Сравнение Меркурия-Редстоуна (справа) с ракетой Редстоун и Юпитером-С
НАСА выбрало жидкотопливную баллистическую ракету Redstone армии США для своих суборбитальных полетов, поскольку она была старейшей в американском флоте, действовала с 1953 года и имела [1] множество успешных испытательных полетов. [2]
Стандартный военный Redstone не обладал достаточной тягой, чтобы поднять капсулу Mercury на баллистическую суборбитальную траекторию, необходимую для проекта; [2] однако, первая ступень Jupiter-C , которая представляла собой модифицированный Redstone с удлиненными баками, могла нести достаточно топлива, чтобы достичь желаемой траектории. Поэтому эта первая ступень Jupiter-C была использована в качестве отправной точки для конструкции Mercury-Redstone. [3] Однако двигатель Jupiter-C постепенно снимался с вооружения армией, поэтому, чтобы избежать потенциальных осложнений, таких как нехватка деталей или пересмотр конструкции, конструкторы Mercury-Redstone выбрали двигатель Rocketdyne A-7, используемый на последнем военном Redstone. [4] Ганс Пол и Уильям Дэвидсон, инженеры-двигатели из Армейского управления баллистических ракет (ABMA), получили задание модифицировать A-7, чтобы сделать его безопасным и надежным для пилотируемых полетов.
В 1959 году большая часть ABMA была занята проектом Saturn, но те инженеры, которые смогли найти достаточно свободного времени в своем графике, были приглашены для работы над пилотируемым Jupiter-C. В качестве отправной точки наиболее очевидным шагом было избавление от его ступенчатых возможностей, поскольку Mercury-Redstone не будет использовать верхние ступени. Многие из более продвинутых компонентов Jupiter-C также были удалены по соображениям надежности или потому, что они не были нужны для проекта Mercury.
Стандартный Redstone заправлялся 25 процентами воды и 75 процентами этилового спирта с жидким кислородом (LOX), используемым в качестве окислителя, [5] по сути те же самые топлива, что и V-2, но первая ступень Jupiter-C использовала топливо гидин , смесь 60 % несимметричного диметилгидразина (UDMH) и 40 % диэтилентриамина (DETA). [6] Это было более мощное топливо, чем этиловый спирт, но оно также было более токсичным, [7] что могло быть опасным для астронавта в аварийной ситуации на стартовой площадке. [8] Кроме того, гидин никогда не использовался с новым двигателем A-7. [9] Конструкторы Mercury-Redstone отказались от гидина и вернулись к стандартному топливу на основе этилового спирта. Удлиненные топливные баки, таким образом, также были необходимы вместо использования более мощного топлива. [10]
Использование спирта создало проблему с Mercury-Redstone, поскольку графитовые лопатки вектора тяги могли быть разрушены из-за значительно более длительного времени горения, поэтому НАСА выдвинуло требование, чтобы ракеты-носители нуждались в высококачественных лопатках.
Поскольку у ракеты «Меркурий-Редстоун» топливные баки были больше, чем у ракеты «Редстоун», для наддува бака был добавлен дополнительный баллон с азотом, а также дополнительный бак с перекисью водорода для питания турбонасоса из-за более длительного времени горения.
