SA-8 (Apollo)

SA-8
( A-104 )
SA-8 decolla dalla sua rampa di lancio, il 25 maggio 1965.
SA-8 che decolla dalla sua rampa di lancio, il25 maggio 1965.
Dati della missione
Organizzazione NASA
Nave • CM Apollo BP-26 ( modello )
• Satellite Pegasus 2
Obiettivo • Volo di prova aerodinamico
• Studio di micrometeoroidi
Equipaggio No
Massa 1.451,5  kg
Launcher Saturno I "  Blocco II  "
Data di rilascio 25 maggio 19657  h  35  min  5  s UTC
Sito di lancio LC-37B  ( entra ) , Cape Canaveral Air Force Station
Durata 5.275 giorni
Rimosso dal servizio 29 agosto 1968
Torna all'atmosfera 8 luglio 1989
Distanza percorsa 3.282.050.195  km
Identificatore COSPAR 1965-039A
Parametri orbitali
Numero di orbite ~ 79.790
Apogeo 739  km
Perigeo 511  km
Periodo orbitale 97,2 minuti
Inclinazione 31,8 °
Navigazione
Precedente SA-7 SA-9 seguente

SA-8 , per "  Saturn Apollo-8  ", designato anche A-104 ( ID COSPAR  : 1965-039A , SATCAT n. 1385) , fu il nono volo del lanciatore americano Saturn I e il quinto volo della sua seconda versione, designato anche "  Block II  ". È stato anche il quarto volo a lanciare un modello (noto anche come "simulatore di massa" o "  boilerplate  ") del modulo di comando Apollo in orbita terrestre bassa .

Questo volo è stato anche il secondo di una serie di tre voli -  SA-9 , SA-8 e SA-10  - per trasportare un esempio della serie Pegasus di satelliti scientifici , progettati per studiare e valutare il pericolo rappresentato dai micrometeoroidi per navicella spaziale in orbita bassa .

Problemi e ritardi nella produzione del primo stadio del lanciatore (astronautica) hanno interrotto l'ordine iniziale dei lanci, e il volo SA-8 è stato infatti lanciato dopo il volo SA-9 . Rimaneva comunque rispettato l'ordine di numerazione dei lanciatori, il lanciatore A-104 del volo SA-8 arrivando dietro il lanciatore A-103 del volo SA-9 .

Caratteristiche della missione

Obiettivi

Gli obiettivi principali della missione sono stati la raccolta dei dati sui micrometeoroidi , nonché la dimostrazione del funzionamento della modalità di guida iterativa del lanciatore e la valutazione dell'accuratezza dei vari sistemi di bordo . Poiché la missione era sostanzialmente la stessa, la traiettoria di volo era simile a quella della missione precedente, SA-9 . Allo stesso modo, il lanciatore e il payload della SA-8 missione erano simili a quelle del SA-9 di volo , con l'eccezione, però, l'installazione di un unico blocco di motori di controllo atteggiamento da boilerplate del velivolo. Modulo di servizio Apollo . Su questo "  quad  " - così chiamato perché sulla navicella Apollo, ogni blocco RCS conteneva quattro piccoli motori - è stata installata la strumentazione per misurare le temperature subite durante il volo. Questo set differiva anche da quello della missione SA-5 in quanto due dei motori del quad erano prototipi , mentre sui voli precedenti tutti i motori erano simulati.

Il lanciatore consisteva in un primo stadio SI , un secondo stadio S-IV e un compartimento strumenti ( Instruments Unit , IU). Portava un modello del modulo di controllo, chiamato "  boilerplate  " (in francese  : boilerplate ⇔ poile pan? ), In realtà recitando il ruolo di simulatore  di massa (in) . Designato "  BP-26  " - per "  Boilerplate-26  " - aveva una massa di 4.400  kg e riproduceva la forma e le dimensioni del modulo di controllo "reale" completamente equipaggiato. Caduto una volta in orbita, era sormontato da una torre di salvataggio , che doveva essere sganciata in precedenza durante la salita, subito dopo la separazione tra il primo e il secondo piano. Il gruppo era fissato alla parte superiore di un modulo di servizio fittizio in alluminio , a sua volta fissato all'S-IV tramite un adattatore. Il satellite, del peso di 1.451,5  kg e di 5,28 × 2,13 × 2,41  m , è stato ripiegato su se stesso, racchiuso all'interno del modulo di servizio e fissato all'adattatore, quest'ultimo fissato al secondo stadio del razzo. Il mock-up del modulo di comando è quindi servito anche da carenatura a protezione del satellite. Una volta in orbita, l'assieme formato dal secondo stadio - svuotato dei suoi propellenti  -, il vano apparecchiature, l'adattatore, il finto modulo di servizio e il satellite, aveva una massa di 10.500  kg . La configurazione era tale che questi elementi rimanessero attaccati una volta in orbita, con il satellite che si dispiegava dall'interno del modulo di servizio fittizio; solo il modello del modulo di comando doveva separarsi dal resto del razzo e spostarsi in un'orbita diversa. Il satellite Pegaso 2 aveva le stesse dimensioni del Pegasus io . Quando i pannelli dei sensori del satellite sono stati dispiegati, l'apertura alare ha raggiunto i 29,3  m .

Invertire l'ordine dei lanci

Originariamente previste per far parte del programma di qualificazione del razzo Saturn I , le tre missioni Pegasus sono state infatti svolte come missioni operative, dopo che i funzionari della NASA hanno deciso di dichiarare il lanciatore operativo, a seguito del successo del volo SA -7 .

