 サターンII提案：INT-17、INT-18、INT-19 | |
| 機能 | 軌道打ち上げ機 |
|---|---|
| メーカー | ノースアメリカン（S-II） ダグラス（S-IVB） |
| 原産国 | アメリカ合衆国 |
| サイズ | |
| 高さ | 167フィート (51 m) |
| 直径 | 33フィート (10 m) |
| 質量 | 1,112,000～4,178,200ポンド（504,400～1,895,200 kg） |
| 段 | 2 |
| 容量 | |
| LEOへのペイロード（100海里（185km）、傾斜角28度） | |
| 質量 | 47,000～146,400ポンド（21,300～66,400 kg） |
| 関連ロケット | |
| ファミリー | サターン |
| 派生作品 |
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| 打ち上げ履歴 | |
| ステータス | 1966年の研究 |
| 発射場 | ケネディ宇宙センター 発射施設39 |
| 打ち上げ総数 | 0 |
| ブースター（INT-18）- UA1207 | |
| ブースターの数 | 2基または4基 |
| 動力 | 1 |
| 最大推力 | 1,600,000 lbf (7,100 kN) SL |
| 全推力 | 3,200,000 lbf (14,000 kN) または 6,400,000 lbf (28,000 kN) SL |
| 比推力 | 272秒 |
| 燃焼時間 | 120秒 |
| 推進剤 | APCP |
| 第1段（INT-17）- S-II - INT-17 | |
| 高さ | 81.49フィート (24.84 m) |
| 直径 | 33.0フィート (10.1 m) |
| 空重量 | 105,000ポンド (48,000 kg) [注1] |
| 総質量 | 1,091,000ポンド (495,000 kg) [注1] |
| 動力 | 7 HG-3-SL |
| 最大推力 | 1,334,000 lbf (5,930 kN) SL |
| 比推力 |
|
| 燃焼時間 | 200秒 |
| 推進剤 | LH2 / LOX |
| 第1段（INT-18）- S- | |
| 高さ | 81.49フィート (24.84 m) |
| 直径 | 33.0フィート (10.1 m) |
| 空重量 | 86,090ポンド（39,050 kg）[注1] |
| 総質量 | 1,082,000ポンド（491,000 kg）[注1] |
| 動力 | 5ロケットダイン J-2 |
| 最大推力 |
|
| 比推力 |
|
| 燃焼時間 | 390秒 |
| 推進剤 | LH2 / LOX |
| 第2段 – S-IVB -200 | |
| 高さ | 58.3フィート (17.8メートル) |
| 直径 | 21.68フィート (6.61 m) |
| 空重量 | 28,400ポンド (12,900 kg) [注2] |
| 総質量 | 261,900ポンド (118,800 kg) [注2] |
| 動力 | ロケットダイン J-2 1機 |
| 最大推力 | 231,900 lbf (1,032 kN) 真空 |
| 比推力 | 421秒（4.13 km/s）の真空 |
| 燃焼時間 | 475秒 |
| 推進剤 | LH2 / LOX |
サターンII は、1966年にNASA との契約に基づきノースアメリカン・アビエーションが研究した、アポロ月面計画に使用されたサターン Vロケットから派生した、一連のアメリカの使い捨て打ち上げロケットである。[1]この研究の目的は、サターン IBの生産をなくし、サターン V のハードウェアをベースにした低コストの大型打ち上げロケットを製作することであった。ノースアメリカンは、S-ICの第 1 段を取り除いた 3 つのバージョンを研究した。低地球軌道 ペイロード容量が 47,000 ポンド (21,000 kg) の2 段式ロケット INT-17、ペイロードが 47,000 ポンド (21,000 kg) から 146,400 ポンド (66,400 kg) のタイタンUA1204 またはUA1207ストラップオン固体ロケットブースターを追加した INT-18、およびミニットマンミサイルの第 1 段から派生した固体ブースターを使用する INT-19 。
この研究のために、ボーイング社は、自社のS-IC第一段を採用し、ノースアメリカン社のS-II第二段またはダグラス社のS-IVB第三段のいずれかを廃止した、INT-20およびINT- 21と呼ばれる構成も検討しました。予算の制約により、この研究は中止され、軌道上のペイロードにはスペースシャトルのみを使用することになりました。
コンセプト
サターンIBの46,000ポンド（21,000kg）の低地球軌道容量と、サターンVの310,000ポンド（140,000kg）の能力の間には、大きなペイロードのギャップがありました。1960年代半ば、NASAのマーシャル宇宙飛行センター（MSFC）は、サターンファミリーの能力を拡張するためのいくつかの研究を開始しました。NASAはペイロード計算のために100海里（185km）のLEO、28度の傾斜角を指定し、研究では、サターンIBとサターンVのロケットをベースにしたいくつかの改造ロケット（MLV）構成と、改造されたサターンVの段（MS-IC、MS-II、およびMS-IVB） をベースにした中間ペイロード（INT）ロケットを検討しました回答を寄せた企業には、マーティン・マリエッタ（アトラスおよびタイタンロケットの製造者）、ボーイング（S-IC第1段の製造者）、ノース・アメリカン・アビエーション（S-II第2段の製造者）の3社があった。