Самым важным изменением в превращении Mercury-Redstone в подходящий корабль для астронавта было добавление автоматической системы обнаружения прерывания полета. [11] В чрезвычайной ситуации, когда ракета должна была потерпеть катастрофический отказ, прерывание запуска активировало бы систему аварийного покидания, прикрепленную к капсуле Mercury, которая быстро выбрасывала бы ее из ускорителя. Астронавт или наземные диспетчеры могли бы инициировать прерывание вручную, [12] но некоторые потенциальные сбои во время полета могли бы привести к катастрофе до того, как прерывание могло бы быть запущено вручную. [13]
Разобранный вид
Автоматическая система обнаружения прерывания полета Mercury-Redstone решила эту проблему, отслеживая характеристики ракеты во время полета. Если она обнаруживала аномалию, которая могла угрожать астронавту, например, потерю управления полетом, тяги двигателя или электропитания, она автоматически прекращала полет, отключая двигатель и активируя систему спасения капсулы. [14] Система прерывания не могла отключить двигатель в течение как минимум 30 секунд после старта, чтобы предотвратить падение неисправной ракеты-носителя на площадку или около нее; в течение первых 30 секунд только офицер безопасности полигона мог прекратить полет. [15] Обзор полетных данных более чем 60 запусков Redstone и Jupiter C с 1953 года использовался для анализа наиболее вероятных режимов отказа этого семейства ракет-носителей. В интересах простоты система обнаружения прерывания должна была быть максимально простой и контролировать только те параметры, которые были жизненно важны для работы ускорителя. Автоматическое прерывание может быть вызвано любым из следующих условий, каждое из которых может указывать на катастрофическую неисправность ракеты-носителя:
Угол тангажа, рыскания или крена отклоняется слишком далеко от запрограммированного профиля полета, [16]
Угол тангажа или рыскания изменяется слишком быстро, [17]
Давление в камере сгорания двигателя падает ниже критического уровня, [18]
Потеря электропитания для системы управления полетом, [19] или
Потеря общего электропитания (включая питание самой системы обнаружения аварийного прекращения), что может указывать на катастрофический сбой. [20]
Возможность мгновенного прерывания была важна, поскольку определенные режимы отказа, такие как потеря тяги при старте (например, третий испытательный полет Redstone в мае 1954 года), могли привести к немедленной катастрофической ситуации. Другие режимы отказа, такие как отклонение от правильной траектории полета или падение давления в камере двигателя во время подъема, не обязательно представляли непосредственный риск для безопасности астронавта, и он мог либо инициировать ручное прерывание, потянув рычаг в капсуле, чтобы активировать систему аварийного спасения, либо наземное управление могло послать команду на ее активацию.
Система безопасности на полигоне была немного изменена, так как между отключением двигателя и уничтожением ракеты должна была быть задержка в три секунды, чтобы дать аварийно-спасательной башне достаточно времени, чтобы увести капсулу. [21]
Схематический вид
Наиболее заметное различие между первой ступенью Jupiter-C и Mercury-Redstone было в секции, расположенной прямо под капсулой Mercury и над топливными баками. Эта секция была известна как кормовая секция , термин, который был унаследован от военного Redstone. (Фактическая задняя часть ракеты называлась хвостовой секцией .) Кормовая секция содержала большую часть электроники и приборов Mercury-Redstone, включая систему наведения, а также адаптер для капсулы Mercury. [22] В военном Redstone и первой ступени Jupiter-C, когда ракета выгорала, ее нижняя часть, содержащая ракетный двигатель и топливные баки, отделялась от кормовой секции и сбрасывалась, а кормовая секция с ее системой наведения направляла верхнюю половину ракеты во время ее баллистического полета без двигателя. Однако в Mercury-Redstone кормовая секция была постоянно прикреплена к нижней части ракеты. [23] После того, как ракета отключится, капсула «Меркурий» отделится от кормовой части и будет полагаться на собственное управление.
Другие изменения были сделаны для повышения надежности Mercury-Redstone. Стандартная инерциальная система наведения ST-80 Redstone была заменена в Mercury-Redstone на более простую автопилот LEV-3. LEV-3, конструкция которой восходит к немецкой ракете V-2 , была не такой сложной и точной, как ST-80, но она была достаточно точной для миссии Mercury, а ее простота делала ее более надежной. [24] Специальный приборный отсек был построен в «кормовой секции» для размещения наиболее важных приборов и электроники, включая систему наведения, системы прерывания и уничтожения, телеметрические приборы и источники электропитания. Чтобы уменьшить вероятность отказа этого оборудования, этот отсек охлаждался перед запуском и поддерживался под давлением во время полета. [25]
Топливные предварительные клапаны были удалены из Mercury-Redstone в интересах повышения надежности, поскольку если бы они закрылись во время запуска, могло бы быть запущено условие отмены. В трех беспилотных полетах было обнаружено, что Mercury-Redstone показал переходный крен 8° в секунду против 4° у ракеты Redstone. Хотя это было ниже переходного крена 12° в секунду, необходимого для запуска отмены, датчик скорости крена был удален из двух пилотируемых полетов, чтобы уменьшить вероятность случайного прекращения (ускоритель по-прежнему сохранял датчик угла крена, который срабатывал бы при 10°).
