Saturno IB | |
Il lanciatore Saturn IB della missione AS-202 . | |
Dati generali | |
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Paese d'origine | stati Uniti |
Costruttore |
Chrysler ( S-IB ) Douglas ( S-IVB ) |
Primo volo | 26 febbraio 1966 |
Ultimo volo | 15 luglio 1975 |
Avvia (fallimenti) | 9 (0) |
Altezza | 68 m |
Diametro | 6,6 m |
Peso al decollo | 589,77 t |
Piani) | 2 |
Spinta al decollo | 7.100 kN |
Base (i) di lancio | Kennedy Space Center |
Carico utile | |
Orbita bassa | 18.6 t |
Motorizzazione | |
1 ° piano |
S-IB : 8 motori H-1 Spinta 7.100 kN Ergol RP-1 / LOX Tempo di combustione 150 s Produttore Chrysler |
2 e piano |
S-IVB : 1 motore D-2 Spinta 890 kN Propellenti criogenici LOX / LH2 Tempo di combustione 475 s Produttore Douglas |
Missioni | |
Volo con equipaggio in LEO | |
Il razzo spaziale Saturn IB (o Saturn 1B ) era una versione migliorata del lanciatore Saturn I , che presentava un secondo stadio più potente, l' S-IVB . A differenza del Saturn I, il modello IB è stato in grado di posizionare il comando Apollo modulo in orbita attorno alla Terra, che lo rende un lanciatore di scelta per testare la navicella Apollo mentre il Saturn V razzo , necessaria per lancio completo, era ancora in fase di sviluppo. Saturn IB è stato successivamente utilizzato per le missioni con equipaggio Skylab e il progetto Apollo-Soyuz .
I lanci di questo razzo sono avvenuti al Launch Complex 37 e 34 a Cape Canaveral (LC-37, LC-34) e poi al Launch Complex 39 (LC-39) del Kennedy Space Center .
Gli inizi della famiglia di lanciatori Saturn sono antecedenti al programma Apollo e alla creazione della NASA. All'inizio del 1957, il Dipartimento della Difesa degli Stati Uniti (DOD) ha identificato la necessità di un lanciatore pesante per posizionare in orbita satelliti di ricognizione e telecomunicazioni fino a 18 tonnellate. I più potenti lanciatori americani in fase di sviluppo possono lanciare al massimo 1,5 tonnellate in orbita bassa perché derivano da missili balistici che sono molto più leggeri dei loro omologhi sovietici . A quel tempo, Wernher von Braun e il suo team di ingegneri, come lui dalla Germania , stavano lavorando allo sviluppo dei missili intercontinentali Redstone e Jupiter all'interno della Army Ballistic Missile Agency (ABMA), un servizio dell'esercito situato a Huntsville ( Alabama ). Quest'ultimo gli ha chiesto di progettare un lanciatore per soddisfare la domanda di DOD. Von Braun offre una macchina, che chiama Super-Jupiter, il cui primo stadio, composto da 8 stadi Redstone raggruppati in fasci attorno a uno stadio di Giove, fornisce le 680 tonnellate di spinta necessarie per lanciare i satelliti pesanti. La corsa allo spazio , iniziata alla fine del 1957, decise di finanziare il DOD, dopo aver esaminato i progetti concorrentiAgosto 1958lo sviluppo di questo nuovo primo stadio ribattezzato Giunone V poi finalmente Saturno (il pianeta situato oltre Giove). Il lanciatore utilizza, su richiesta del DOD, 8 motori a razzo H-1 , una semplice evoluzione del propulsore utilizzato sul razzo Jupiter, che dovrebbe consentire una rapida messa in servizio.
Durante l'estate del 1958, la NASA di recente creazione ha identificato il lanciatore come un componente chiave del suo programma spaziale. Ma all'inizio del 1959, il Dipartimento della Difesa decise di fermare questo costoso programma, i cui obiettivi erano ora coperti da altri lanciatori in fase di sviluppo. La NASA ottiene il trasferimento del progetto e delle squadre da Von Braun alla fine del 1959; questo è stato efficace nella primavera del 1960 e la nuova entità NASA prese il nome di del Marshall Space Flight Center ( George C. Marshall Space Flight Center MSFC).
La questione degli stadi superiori del lanciatore era rimasta fino ad allora senza risposta: l'uso di componenti esistenti troppo deboli e di diametro troppo piccolo non era soddisfacente. Alla fine del 1959, un comitato della NASA ha lavorato all'architettura dei futuri lanciatori della NASA: il suo leader, Abe Silverstein , capo del centro di ricerca di Lewis e sostenitore della propulsione della coppia idrogeno / ossigeno in fase di sperimentazione sul razzo Atlas - Centaur , ci riesce nel convincere un riluttante Von Braun ad equipaggiarlo con gli stadi superiori del razzo Saturno. Il comitato individua nel suo rapporto finale sei configurazioni del lanciatore di potenza crescente (codificato da A1 a C3) per soddisfare gli obiettivi della NASA mentre procede a uno sviluppo graduale del modello più potente.
