня 6,5 % — ~ 5700 литов в минуту, чтоб избежать повреждения танка из-за плескания, затем до 95 % — ~37800 литров в минуту, последние 5 % — снова ~ 5700 литров в минуту. Кислород непрерывно кипит, оставаясь при температуре -183º C, и восполняется в промежутках между заправкой и дренажом через магистрали заправки/дренажа. Перед дренажом бака давление в гелиевых баллонах должно быть снижено с 210 до 110 атмосфер. Для полного слива окислителя требуется дренаж двигателей (или нужно ждать, пока кислород выкипет сам). Дренаж может быть ускорен с помощью газа наддува, обычно азота.

Пять магистралей подачи окислителя проходят сквозь туннели в баке горючего к двигателям, каждая магистраль снабжена аварийным клапаном для прекращения подачи (клапаны располагаются в двигательном отсеке). В верхней части магистралей, идущих к периферийным двигателям, находятся датчики отсечки двигателей по исчерпанию окислителя (полным числом 4 штуки). Их расположение обеспечивает минимизацию остатков не использованного окислителя. Исчерпание окислителя регистрируется при срабатывании минимум 2 из 4 датчиков.

Система кондиционирования окислителя уменьшает проблемы, связанные с кипением жидкого кислорода. При увеличении теплопотока к окислителю его кипение усиливается; особенно интенсивным оно может быть в магистралях подачи вследствие их большой площади. Возможно фонтанирование окислителя в магистралях, что может повредить конструкцию, а слишком высокая температура кислорода на входах в насосы двигателей может вызвать кавитацию и помешать нормальному запуску двигателей. Система кондиционирования направляет во все пять магистралей подачи гелий из наземной магистрали, что позволяет быстро охладить окислитель. Также в магистрали подачи закачивается холодный окислитель из бака.

Наддув бака осуществляется гелием, газообразным кислородом и азотом. За 45 секунд до зажигания требуется предварительный наддув для обеспечения достаточного давления перед запуском двигателя и при нарастании тяги. Для этого гелий из наземной магистрали подается к разпределителю газообразного кислорода в верхней части бака. Давление наддува поддерживается на уровне около 1,8 атмосферы. Подача гелия возможна до момента подъема ракеты. Во время полета наддув осуществляется газообразным кислородом, сбрасываемым с турбин всех двигателей и направляемым в распределитель газообразного кислорода. Расход газообразного кислорода для наддува — около 18 кг/с, полный расход за полет - около 2,9 тонн, давление наддува — 1,2 — 1,6 атмосфер. Во время хранения и транспортировки ракеты в баке поддерживается слабый наддув азотом для обеспечения чистоты и низкой влажности. Внешний источник азота убирается при подготовке к пуску.

Гидросистема

В качестве рабочей жидкости ступени используется тот же керосин (RJ-1 и RP-1), что используется в системе снабжения горючим. Это устраняет необходимость в отдельной насосной системе. Гидросистема обеспечивает функционирование клапанов и регулирование вектора тяги при наземных операциях и в полете. Керосин RJ-1 поступает от наземной системы перед подъемом, керосин RP-1 отбирается в полете из системы снабжения горючим. RJ-1 под давлением около 100 атмосфер направляется к пяти двигателям и возвращается в наземную систему, RP-1 направляется из магистрали горючего высокого давления к гидравлическим сервоприводам рулевых машин. Неподвижный центральный двигатель (у которого нет сервоприводов) направляет RJ-1 к клапанам газогенератора, главным клапанам горючего и окислителя. Горючее возвращается в наземную систему. Боковые двигатели также направляют RJ-1 в наземную систему через свои сервоприводы.

Система управления

Система управления S-IC включает в себя систему управления вектором тяги, систему гидропривода и регулирующую аппаратуру. Восемь рулевых машин отклоняют двигатели в двух плоскостях со скоростью 5 град/сек. Рабочей жидкостью гидравлической системы является керосин, отбираемый из магистралей горючего высокого давления.

