Saturn IB -Saturn IB

Saturn IB

Tre opsendelseskonfigurationer af Apollo Saturn IB-raketten: intet rumfartøj ( AS-203 ), kommando- og servicemodul (de fleste missioner); og Lunar Module ( Apollo 5 )
Har brug	Apollo rumfartøj udvikling; S-IVB faseudvikling til støtte for Saturn V ; Skylab besætnings løfteraket
Fabrikant	Chrysler ( S-IB ) Douglas ( S-IVB )
Oprindelsesland	Forenede Stater
Størrelse
Højde	141,6 ft (43,2 m) uden nyttelast
Diameter	21,67 ft (6,61 m)
Masse	1.300.220 lb (589.770 kg) uden nyttelast
Niveauer	2
Kapacitet
Nyttelast til LEO (87,5 nmi (162,1 km))
Masse	46.000 lb (21.000 kg)
Starthistorik
Status	Pensioneret
Start websteder	LC-37 og LC-34 , Cape Canaveral LC-39B , Kennedy Space Center
Samlede lanceringer	9
Succes(er)	9
Fejl(er)	0
Første fly	26. februar 1966
Sidste flyvning	15. juli 1975
Personer eller gods transporteret	Ubemandet Apollo CSM Ubemandet Apollo LM Bemandet Apollo CSM
Første etape – S-IB
Højde	80,17 fod (24,44 m)
Diameter	21,42 fod (6,53 m)
Tom masse	92.500 pund (42.000 kg)
Bruttomasse	973.000 pund (441.000 kg)
Drivmiddelmasse	880.500 pund (399.400 kg)
Drevet af	8 × Rocketdyne H-1
Maksimal trækkraft	1.600.000 lbf (7.100 kN)
Specifik impuls	272 sekunder (2,67 km/s)
Brændetid	150 sekunder
Drivmiddel	RP-1 / LOX
Anden etape – S-IVB -200
Højde	58,42 fod (17,81 m)
Diameter	21,42 fod (6,53 m)
Tom masse	23.400 pund (10.600 kg)
Bruttomasse	251.900 pund (114.300 kg)
Drivmiddelmasse	228.500 pund (103.600 kg)
Drevet af	Rocketdyne J-2
Maksimal trækkraft	200.000 lbf (890 kN)
Specifik impuls	420 sekunder (4,1 km/s)
Brændetid	480 sekunder
Drivmiddel	LH 2 / LOX

Saturn IB (udtales "Saturn 1 B", også kendt som den opgraderede Saturn I ) var en amerikansk løfteraket bestilt af National Aeronautics and Space Administration (NASA) til Apollo-programmet . Det opgraderede Saturn I ved at erstatte S-IV andet trin (90.000-pund-kraft (400.000 N), 43.380.000 lb-sek. total impuls) med S-IVB (200.000-pund-kraft (890.000 N), 900.000 lb -sek. total impuls). S - IB første trin øgede også SI -basislinjens fremdrift fra 1.500.000 pund-kraft (6.700.000 N) til 1.600.000 pund-kraft (7.100.000 N) og drivmiddelbelastning med 3,1 %. Dette øgede Saturn I's kapacitet i lav kredsløb om jorden fra 20.000 pund (9.100 kg) til 46.000 pund (21.000 kg), nok til tidlige flyvetests af et halvt brændt Apollo kommando- og servicemodul (CSM) eller et fuldt brændt Apollo Lunar Module (LM), før den større Saturn V , der skulle bruges til måneflyvning, var klar.

Ved at dele S-IVB øverste trin gav Saturn IB og Saturn V en fælles grænseflade til Apollo-rumfartøjet. Den eneste store forskel var, at S-IVB på Saturn V kun brændte en del af sit drivmiddel for at opnå kredsløb om Jorden, så det kunne genstartes til trans-lunar injektion . S-IVB på Saturn IB havde brug for alt dets drivmiddel for at opnå Jordens kredsløb.

Saturn IB lancerede to ubemandede CSM suborbitale flyvninger til en højde af 162 km, en ubemandet LM orbital flyvning og den første bemandede CSM orbital mission (først planlagt som Apollo 1 , senere fløjet som Apollo 7 ). Det lancerede også en orbital mission, AS-203 , uden nyttelast, så S-IVB ville have resterende flydende brintbrændstof . Denne mission understøttede designet af den genstartbare version af S-IVB, der blev brugt i Saturn V, ved at observere opførselen af ​​flydende brint i vægtløshed .

I 1973, året efter at Apollo-måneprogrammet sluttede, fragtede tre Apollo CSM/Saturn IB'er besætninger til Skylab -rumstationen. I 1975 lancerede en sidste Apollo/Saturn IB Apollo-delen af ​​det fælles US - USSR Apollo-Soyuz Test Project (ASTP). En backup Apollo CSM/Saturn IB blev samlet og gjort klar til en Skylab redningsmission, men aldrig fløjet.