Mercury-Redstone 1A и Mercury-Redstone 2 оба испытали переускорение в полете, первый из-за проблемы с акселерометром, второй из-за проблемы с регулятором LOX, который перенаправил двигатель окислителем и вызвал прекращение тяги на 1,2 секунды раньше. Система ASIS активировалась, и аварийная башня дернула капсулу, подвергая Хэма , ее пассажира-шимпанзе, высоким перегрузкам. Третий полет, Mercury-Redstone BD , был разработан как инженерное испытание для устранения этих проблем, прежде чем ускоритель можно будет считать пригодным для использования человеком.
Пространство между герметичным отсеком для инструментов и капсулой изначально предназначалось для размещения парашютной системы спасения ракеты, но оно было оставлено пустым после того, как эта система была заброшена. Три беспилотных полета Mercury-Redstone показали высокий уровень вибрации и структурный изгиб в области адаптера, поэтому полет Алана Шепарда включал 340 фунтов свинцового пластика в секции адаптера вместе с дополнительными распорками и ребрами жесткости. После того, как Шепард все еще сообщал о заметной вибрации во время запуска, ускоритель Гаса Гриссома включал еще больше балласта. Ускоритель Atlas, используемый для орбитальных полетов Mercury, также столкнулся с этой проблемой, но с более катастрофическими результатами, поскольку Mercury-Atlas 1 был разрушен в полете из-за структурного отказа, вызванного чрезмерным изгибом в точке, где ускоритель сопрягался с адаптером капсулы. [26]
В общей сложности в конструкцию Redstone было внесено около 800 изменений в процессе адаптации ее к программе Mercury. Процесс оценки Redstone для людей был настолько обширным, что NASA быстро обнаружило, что они используют не готовую ракету, а то, что фактически было совершенно новой, и, таким образом, сводят на нет все данные по оборудованию и летным испытаниям предыдущих запусков Redstone и Jupiter-C. Это вызвало ряд споров между командой фон Брауна в ABMA и NASA, поскольку первая предпочитала просто сделать систему аварийного прекращения полета максимально надежной, чтобы гарантировать, что астронавт будет выведен из неисправной ракеты-носителя, в то время как последняя выступала за максимальную надежность ускорителя, чтобы свести к минимуму вероятность аварийного прекращения полета вообще.
Предлагаемая система спасения парашютом
Первоначально проектировщики Mercury-Redstone планировали, что ракета будет возвращаться на парашюте после ее отделения от капсулы Mercury. Это была первая значительная попытка разработать возвращаемую ракету-носитель и первая, которая достигла фазы испытаний. [27]
Система спасения, находящаяся в верхней части ракеты, использовала бы две ступени парашютов. На первой ступени один парашют диаметром 17 футов (5,2 м) стабилизировал бы падение ракеты и замедлил бы ее спуск. Затем этот парашют вытягивал бы комплект из трех основных парашютов, каждый из которых имел бы ширину 67 футов (20 м). Ракета приземлилась бы в Атлантическом океане, чтобы ее мог поднять корабль. [28]
Чтобы определить осуществимость этой системы, было проведено несколько испытаний на полноразмерном Redstone, включая испытания на удар о воду и плавучесть, а также учения в море, в ходе которых плавающий Redstone был подобран спасательным судном ВМС. Все эти испытания показали, что восстановление ракеты осуществимо. [29] Однако дальнейшая разработка была остановлена из-за отсутствия финансирования, поэтому парашютная система не была испытана. [30]
Рейсы
Полеты Mercury-Redstone обозначались префиксом "MR-". Что сбивает с толку, ускорители Mercury-Redstone, используемые для этих полетов, обозначались таким же образом, обычно с разными номерами. Это обозначение можно увидеть на хвостовой части ракеты (обычно видно на изображениях с полным разрешением, проверьте таблицу ниже).