Электросистема

Система электроснабжения ступени обеспечивает контроль и измерения. Система работает во время огневых испытаний, подготовки к пуску, во время пуска и полета. Система состоит из двух батарей и распределителей. На ступени установлены две независимые 28-вольтовые системы постоянного тока. Система № 1, содержащая главную батарею, обеспечивает контроль. Емкость батареи около 10,7 ампер-часов, масса около 10 кг, она приводит в действие управляющие соленоиды. Батарея № 2 обеспечивает током измерительную систему, а также дублирующие системы для повышения надежности. Ее емкость около 21 ампер-часа, масса около 25 килограмм. Система аварийной ликвидации носителя (Range Safety System) может приводиться в действие любой из двух батарей.

Перед полетом электроснабжение осуществляется от наземных источников, которые снабжают обе системы постоянным напряжением 28 вольт. Электроэнергия подается для нагревателей, воспламенителей и клапанов, не используемых в полете. Энергия передается по главным шинам. Передаточный переключатель переключается питание с наземных источников на батареи ступени. Он приводится в действие мотором и проверяется несколько раз перед пуском. Командные сигналы, принимаемые от инструментального блока, усиливаются и передаются на различные реле, с помощью которых осуществляется программа полета. Распределители содержат контрольные и управляющие цепи, отслеживающие работу двигательной системы. Специальные цепи отслеживают тягу двигателей; чтобы двигатель был отключен, два из трех ключей должны выдать соответствующую команду. Временной распределитель отвечает за запрограммированные задержки в работе клапанов и других электромеханических устройств. Распределители измерительной системы перенаправляют данные от измерительных устройств и оборудования для выдачи в форме телеметрии.

Инструментальная система

Инструментальная система ступени проводит измерения и передает информацию о системах и компонентах, а также данные о внутренних и внешних параметрах окружающей среды. Она параллельно осуществляет на ступени приблизительно 900 измерений, включая измерения положений клапанов, уровни топлива, температуры, напряжения, давления. Измерения передаются в форме телеметрии по коаксиальному кабелю на наземное оборудование и по радио — на наземные станции слежения. Инструментальная система состоит из измерительной системы, телеметрической системы и системы слежения за доплеровским смещением. Удаленная автоматическая система калибровки обеспечивает быстрый удаленный контроль за измерительной и телеметрической системами.

Измерительная система сообщает информацию об окружающей среде и о реакции ступени на нее. Система состоит из комплекса датчиков, распределителей, обработчиков сигналов, бортовых блоков системы удаленной калибровки. Измеряются ускорения, акустические нагрузки, токи, потоки жидкостей, углы полета ступени, давления, скорости вращения, напряжения, температуры, вибрации, расстояния.

Телеметрическая система. Телеметрия — способ удаленного получения полетной информации по радиоканалу. Телеметрическая система ступени включает шесть радиоканалов. Большинство компонентов системы располагаются на двигательной установке. Радиопередатчики и магнитофон находятся на передней юбке. Телеметрические данные транслируются через две антенные системы. Каналы F1, F2 и F3 — идентичные узкополосные системы частотной модуляции, передающие данные о механических напряжениях, температурах и давлениях. Система передает 234 измерения попеременно и 14 измерений в непрерывном режиме. Данные могут отправляться 120 или 12 раз в секунду. Каналы S1 и S2 передают широкополосный модулированный по частоте сигнал датчиков вибрации. Каждый канал поддерживает 15 линий непрерывной передачи или 75 мультиплексных линий. Калибратор телеметрии периодически посылает сигналы известного напряжения в систему, их прием на станциях слежения дает точку отсчета и позволяет точнее интерпретировать данные. При разделении ступеней работа двигателей осадки второй ступени и тормозных двигателей ухудшает качество приема телеметрии. Проблема решается с помощью магнитофона, установленного на передней юбке, который записывает данные и отсылает их в систему телеметрии с задержкой. Команды на магнитофон выдаются цифровым компьютером в инструментальном блоке.

Система слежения за доплеровским смещением измеряет скорость приближения или удаления от станции слежения. При этом измеряется полный доплеровский сдвиг частоты постоянного сверхвысокочастотного сигнала, передаваемого на ступень с земли. Сигнал принимается транспордером ступени, преобразуется и отсылается обратно на землю. Переизлученный сигнал принимается на трех станциях слежения одновременно. Для приема и пересылки сигнала используются отдельные антенны, установленные на ступени.