ノースアメリカン社は、このギャップを埋める最善の方法は、サターンVの第二段であるS-IIを中間打ち上げ機の第一段として利用することだと考えました。サターンIIの基本コンセプトは、サターンIBロケットの生産を中止し、既存のサターンVの部品のみで製造された打ち上げ機に置き換えることでコストを削減することでした。これにより、クライスラー・スペース・ディビジョンのS-IB第一段生産ラインを閉鎖することができ、ロケットシステムのより効率的な統合が可能になります。
設計
サターンIIのベースは、ボーイング製のS-IC第1段を持たないサターンVでした。サターンVの第2段S-IIが第1段となり、サターンIBで使用されていた再起動不可能なS-IVB-200が第2段となりました。S-IIは高高度宇宙空間のほぼ真空状態で動作するように設計されていたため、このような機体は改造なしでは飛行できませんでした。大気圏推力抑制により、5基のロケットダインJ-2エンジンの真空推力1,000,000ポンド力（4,400 kN）は、海面で546,500ポンド力（2,431 kN）に低下し、[2]ペイロードを搭載していなくても、2段の重量1,364,900ポンド（619,100 kg）を地上から持ち上げるには不十分でしたこのため、S-IIはより推力の高いエンジンに換装するか、固体ロケットブースターを追加するか、あるいはその両方を行う必要がありました。もう一つの設計上の変数は、S-IIに搭載される1,005,500ポンド（456,100 kg）の推進剤と、S-IVB段に搭載される241,300ポンド（109,500 kg）の推進剤の量でした。
どのバージョンも生産に入る前に、将来のペイロードをすべてスペースシャトルから打ち上げることを優先するため、サターンのすべての派生型の開発は中止されました。
サターンINT-17
サターンINT-17は、サターンIIロケットの最初のバージョンとして検討されました。第1段の5基のJ-2エンジンを7基の高推力HG-3-SLエンジンに交換し、海面推力1,334,000ポンド力（5,930 kN）を実現しました。986,000ポンド（447,000 kg）のS-II推進剤を200秒で燃焼させます。このロケットは、LEOペイロード能力が92,000ポンド（42,000 kg）で、総重量は1,112,000ポンド（504,000 kg）でした。ペイロードの削減により、構造重量が660ポンド（300 kg）削減され、S-IVB再起動機能を省略することで1,500ポンド（700 kg）の軽量化が実現しました。[3]
この構成は、HG-3-SLが総合的な性能、信頼性、費用対効果の点でJ-2に匹敵できないと判断されたため廃止された。[3]これにより、離陸推力を高めるためにブースター段の追加が必要となった。
サターンINT-18
サターンINT-18は、J-2エンジンを搭載した標準的なS-IIに、2基または4基のタイタンSRBを搭載する計画でした。UA1204およびUA1207ブースターが検討され、UA1207ブースター4基を使用した最大推力構成では、146,000ポンド（66,000 kg）のペイロードを低地球軌道に投入することができました。設計者は、ロケットに搭載する燃料量の変更、S-II段を地上で点火するか、固体燃料で打ち上げ、飛行中に主段を始動させるかを検討しました。2つのバージョンではS-IVB段が省略されました。
以下の構成が研究された：[4]
| 打ち上げ質量 | ブースター | S-II推進剤 | S-IVB推進剤 | ペイロード |
|---|---|---|---|---|
| 2,496,000ポンド (1,132,000 kg) | UA1204 4機 | 474,900ポンド (215,400 kg) | 177,000ポンド (80,300 kg) | 47,000ポンド (21,300 kg) |
| 2,496,000ポンド (1,132,000 kg) | UA1204 4機 | 474,900ポンド (215,400 kg) | 173,100ポンド (78,500 kg) | 50,900ポンド (23,100 kg) |
| 2,271,600ポンド (1,030,400 kg) | UA1207 2機 | 560,000ポンド (254,000 kg) | 177,900ポンド (80,700 kg) | 60,400ポンド (27,400 kg) |
| 2,496,500ポンド (1,132,400 kg) | UA1207 2機 | 769,900ポンド (349,200 kg) | 175,900ポンド (79,800 kg) | 78,000ポンド (35,400 kg) |
| 2,388,000ポンド (1,083,000 kg) | UA1205 2機 | 951,500ポンド (431,600 kg) | 170,600ポンド (77,400 kg) | 89,300ポンド (40,500 kg) |
| 3,462,400ポンド (1,570,500 kg) | 4 UA1205 | 970,900ポンド (440,400 kg) | 170,600ポンド (77,400 kg) | 114,000ポンド (51,700 kg) |