De resterende Saturn IB'er i NASA's inventar blev skrottet efter ASTP-missionen, da der ikke kunne findes nogen brug for dem, og alle tunge løft behov for det amerikanske rumprogram kunne serviceres af den billigere og mere alsidige Titan III-familie og også rumfærgen .

Historie

I 1959 udsendte NASAs Silverstein-komité anbefalinger til udvikling af løfteraketter i Saturn-klassen , der voksede fra C-1 . Da Apollo-programmet blev startet i 1961 med det mål at lande mænd på Månen, valgte NASA Saturn I til Jordens orbitale testmissioner. Saturn I's nyttelastgrænse på 20.000 pund (9.100 kg) til 162 km ville dog kun tillade test af kommandomodulet med et mindre fremdriftsmodul tilsluttet, da kommando- og servicemodulet ville have en tørvægt på mindst 26.300 pund (11.900 kg) ), foruden servicefremdrift og reaktionskontrolbrændstof. I juli 1962 annoncerede NASA udvælgelsen af C-5 til månelandingsmissionen og besluttede at udvikle endnu et løfteraket ved at opgradere Saturn I, og erstatte dets S-IV andet trin med S-IVB , som også ville blive modificeret til bruge som Saturn V tredje trin. SI første trin ville også blive opgraderet til S-IB ved at forbedre drivkraften af ​​dens motorer og fjerne noget vægt . Den nye Saturn IB, med en nyttelastkapacitet på mindst 35.000 pund (16.000 kg), ville erstatte Saturn I til jordbanetest, hvilket gør det muligt at flyve kommando- og servicemodulet med en delvis brændstofbelastning. Det ville også gøre det muligt at opsende 32.000-pund (15.000 kg) måneudflugtsmodul separat for ubemandede og bemandede jordbanetest, før Saturn V var klar til at blive fløjet. Det ville også give tidlig udvikling til tredje fase.

Den 12. maj 1966 meddelte NASA, at køretøjet ville blive kaldt det "opgraderede Saturn I", samtidig blev "måneudflugtsmodulet" omdøbt til månemodulet . Den "opgraderede Saturn I"-terminologi blev imidlertid vendt tilbage til Saturn IB den 2. december 1967.

På det tidspunkt, hvor den blev udviklet, var Saturn IB-nyttelastkapaciteten steget til 41.000 pund (19.000 kg). I 1973, da den blev brugt til at lancere tre Skylab -missioner, var førstetrinsmotoren blevet opgraderet yderligere, hvilket hævede nyttelastkapaciteten til 46.000 pund (21.000 kg).

specifikationer

Start køretøj

Nyttelast konfigurationer

S-IB etape

Diagram af S-IB første fase af Saturn IB raketten

S-IB scenen blev bygget af Chrysler Corporation på Michoud Assembly Facility , New Orleans . Den blev drevet af otte Rocketdyne H-1 raketmotorer, der brændte RP-1 brændstof med flydende oxygen (LOX). Otte Redstone- tanke (fire med brændstof og fire med LOX) var samlet omkring en Jupiter-raket LOX-tank. De fire påhængsmotorer var monteret på kardan , så de kunne styres til at styre raketten. Otte finner, der omgiver grundstødstrukturen, gav aerodynamisk stabilitet og kontrol.

Data fra:

Generelle egenskaber

• Længde: 80,17 fod (24,44 m)
• Diameter: 21,42 fod (6,53 m)
• Vingefang : 39,42 fod (12,02 m)

Motor

• 8 Rocketdyne H-1
  • Drivkraft: 1.600.000 lbf (7.100 kN)
  • Brændetid: 150 s
  • Brændstof: RP-1 / LOX

S-IVB-200 trin

Diagram af S-IVB anden fase af Saturn IB

S-IVB blev bygget af Douglas Aircraft Company ved Huntington Beach, Californien . S-IVB-200-modellen lignede S-IVB-500 tredje trin, der blev brugt på Saturn V , med undtagelse af mellemtrinsadapteren, mindre hjælpefremdrivningskontrolmoduler og manglende mulighed for genstart af motoren i kredsløb. Den blev drevet af en enkelt Rocketdyne J-2 motor. Brændstof- og oxidationstankene delte et fælles skot, hvilket sparede omkring ti tons vægt og reducerede køretøjets længde over ti fod.

Generelle egenskaber

• Længde: 58,42 fod (17,81 m)
• Diameter: 21,67 ft (6,61 m)

Motor

• 1 J-2
  • Drivkraft: 200.000 lbf (890 kN)
  • Brændetid: ~420 s
  • Brændstof: LH ₂ / LOX

Instrumentenhed

Instrumentenheden, som styrede Saturn IB og Saturn V

IBM byggede instrumentenheden ved Space Systems Center i Huntsville, Alabama . Placeret i toppen af ​​S-IVB-stadiet bestod den af ​​en Launch Vehicle Digital Computer (LVDC), en inertiplatform, accelerometre, et sporings-, telemetri- og kommandosystem og tilhørende miljøkontroller. Den styrede hele raketten fra lige før afgang til batteriet var opbrugt. Ligesom andre raketstyringssystemer opretholdt den sin tilstandsvektor (positions- og hastighedsestimater) ved at integrere accelerometermålinger, sendte affyrings- og styrekommandoer til hovedmotorerne og hjælpepropellerne og affyrede passende ammunition og solide raketmotorer under iscenesættelse og adskillelse af nyttelast. .