La sequenza di lancio della missione originale è stata invertita per i voli SA-8 e SA-9 , a causa di cambiamenti nel processo di produzione. In effetti, tutte le copie del primo stadio SI dei lanciatori per le missioni da SA-1 a SA-7 erano state prodotte presso il Marshall Space Flight Center (MSFC) della NASA , anche progettista del palco. Ma, a partire dal 1961, la NASA decise di abbandonare l'idea di produrre apparecchiature spaziali "interne" per affidarsi ad appaltatori industriali. La Chrysler Corporation è stata nominata appaltatore principale per la produzione dell'IS al Michoud Assembly Center , in Louisiana , per produrre e testare venti esempi del palcoscenico per razzi Saturn . L'azienda Douglas , che aveva già ricevuto il contratto per i secondi stadi S-IV l'anno precedente, non ha cambiato nulla e ha continuato a produrre e consegnare stadi S-IV a Cape Canaveral. Poiché la società Chrysler stava appena iniziando ad accumulare esperienza, la produzione e il collaudo del primo stadio del volo SA-8 furono molto più lenti di quelli dell'ultima copia del primo stadio prodotta al Marshall Center. Infine, il volo SA-8 è decollato tre mesi dopo il volo SA-9 .

Volo

Preparazione pre-volo

Lo stadio S-IV è arrivato a Cape Canaveral il25 febbraio 1965, il pavimento SE il28 febbraio e la scatola dell'attrezzatura 8 marzo. Il satellite Pegasus 2 , il secondo della serie di satelliti Pegasus , è arrivato21 aprile 1965. I preparativi prima del volo sono durati 86 giorni.

Durante i primi lanci della versione Block II del razzo Saturn I , i tecnici della compagnia Douglas erano responsabili del controllo dello stadio S-IV , mentre i tecnici di Chrysler lavoravano in parallelo con i tecnici di Cape Canaveral sul palco SI . All'inizio del 1965 , la missione SA-8 segnò il decollo del primo stadio SI costruito da Chrysler, con l'appaltatore che si assunse anche la responsabilità del controllo dello stadio. Questo ha segnato anche la fine di un capitolo, per i tecnici delle squadre di lancio: d'ora in poi, i tecnici civili di Cape Canaveral non avrebbero più operato sulle strutture di lancio, ma avrebbero agito piuttosto come manager.

Lanciare

Il conto alla rovescia per il lancio finale è iniziato 24 maggio nel pomeriggio, poi si è proceduto senza incidenti fino alle prime ore del mattino del 25 maggio 1965a 2  h  35  min  1  s IS ( 7  h  35  min  5  s UTC ) quando il razzo da sollevato dalla rampa di lancio LC-37B  (in) , a Cape Canaveral , quindi eseguendo la prima notte di rilascio un programma Apollo a razzo . C'era solo una fermata tecnica del conto alla rovescia prima del lancio. Della durata di 35 minuti, è stato utilizzato per garantire che l'orario di decollo corrispondesse all'apertura della finestra di lancio.

Il lancio è stato nominale e, circa 10  minuti e  30  secondi dopo il decollo, la sonda è stata inserita in un'orbita di 505 × 747  km con un'inclinazione di 31,78 ° e un periodo orbitale di 97,1 minuti. La torre di salvataggio è stata lanciata durante la salita, mentre il mockup del modulo di comando è stato lanciato in un'orbita diversa da quella del lanciatore, in modo da non disturbare le misurazioni scientifiche del satellite Pegasus . La massa totale posta in orbita era di 15.473  kg , di cui 1.397  kg per il solo satellite. Un minuto dopo il rilascio del modulo di comando, il satellite Pegasus 2 spiegò le ali. I funzionari della NASA hanno calcolato il tempo di lancio per evitare interferenze nelle comunicazioni con Pegasus I , lanciato tre mesi prima, che era ancora in orbita e utilizzava la stessa frequenza del suo successore. Pegasus 2 è stato inserito in orbita con un angolo di 120 ° - o un terzo di un'orbita - dal suo predecessore.

Analisi post-lancio

La traiettoria di volo era vicina a quella pianificata. La capsula Apollo, che funge da velo per il satellite, si è separata dal resto del razzo circa 806  secondi dopo il lancio, quindi il dispiegamento dei lunghi pannelli di rilevamento del satellite è iniziato un minuto dopo. La vita attesa del satellite in orbita doveva essere di 1.220 giorni. È stato ritirato dal servizio29 agosto 1968. Nonostante si siano verificati diversi piccoli malfunzionamenti nel sistema di propulsione del primo stadio, la missione SA-8 è stata comunque dichiarata riuscita, perché tutti gli obiettivi prefissati erano stati raggiunti.

Come nel volo precedente, Pegasus 2 non ha registrato molti impatti da micrometeoroidi, il che ha permesso agli scienziati di rendersi conto che i micrometeoroidi non rappresentavano necessariamente un grande pericolo per le future navi Apollo. La navicella è rimasta in orbita fino al8 luglio 1989, prima di ricadere nell'atmosfera e schiantarsi nell'oceano.

Note e riferimenti

Appunti

  1. "  A-104  ", tuttavia viene dal numero di serie assegnato a questo esemplare di Saturn I razzo . I siti web ufficiali della NASA si riferiscono tutti al nome ufficiale della missione come "  SA-8  ".

Riferimenti

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  18. (it) Bilstein 2015 , p.  334.

Vedi anche

Articoli Correlati

Bibliografia

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