Система разделения

Разделением со второй ступенью управляет дублированная система. В компьютере инструментального блока запрограммированы команда взведения системы и отдельно — команда запуска системы. После исчерпания жидкого кислорода по команде компьютера блоки взведения накапливают электрический заряд, необходимый для запуска. По команде запуска высоковольтный заряд пропускается через проволочные мосты взрывателей, приводя их в действие. Два пироустройства установлены на второй ступени для разделения ступеней и восемь (начиная с «Аполлона-15» — четыре) на первой ступени для запуска тормозных двигателей.

Система аварийной ликвидации (Range Safety System)

Задача системы — обеспечить возможность прервать полет с земли в случае аварии. Для прерывания полета двигатели выключаются, баки ступени вскрываются и топливо распыляется. Это необходимо при аварии, чтобы ступень с полными топливными баками не причинила при падении значительного ущерба на земле. Система дублирована, она состоит из двух независимых систем, каждая из которых включает электронику и пиротехнические средства. Полет прерывается по соответствующей радиокоманде с земли. Частотно-модулированный радиосигнал поступает с наземного передатчика на антенны приемника команд системы ликвидации. Преобразованный сигнал останавливает двигатели и взводит блок подрыва взрывателей. Второй сигнал с земли поджигает пирошнуры, которые приводят в действие линейные заряды, расположенные на боковой поверхности каждого из баков. Подрыв зарядов приводит к вскрытию баков и распылению топлива.

Конртольная система давления

Система подает газообразный азот для пневмоклапанов топливной системы и продувки различных систем двигателей. Интегрированная система состоит из бортовой контрольной системы, наземной контрольной системы, и бортовой системы продувки.

Бортовая контрольная система состоит из азотного баллона высокого давления, магистралей для наполнения баллона и для распределения газа и клапанов на распределительных линиях. Баллон из титанового сплава имеет объем 35 литров и рассчитан на максимальное давление 340 атмосфер. Баллон заполняется и опорожняется через общий клапан. Во время подготовки к пуску он предварительно заполняется до давления 110 атмосфер, этого давления хватает для любых предпусковых операций. В последний час перед пуском баллон заполняется до максимального давления. Распределительная система магистралей содержит фильтры, клапаны, регулятор давления и другое оборудование. Имеются магистрали, соединяющие баллон с наземными коммуникациями и клапанами по всей ступени.

Наземная контрольная система обеспечивает давление в системе для пневмоклапанов ступени. Это клапаны заправки и дренажа топлива, а также клапаны аварийного отключения двигателей. Наземная система выполняет дублирующие функции на случай аварии, а также экономит бортовой запас азота.

Бортовая система продувки состоит из трех бортовых баллонов высокого давления, аналогичных баллону контрольной системы, а также трубопроводов и магистрали для заполнения баллонов. Трубопроводы направляют газ к системам продувки двигателей и калориметра. Эти системы удаляют протекшие компоненты топлива и необходимы от момента заправки до окончания полета ступени.

Система контроля окружающей среды

Система защищает оборудование ступени от предельных температур в области передней юбки и двигательного отсека, а также обеспечивает продувку азотом во время операций перед зажиганием и самого зажигания. Воздух с заданной температурой начинает подаваится от наземного блока кондиционирования воздуха за 14 часов до пуска и прекращает подаваться за 6 часов до пуска. После этого газообразный азот из воспомогательного блока подается в систему и используется для продувки и кондиционирования передней юбки и двигательного отсека вплоть до отсоединения наземных магистралей во время пуска. Распределительная магистраль подает с земли воздух и газообразный азот через соответствующие отверстия для поддержания требуемой температуры в двигательном отсеке. Система также вентилирует воздухом и азотом контейнеры с электрооборудованием в передней юбке для поддержания требуемой температуры. Из контейнеров воздух поступает вовнутрь юбки.

Инструменты визуального контроля

Основная статья: Кинокамеры на ступенях ракет серии «Сатурн»

Инструменты визуального контроля устанавливались на первых двух летных ступенях, в полетах «Аполлона-4» и «Аполлона-6». Их задача — обеспечить наблюдение за критически важными функциями ступени перед и во время наземных огневых испытаний и в условиях полета.