| 4,178,200ポンド (1,895,200 kg) | 4 UA1207 | 984,800ポンド (446,700 kg) | 166,900ポンド (75,700 kg) | 146,400ポンド (66,400 kg) |
| 3,254,500ポンド (1,476,200 kg) | 4 UA1205 | 984,800ポンド (446,700 kg) | S-IVBなし | 86,000ポンド (39,000 kg) |
| 3,923,300ポンド (1,779,600 kg) | 4 UA1207 | 984,800ポンド (446,700 kg) | S-IVBなし | 97,000ポンド (44,000 kg) |
サターンINT-19
サターンINT-19は、ミニットマンミサイルの第1段から派生した小型の固体燃料補助ロケットを使用し、S-IIの推力を補う予定だった。4基から12基の固体燃料補助ロケットを使用し、一部は打ち上げ時に始動し、一部は飛行中に始動し、サターン段の燃料積載量も変化する11通りの構成が検討された。S-II段は、J-2-SLエンジンに低膨張比ノズルを取り付け、海面推力を1基あたり174,400ポンド力（776 kN）に増強する改造が施される予定だった。最大推力構成では、12基の補助ロケットを使用し、打ち上げ時に8基、最初のグループが切り離された後に4基を始動する。この構成では、75,400ポンド（34,200 kg）のペイロードをロケットに打ち上げることが可能だった。[1]
以下の構成が研究された：[5]
| 打ち上げ質量 | ブースター、打ち上げ | ブースター、ラウンド1 | ブースター、ラウンド2 | S-II推進剤 | S-IVB推進剤 | ペイロード |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 723,800ポンド (328,300 kg) | 0 | 0 | 0 | 414,900ポンド (188,200 kg) | 170,000ポンド (77,100 kg) | 12,100ポンド (5,500 kg) |
| 1,021,800ポンド (463,500 kg) | 2 | 2 | 0 | 479,900ポンド (217,700 kg) | 177,000ポンド (80,300 kg) | 29,100ポンド (13,200 kg) |
| 1,277,800ポンド (579,600 kg) | 4 | 2 | 0 | 612,000ポンド (277,600 kg) | 168,900ポンド (76,600 kg) | 44,300ポンド (20,100 kg) |
| 1,277,800ポンド (579,600 kg) | 4 | 4 | 0 | 521,800ポンド (236,700 kg) | 161,000ポンド (73,000 kg) | 39,900ポンド (18,100 kg) |
| 1,593,700ポンド (722,900 kg) | 6 | 2 | 0 | 810,900ポンド (367,800 kg) | 168,900ポンド (76,600 kg) | 60,000ポンド (27,200 kg) |
| 1,593,700ポンド (722,900 kg) | 6 | 4 | 0 | 702,000ポンド (318,400 kg) | 172,000ポンド (78,000 kg) | 59,100ポンド (26,800 kg) |
| 1,618,600ポンド (734,200 kg) | 6 | 4 | 2 | 649,900ポンド (294,800 kg) | 179,000ポンド (81,200 kg) | 50,900ポンド (23,100 kg) |
| 1,593,700ポンド (722,900 kg) | 6 | 6 | 0 | 603,800ポンド (273,900 kg) | 173,900ポンド (78,900 kg) | 56,000ポンド (25,400 kg) |
| 1,910,700ポンド (866,700 kg) | 8 | 4 | 0 | 905,900ポンド (410,900 kg) | 177,900ポンド (80,700 kg) | 63,500ポンド (28,800 kg) |
| 1,910,700ポンド (866,700 kg) | 8 | 4 | 0 | 905,900ポンド (410,900 kg) | 166,900ポンド (75,700 kg) | 74,300ポンド (33,700 kg) |
| 1,910,700ポンド (866,700 kg) | 8 | 4 | 0 | 905,900ポンド (410,900 kg) | 165,800ポンド (75,200 kg) | 75,400ポンド (34,200 kg) |
参照
注記
- ^ abcd S-II/S-IVB中間段を含む
- ^ ab 計器ユニットを含む
参考文献
- ^ ab 最終報告書 - 改良型サターンV型ロケットおよび中型ペイロードロケット（P-115）の研究（PDF） 。ボーイング宇宙部門。1966年10月。2006年6月14日時点のオリジナル（PDF）からアーカイブ
- ^ “J-2”. www.astronautix.com . 2024年1月18日閲覧。
- ^ ab "Saturn INT-17". www.astronautix.com . 2024年1月18日閲覧。
- ^ “Saturn INT-18”. www.astronautix.com . 2024年1月18日閲覧。
- ^ “Saturn INT-19”. www.astronautix.com . 2024年1月18日閲覧。