Som med andre raketter kunne et fuldstændigt uafhængigt og redundant rækkeviddesikkerhedssystem påkaldes af jordradiokommando for at afslutte fremdriften og ødelægge køretøjet, hvis det skulle fungere dårligt og true mennesker eller ejendom på jorden. I Saturn IB og V blev rækkeviddesikkerhedssystemet permanent deaktiveret af jordkommando efter sikkert at nå kredsløb. Dette blev gjort for at sikre, at S-IVB-stadiet ikke utilsigtet ville briste og skabe en sky af affald i kredsløb, der kunne bringe besætningen på Apollo CSM i fare.

Start sekvenshændelser

Accelerationen af ​​Saturn IB steg fra 1,24G ved ophævelse til et maksimum på 4,35G ved slutningen af ​​S-IB-stadiebrændingen og steg igen fra 0G til 2,85G fra trinadskillelse til slutningen af ​​S-IVB-brændingen.

AS-206, 207 og 208 indsatte kommando- og servicemodulet i en 150 x 222 kilometer (81 x 120 sømil) elliptisk bane , som lå i plan med Skylab en. Kommando- og servicemodulets SPS-motor blev brugt i kredsløbshøjde for at opnå en Hohmann-overførsel til Skylab- kredsløbet ved 431 kilometer (233 sømil).

Saturn IB køretøjer og opsendelser

Saturn IB monteret på "mælkeskammel" platformen

De første fem Saturn IB-opsendelser til Apollo-programmet blev lavet fra LC-34 og LC-37 , Cape Kennedy Air Force Station .

Saturn IB blev brugt mellem 1973 og 1975 til tre bemandede Skylab - flyvninger og en Apollo-Soyuz Test Project- flyvning. Denne endelige produktionskørsel havde ikke skiftevis sorte og hvide S-IB-stagetanke eller lodrette striber på S-IVB agtertankskørtet, som var til stede på de tidligere køretøjer. Da LC-34 og 37 var inaktive på det tidspunkt, brugte disse opsendelser Kennedy Space Centers LC-39B . Mobile Launcher Platform nr. 1 blev modificeret og tilføjede en forhøjet platform kendt som "mælkestolen" for at imødekomme højdeforskellen mellem Saturn IB og den meget større Saturn V. Dette muliggjorde justering af Launch Umbilical Towers adgangsarme for at rumme besætningsadgang, brændstofpåfyldning og jordforbindelser til Apollo-rumfartøjet og S-IVB øverste trin. Tårnets anden etape adgangsarme blev modificeret til at betjene S-IB første etape.

Forskellige missionskonfigurationer til Saturn IB løfteraket

Alle Saturn IB lanceres fra AS-201 gennem ASTP

For tidligere lanceringer af køretøjer i Saturn I-serien, se listen i Saturn I - artiklen.

Saturn IB raketter udstillet

SA-209 udstillet på KSC

Fra 2019 er der tre steder, hvor Saturn IB-køretøjer (eller dele heraf) er udstillet:

• SA-209 er udstillet på Kennedy Space Center Visitor Complex med Apollo Facilities Verification Vehicle. På grund af alvorlig korrosion blev første trins motorer og servicemodul udskiftet med fremstillede dubletter i 1993-1994.
• SA-211 første etape er udstillet med en mockup S-IVB scene stablet i en lanceringsklar tilstand ved Alabama Welcome Center på Interstate 65 i Ardmore, Alabama . 34,954548°N 86,89193°V 34°57′16″N 86°53′31″W /  / 34,954548; -86.89193
• SA - 211 S-IVB scenen blev parret med Skylab undervands trænings docking adapter og Apollo Telescope Mount og er udstillet i Rocket Garden i US Space & Rocket Center i Huntsville, Alabama.

Koste

Apollo 7 er på vej i kredsløb med sin besætning på tre, 1968

I 1972 var prisen på en Saturn IB inklusive opsendelse US$55.000.000 (svarende til $340.000.000 i 2020).

Se også

• Sammenligning af orbital launchers familier
• Sammenligning af orbitale affyringssystemer

Referencer

eksterne links

• http://www.apollosaturn.com/
• http://www.spaceline.org/rocketsum/saturn-Ib.html
• NASA Marshall Spaceflight Center, "Skylab Saturn IB Flight Manual" (PDF) . (19,8 MB) , 30. september 1972
• "Saturn løfteraketter" (PDF) . Arkiveret fra originalen (PDF) 2005-04-16. (61,2 MB)