Кинокамеры в количестве 4 штук установлены в передней юбке. Две цветные камеры обеспечивают наблюдение за внутренней частью бака окислителя, показывая поведение жидкого кислорода, возможные волны, плескание и «водопады» внутри бака. Две других камеры показывают процесс разделения первой и второй ступени. Капсулы с пленкой выбрасываются через 25 секунд после отделения ступени, опускаются на парашютах на воду и вылавливаются. Капсулы снабжены теплозащитой, радио- и оптическим маяком.

Телевизионная система передает 4 вида на двигательный отсек, показывая работу двигателей и других систем во время от заправки до отделения ступени. Система состоит из двух камер и двух разветвляющихся оптоволоконных систем. Экстремальные значения теплопотоков, акустических нагрузок и вибрации препятствуют установке камер вблизи двигателей. Поэтому видеоизображение передается по оптоволоконным кабелям к камерам, которые устанавливаются в двигательном отсеке. Для защиты объективов используются кварцевые стекла. Для защиты от оседающей сажи стекла продуваются азотом и протираются. Частота съемки — 30 кадров в секунду, соседние кадры комбинируются попарно, давая частоту 15 кадров в секунду. Частотно-модулирующий передатчик мощностью 2,5 ватт передает сигнал на антенну типа «волновой канал», закрытую защитным кожухом.

Построенные ступени

S-IC_Assembly.jpg
Сборочный цех для ступеней S-IC в г. Мичуд. (с) НАСА [7]
Номер Дата пуска Полет Текущее местонахождение Примечания
S-IC-T Испытательная ступень для статических огневых испытаний Экспонируется в составе ракеты в Космическом центре им. Кеннеди, м. Канаверал
S-IC-S Испытательная ступень для структурных испытаний (не имеет двигателей) Неизвестно (последний раз видели в Космическом центре им. Маршалла)
S-IC-F Испытательная ступень для проверок сборочного и пускового комплексов Неизвестно
S-IC-D Испытательная ступень для наземных динамических испытаний Экспонируется в составе ракеты в U.S. Space & Rocket Center, Хантсвилл, Алабама
S-IC-1 9 ноября 1967 года «Аполлон-4» Атлантический океан Изготовлена в Космическом центре им. Маршалла; установлены гасители колебаний «пого» в магистралях горючего периферийных двигателей
S-IC-2 4 апреля 1968 года «Аполлон-6» Атлантический океан Изготовлена в космическом центре им. Маршалла
S-IC-3 21 ноября 1968 года «Аполлон-8» Атлантический океан
S-IC-4 3 марта 1969 года «Аполлон-9» Атлантический океан Тяга маршевых двигателей на уровне моря увеличена с 680 до 690 тонн
S-IC-5 18 мая 1969 года «Аполлон-10» Атлантический океан
S-IC-6 16 июля 1969 года «Аполлон-11» Атлантический океан
S-IC-7 14 ноября 1969 года «Аполлон-12» Атлантический океан
S-IC-8 11 апреля 1970 года «Аполлон-13» Атлантический океан
S-IC-9 31 января 1971 года «Аполлон-14» Атлантический океан
S-IC-10 26 июля 1971 года «Аполлон-15» Атлантический океан Число тормозных двигателей уменьшено с 8 до 4
S-IC-11 16 апреля 1972 года «Аполлон-16» Атлантический океан
S-IC-12 7 декабря 1972 года «Аполлон-17» Атлантический океан
S-IC-13 14 мая 1973 года «Скайлэб»          Атлантический океан Запущена в составе ракеты «Сатурн ИНТ-21»; маршевые двигатели включались по схеме 1-4 (а не 1-2-2) для уменьшения нагрузки на монтировку астрономического блока
S-IC-14 не использована Экспонируется в составе ракеты в Космическом центре им. Джонсона, Хьюстон, Техас Предназначалась для «Аполлона-18/-19»
S-IC-15 не использована Экспонируется на заводе в Мичуде, Новый Орлеан Предназначалась для запасного экземпляра «Скайлэба»

[1]

Unless otherwise stated, the content of this page is licensed under Creative Commons Attribution-ShareAlike 3.0 License