새턴 C-2
Saturn C-2| 함수 | 프로젝트 Horizon 및 아폴로 출시 |
|---|---|
| 원산지 | 미국 |
| 크기 | |
| 높이 | 224.6피트(68.5m) (페이로드 미포함 |
| 지름 | 21.4피트(6.5m) |
| 미사 | 총 1367,000 파운드(620,000 kg) (LEO까지) |
| 역량 | |
| 페이로드와 LEO 연결 | |
| 미사 | 47,300파운드(21,500kg) |
| 페이로드 투 문 | |
| 미사 | 14,900파운드(6,800kg) |
| 연합 로켓 | |
| 가족 | 토성 |
| 실행 기록 | |
| 상태 | 연구, 개발되지 않음 |
| 시작 사이트 | 케네디 우주 센터 |
| 1단계 – S-I | |
| 높이 | 80.3피트(24.5m) |
| 지름 | 21.4피트(6.5m) |
| 빈 질량 | 99,800파운드(45,300kg) |
| 총질량 | 953,900파운드(432,700kg) |
| 전원 공급 기준 | 8 H-1 |
| 최대 추력 | 150만 파운드-힘(6,700 kN) |
| 특정충동 | 289초 |
| 굽는 시간 | 150초 |
| 추진제 | RP-1 / LOX |
| 2단계 – S-II[1] | |
| 높이 | 74.0피트(22.6m) |
| 지름 | 21.6피트(6.6m) |
| 빈 질량 | 30,000 파운드 (14,000 kg) |
| 총질량 | 22만 파운드 (10만 kg) |
| 전원 공급 기준 | J-2 4 |
| 최대 추력 | 80만 파운드-힘(3,600 kN) |
| 특정충동 | 300초 |
| 굽는 시간 | 100초 |
| 추진제 | LH2 / LOX |
| 3단계 – S-IV | |
| 높이 | 40.0피트(12.2m) |
| 지름 | 18.0피트(5.5m) |
| 빈 질량 | 11,500파운드(5,200kg) |
| 총질량 | 111,500 파운드 (50,600 kg) |
| 전원 공급 기준 | 6 RL10 |
| 최대 추력 | 9만 파운드-힘(400 kN) |
| 특정충동 | 410초 |
| 굽는 시간 | 482초 |
| 추진제 | LH2 / LOX |
| 4단계 – S-V(센타우르-C) | |
| 높이 | 30.0피트(9.1m) |
| 지름 | 10.0피트(3.0m) |
| 빈 질량 | 4,400파운드(2,000 kg) |
| 총질량 | 34,300파운드(15,600kg) |
| 전원 공급 기준 | 2 RL10 |
| 최대 추력 | 30,000파운드힘(130kN) |
| 특정충동 | 410초 |
| 굽는 시간 | 430초 |
| 추진제 | LH2 / LOX |
토성 C-2는 1959년부터 1962년까지 연구된 토성 C 시리즈의 두 번째 로켓이었다.2만1500kg(4만7300lb)을 지구 저궤도로 발사하고 6800kg(1만4900lb)을 달로 보낼 수 있는 4단 발사체를 위한 설계였다.[2]
C-2 설계 개념은 제안된 승무원용 회항 비행과 지구 궤도 랑데부(EOR) 임무를 위한 것이었다.처음에는 가능한 한 빠른 날짜(1967년)에 아폴로 달 착륙을 위해 고려되었다.
차량 출시 요구 사항
1960년 9월 30일, NASA 본부에서 제4차 우주 탐사 프로그램 협의회가 열렸다.토성의 개발과 이용에 관한 연구 결과는 애드혹 토성 연구 위원회에서 발표하였다.
이 연구의 목적은 다음을 결정하는 것이었다.
- 토성 C-2 발사 차량을 언제 개발해야 하는지 여부.
- 만약 미션과 우주선 계획이 토성 차량 개발 일정과 일치한다면.
NASA FY1962 예산에 변화가 고려되지 않았기 때문에 위원회는 새턴 C-2 개발이 예정대로 진행되어야 한다고 권고했다([3]FY 1962년 S-II 단계 계약, 1965년 첫 비행).
C-2는 아폴로호가 승무원들을 태운 원곡선 임무, 달 미완성 탐사, 화성 및 금성 궤도 비행기와 캡슐 착륙선, 다른 행성과 비촉매 탐사, 그리고 핵 상층부의 궤도 시작에 필수적일 것이다.토성 프로그램에 대한 토론 중에 다음과 같은 몇 가지 주요 문제가 제기되었다.