Две ракеты, MR-4 и MR-6, так и не были запущены. Хотя ходили слухи, что НАСА в самом начале проекта Mercury намеревалось запустить каждого астронавта на суборбитальную миссию перед началом орбитальных полетов Atlas, они закупили только восемь ускорителей Mercury-Redstone, один из которых был поврежден при неудачном запуске MR-1 и не использовался повторно, а другой использовался для полета MR-BD (первоначальный график был рассчитан на один беспилотный полет Mercury-Redstone, один полет с шимпанзе и шесть полетов с экипажем). Поскольку полеты Алана Шепарда и Гаса Гриссома были успешными, а поскольку Советский Союз осуществил два орбитальных пилотируемых космических полета к концу лета 1961 года, не было необходимости продолжать миссии Redstone. [31]
Галерея
Mercury-Redstone перед испытательным запуском на испытательном стенде Redstone в Центре космических полетов им. Маршалла, штат Алабама
Подготовка к запуску MR-3 21 апреля 1961 г. на полигоне LC-5 , мыс Канаверал , Флорида
Запуск MR-3 5 мая 1961 г. (Шепард)
Монтаж усилителя MR-4 на LC-5
Запуск MR-4 21 июля 1961 г. (Гриссом)
В комплексе для посетителей Космического центра имени Кеннеди на острове Мерритт, штат Флорида, выставлена ракета «Меркурий-Редстоун».
РН «Меркурий-Редстоун» на стартовой площадке 5-го комплекса базы ВВС на мысе Канаверал.
Ракета «Меркурий-Редстоун» на выставке в Космическом центре имени Джонсона в Хьюстоне, штат Техас.
Меркурий-Редстоун на острове Космо Хакуи
Mercury Redstone на наземной станции спутниковой связи OTC, Карнарвон
Примечания
↑ Этот новый океан , стр. 122.
^ ab Проект Меркурий-Редстоун , стр. 2-2, 3-1.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 2-2, 3-1, 4-39 по 4-41.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 4-41, 9-5.
^ "V-2".
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 2-2.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 3-2, 4-42.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 9-6.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 4-42.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 2-2, 3-2, 4-42.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 3-2, 9-3.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 5-10, 5-11, 9-4.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 5-2, 9-4.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 5-1, 5-2, 9-4.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 3-5, 5-10.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 5-3, 5-6, 5-17, 5-19.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 5-3, 5-6, 5-17, 5-23.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 5-3, 5-6.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 5-3, 5-6, 5-17.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 5-3, 5-6, 5-10.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 4-39, 4-43, 9-7.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 4-5, 4-6, 9-6.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 3-2, 4-40.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 3-2, 9-7.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 4-5, 4-41.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 3-2, 4-5, 4-21, 4-41.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 6-22, 6-23.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 6-29, 6-30.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 6-33 по 6-39.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 6-23.
↑ Проект «Меркурий-Редстоун» , стр. 6-3, 8-1.
Ссылки
На Викискладе есть медиафайлы по теме «Ускорители Mercury-Redstone».
Кэссиди, Дж. Л.; Джонсон, Р. И.; Левей, Дж. К.; Миллер, Ф. Э. (декабрь 1964 г.). Проект «Меркурий-Редстоун» (PDF) . НАСА.
Свенсон-младший, Лойд С.; Гримвуд, Джеймс М.; Александр, Чарльз К. (1966). Этот новый океан: история проекта «Меркурий». НАСА. Архивировано из оригинала 17 июня 2010 г. Получено 18 апреля 2009 г.
