Почему у Сатурна-5 горела задница?

Saturn V

Mark Wade Encyclopedia Astronautica most complete resource for rockets spacecraft launch vehicles astronauts cosmonauts spaceflight engines space history exploration

// www.friends-partners.org

 

Apollo 4 Spacecraft: Apollo CSM. Payload: Apollo CSM 017. Mass: 36,656 kg.

---

Apollo 6 Spacecraft: Apollo CSM. Payload: Apollo CM 020/ SM 014. Mass: 36,806 kg.
Apollo 6 (AS-502) was launched from Complex 39A at Kennedy Space Center. The space vehicle consisted of a Saturn V launch vehicle with an unmanned, modified Block I command and service module (CSM 020) and a lunar module test article (LTA-2R).

---

 

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/ejeg/1969/69.html
Запуск корабля был произведен в расчетное время 21 декабря в 12 час. 51 мин. (Т - 0) ракетой-носителем «Сатурн V» (AS-503) со стартовой площадки А комплекса № 39 на мысе Кеннеди. На борту находились космонавты Фрэнк Борман (командир корабля), Джеймс Ловелл (пилот ОБК) и Уильям Андерс (пилот ЛО). Стартовый вес ракеты-носителя с полезной нагрузкой составлял 2821 т, общий вес полезной нагрузки - 43 815 кг, в т. ч. ОБК - 28 870 кг (ОЭ - 5620 кг, ДО -23 250 кг), САС - 4037 кг, переходник -1882 кг и экспериментальный образец ЛО (LTA-B) - 9026 кг.

28 870 + 9026 = 37 896 кг

 

http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/4-2.html
Основные весовые характеристики
корабля Apollo-9 (кг)

Командный отсек 5 627
Служебный отсек 16 416
Лунный корабль 14 508

---

Суммарный вес 36 551
Система аварийного спасения 2 950
Переходник крепления Apollo 1 863

 

CSM 26,801 kg;
LM 14,575 kg

 

Apollo 9

Apollo 9 manned space flight mission

// www.astronautix.com

 

1969 Mar 3 - Apollo 9 Flight Crew: McDivitt, Schweickart, Scott, Spacecraft: Apollo CSM, Apollo LM. Payload: Apollo CSM 104 / Apollo LM 3 / Saturn S-IVB-504N. Mass: 36,511 kg. Nation: USA. Launch Site: Cape Canaveral . Launch Vehicle: Saturn V. Duration: 10.04 days. Perigee: 185 km. Apogee: 187 km. Inclination: 32.6 deg. Period: 88.6 min.

 

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-1.html
Днище и стенки бака покрыты теплоизоляцией, сокращающей потери водорода на испарение на стартовой позиции и в полете до 6% в 1 ч и уменьшающей температурные напряжения в оболочке бака.

Теплоизоляция водородного бака второй ступени

Жидкий водород, используемый в качестве горючего во второй ступени, имеет температуру кипения —253° С (20° К); для уменьшения подвода тепла к нему наружная стенка бака покрыта теплоизоляцией слоистой конструкции.

Низкая температура силовой конструкции бака позволила повысить допустимые напряжения и получившийся выигрыш в весе скомпенсировал значительную часть веса теплоизоляции.

Учитывалась возможность проникновения воздуха в теплоизоляцию и при его фракционном сжижении образование значительного количества конденсированного кислорода. Теплоизоляционные материалы являются органическими соединениями и чувствительны к контакту с жидким кислородом.

Во избежание проникновения воздуха теплоизоляция снаружи покрывается герметизирующей пленкой, а внутри продувается гелием. Однако, продувка гелием увеличивает коэффициент теплопередачи и ухудшает ее свойства.

Теплоизоляция рассчитана так, чтобы в процессе взлета и разгона ракеты поглощаемое водородом количество тепла было меньше 45 400 ккал. Толщина теплоизоляции с учетом влияния на коэффициент теплопередачи продувки гелием была принята равной 40,6 мм.

Теплоизоляция сотовой конструкции из стеклопластика с полиуретановым наполнителем. Слоистая оболочка из найлона, пропитанного фенольной смолой, предохраняет пенопластовую изоляцию от действия высокой температуры, достигающей 185° С на наружной поверхности бака. Теплоизоляция сверху покрыта герметизирующей тадларовой пленкой.

Из-за высокой пожароопасности, возникающей при применении жидкого водорода, было принято, что все теплоизолирующие материалы должны обладать свойством самопотухания при поджигании в атмосфере.

В процессе испытаний различных образцов теплоизоляции было установлено, что любые значения концентрации жидкого кислорода, превышающие 20%, являются опасными. Поэтому продувка теплоизоляции гелием является необходимой.
Экспериментально полученный коэффициент теплопроводности теплоизоляции толщиной 40,6 мм с продувкой гелием равен 0,093 ккал/м·ч·град. Для вакуумируемой теплоизоляции коэффициент теплопроводности меньше 0,0248 ккал/м·ч·град.

 

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/ejeg/1970/70.html
Стартовый вес ракеты-носителя с полезной нагрузкой составлял 2935,93 от, общий вес полезной нагрузки - 42 430 кг, в т. ч. корабль-36 550 кг. Запуск был проведен в расчетное время в 16 час 00 мин6 3 марта

 

Гость Сб Окт 01, 2005 06:03

Уважаемые форумчане, сразу скажу что в вопросе о высадке своей позиции, за недостатком информации, не имею, однако один вопрос по теме мучит - уж очень нештатно выглядит факел первой ступени Сатурна.

Форумы Авиабазы

Может, кто-либо из специалистов не сочтет за труд оценить "штатность" работы первых ступеней вышеизображенных ракет?
Если это пожар, мог ли он быть предусмотренным "аварийным" режимом, может в случае пожара он гасился мощной системой тушения (ставилась же такая на Н1) и ступень могла "протянуть" до отсечки с "контролируемым" пожаром?
Если это не пожар, почему пламя "лижет" низ ракеты? Непонятно и интересно.

---

Гость Сб Окт 01, 2005 06:10

Может, это просиходит в разреженной атмосфере при сильного расширения струи? А "нормальная" ракета просто сфотографирована в первые секунды полета?

---

Дмитрий В. Чт Окт 06, 2005 08:03

Anonymous писал(а):

Может, это просиходит в разреженной атмосфере при сильного расширения струи? А "нормальная" ракета просто сфотографирована в первые секунды полета?

 

Совершенно верно, когда атмосферное давление становится меньше, чем давление на срезе сопла (режим "перерасширения"), как раз и происходит подобное явление (выхлопные газы истекают как бы вверх от среза сопла). Например, для 11к25, газы "поднимались" вверх на десяток метров (ЕМНИП) от плоскости торцевого шпангоута хвостового отсека. Ничего нештатного в таком явлении нет.

---

STEP Чт Окт 06, 2005 12:31

Рыжее пламя, это форсы от РДТТ отжима топлива у второй ступени (находятся на переходном отсеке между первой и второй ступенями). Сатурн V имел разделение ступеней по холодной схеме. Мехду окончанием работы первой и началом работы второй проходило некоторое время с наступлением невесомости. Для включения двигателей второй ступени необходимо было отжать топливо к нижним днищам баков, дабы они (двигатели) не "захлебнулись". Для этого и существовали 8 РДТТ по периметру переходного отсека. Таким образом эти "пожары" случались в каждом полете.
Уважаемому автору инсинуаций надо лучше изучать матчасть