- 완전한 아폴로 우주선의 궤도 적격성을 위한 새턴 C-1 발사체의 적정성이 문제였다.C-1은 5,100 파운드의 명령 모듈을 발사하는 데 사용될 수 있지만, 명령 모듈 무게는 8,000 파운드나 되는 조지 M까지 증가할 가능성이 있었다.NASA 본부의 로우 사령관은 아폴로 프로그램에 대한 비판적인 검토에서 C-2 발사체의 탑재량 한도 내에서 원주 임무용 우주선이 건설될 수 있다고 지적했다.개발 우주선과 생산 우주선 모두 토성 일정에 맞출 수 있을 것이다.
- 첫 번째 아폴로 비행 전에 많은 기초 연구가 필요할 텐데, 특히 재진입 난방 문제가 큰 관심사였다.Low는 양성자 빔 이벤트에 대한 예측 기준이 개발되어 방사선 피폭 문제에 관한 한 안전한 승무원 회항 비행이 가능했다는 점에 주목했다.
- 아폴로 프로그램을 지원하기 위한 추가 인력의 필요성과 가용성에 대해서도 우려를 표명했다.
구성 변경
1961년 동안 토성 C-x 구성은 매달 바뀌는 것 같았다.1961년 2월, C-2 설계는 S-II 2단계를 이용하여 지구 탈출 임무를 위한 3단계 차량으로 최종 확정되었다.저지구 궤도에서 달 우주선을 조립하려면 C-2의 15번의 발사 및 랑데부(랑데부)가 필요했을 것으로 계산됐다.1961년 5월까지, 보다 강력한 차량이 원거리 임무에 필요하게 되었고, 따라서 C-2는 토성 C-3에 유리하게 떨어지게 되었다.C-2 차량의 추가 개발은 1961년 6월 23일에 취소되었다.[4]
출시 차량 디자인
원래의 새턴 C-2 설계(1959-1960)는 4단 발사 차량으로, 8대의 로켓디네 H-1 엔진을 사용한 S-I 1단계를 사용하다가 나중에 새턴 1단 위를 비행했다.육군의 원래 설계는 2단계로 J-2엔진 2개가 탑재된 S-III단계를 사용했으며, 토성 프로그램이 NASA로 이관된 후 2단계를 J-2엔진 4개를 사용하여 S-II 2단계로 대체했다.S-III 단계는 S-II의 꼭대기에 추가되어 C-2를 5단계의 토성 C-3으로 변환했을 것이다.이후 S-II 단계에 다섯 번째 J-2 엔진이 추가되어 토성 C-5에 사용되었고, 결국 토성 V 발사체로 개발되었다.
나중에 토성 I에 비행된 S-IV는 세 번째 C-2 단계와 네 번째 C-3 단계로 사용될 예정이었고, S-V 센타우르스는 네 번째 C-2 단계가 될 것이다.이 S-V/센타우르스 무대는 어떤 토성 로켓에서도 결코 날지 못하지만, 아틀라스와 타이탄 발사 차량에서는 사용될 것이다.센타우르스는 여전히 아틀라스 V와 델타 4의 파생 델타 극저온 2단계(DCSS)에서 사용되고 있다.어드밴스트 극저온 진화된 스테이지(Advanced Cryogenic Evolution Stage)는 벌컨 로켓의 상부 스테이지 대체품으로 가장 최근에 제안된 파생 모델이다.
참조
- 인라인 인용구
- ^ 이것은 다섯 번째 J-2 엔진을 추가한 새턴 V에 사용된 더 큰 S-II 단계가 아니다.
- ^ "Saturn C-2". Astronautix.com. Archived from the original on 17 June 2012. Retrieved 5 March 2013.
- ^ Bilsten, Roger E. (1980). Stages to Saturn. NASA SP-4206. pp. 48–53.
- ^ Bilsten, Roger E. (1980). Stages to Saturn. NASA SP-4206. p. 58.
- 참고 문헌 목록
- 빌스타인, 로저 E, 스테이지 투 토성, 미국 정부 인쇄소, 1980.ISBN 0-16-048909-1.토성 발사 차량의 진화, 설계 및 개발에 대한 우수한 설명.
- 스툴링거, 에른스트, 외, 우주 공학 및 과학:1964년 뉴욕의 Peenemuende에서 McGraw-Hill까지.
- NASA, "조기 유인 달 착륙을 위한 지구 궤도 랑데부," pt. I, "애드혹 작업 그룹 연구의 요약 보고서" [히튼 보고서], 1961년 8월.
- 데이비드 S.아켄스, 토성 일러스트레이티드 크로노로지: 토성의 첫 11년, 1957년 4월 ~ 1968년 4월 5일, MHR-5 (Huntsville, AL : MSFC, 1971년 1월 20일)
- 자유 귀환 궤도 시뮬레이션, 로버트 A.2008년 8월 브라유니그
- 우주비행사 C-2 백과사전
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