Quando il presidente Kennedy salì al potere all'inizio del 1961, le configurazioni di versioni più potenti del lanciatore Saturn erano ancora in discussione, riflettendo l'incertezza sulle future missioni del lanciatore. Tuttavia, non appenaLuglio 1960, Rocketdyne, selezionata dalla NASA, aveva avviato gli studi sul motore J-2 , scelto per spingere gli stadi superiori grazie alle oltre 105 tonnellate di spinta ottenute consumando idrogeno e ossigeno. La stessa casa costruttrice di motori lavorava dal 1956, inizialmente su richiesta dell'Aeronautica Militare, all'enorme motore F-1 (690 tonnellate di spinta) selezionato per il primo stadio. Alla fine del 1961, la configurazione del lanciatore pesante (C-5 futuro Saturn V) fu fissata: il primo stadio era spinto da cinque F-1, il secondo stadio da cinque J-2 e il terzo da un J-2 . L'enorme lanciatore può mettere 113 tonnellate in orbita bassa e inviare 41 tonnellate sulla luna. Due modelli meno potenti dovrebbero essere utilizzati durante la prima fase del progetto:
Launcher | Saturno I | Saturno IB | Saturno V |
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Carico utile dell'iniezione lunare (TLI) in
orbita terrestre bassa (LEO) |
9 t (LEONE) | 18,6 t (LEO) | 118 t (LEO) 47 t (TLI) |
1 ° piano |
SI (670 t di spinta ) 8 motori H-1 ( LOX / Kerosene ) |
S-IB (670 t di spinta ) 8 motori H-1 (LOX / Kerosene) |
S-IC (spinta 3.402 t ) 5 motori F-1 (LOX / Kerosene) |
2 e piano |
S-IV (40 t di spinta ) 6 RL-10 ( LOX / LH2 ) |
S-IVB (spinta 89 t ) 1 motore J-2 (LOX / LH2) |
Motori S-II (500 t di spinta ) 5 J-2 (LOX / LH2) |
3 e piano | - | - |
S-IVB (100 t di spinta ) 1 motore J-2 (LOX / LH2) |
voli | 10 (1961-1965) satelliti Pegasus , modello del CSM |
9 (1966-1975) qualifica CSM , allevia Skylab , volo Apollo-Soyuz |
13 (1967-1973) missioni lunari e lancio Skylab |
Lo stadio S-IB è dotato di otto propulsori destinati alle missioni in orbita terrestre bassa . Ha nove serbatoi per otto motori H-1 . I carri armati sono disposti attorno al serbatoio di un missile Jupiter riempito con LOX : 4 LOX, 4 RP-1 . I quattro motori esterni possono essere orientati per guidare meglio il razzo.
Lo stadio S-IVB , predisposto per Saturn IB, è praticamente identico a quello che verrà utilizzato su Saturn V , con la notevole eccezione dell'adattatore che ne permette il collegamento agli stadi inferiori. È dotato di un unico motore J-2 orientabile. I due serbatoi in questa fase sono separati da una struttura a paratia comune , che consente di risparmiare circa 10 tonnellate.
Ambientazione | S-IB - 1 ° piano | S-IVB - 2 di piano | Strumenti | Astronave Apollo |
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Altezza (m) | 25.5 | 17.8 | 1.00 | 24 |
Diametro (m) | 6.6 | 6.6 | 6.6 | 3.9 |
Peso al decollo (kg) | 458 107 | 119.920 | 1 980 | 20 788 |
Massa a vuoto (kg) | 45.267 | 13 311 | 225 | 14.098 |
Motori | 8 propulsori H-1 | 1 propulsore J-2 | - | 1 propulsore SPS |
Spinta (kN) | 7.582 | 1.020 | - | 97.86 |
Io sp (s) | 288 | 421 | - | 314 |
Io sp (kN s / kg) | 2.82 | 4.13 | - | 3.08 |
Tempo di combustione | 150 | 470 | - | 635 |
Carburante | LOX / RP-1 | LOX / LH2 | - | N2O4 / UDMH |
Il razzo Saturn IB ha effettuato nove decolli, tutti effettuati senza problemi.
Nome in codice | Missione | Decollo | Osservazioni | |||
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AS-201 | AS-201 | 26 febbraio 1966 | Primo volo di prova. Volo suborbitale del modulo di comando / servizio. |
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AS-203 | AS-203 | 5 luglio 1966 | Secondo volo di prova. Fase di prova S-IVB. Tracciamento per 4 orbite. |
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AS-202 | AS-202 | 25 agosto 1966 | Terzo volo di prova. Secondo test suborbitale del modulo comando / servizio. |
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AS-204 | Apollo 5 | 22 gennaio 1968 | Test del modulo lunare. | |||
AS-205 | Apollo 7 | 11 ottobre 1968 | Primo volo con equipaggio del programma Apollo con gli astronauti Schirra , Eisele e Cunningham . Convalida in volo della navicella Apollo . Ultimo lancio da (LC-34). |
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AS-206 | Skylab 2 | 25 maggio 1973 | Volo Skylab con equipaggio: Conrad , Kerwin , Weitz . Primo lancio da LC-39 con il Saturn V torretta . |
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AS-207 | Skylab 3 | 28 luglio 1973 | Secondo volo con equipaggio Skylab: Bean , Garriott , Lousma . | |||
AS-208 | Skylab 4 | 16 novembre 1973 | Terzo e ultimo volo con equipaggio Skylab: Carr , Gibson , Pogue . | |||
AS-209 | Skylab Rescue | 1973 , 1974 | Missione di salvataggio Skylab, che non ha avuto luogo. In mostra al Kennedy Space Center , con una copia del Modulo Apollo. I primi motori di scena e il modulo di servizio Apollo sono stati sostituiti con repliche nel 1993 - 1994 a causa della corrosione . |
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AS-210 | Apollo-Soyuz | 15 luglio 1975 | Progetto test Apollo-Soyuz: Stafford , Slayton , Brand . 136 orbite. L'ultimo volo di Saturn IB. |
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AS-211 | Abbandonato. Primo piano visibile presso l'Alabama Welcome Center. | |||||
AS-212 | Abbandonato. Secondo stadio S-IVB convertito per diventare la stazione spaziale Skylab . | |||||
AS-213 | Abbandonato. È stato costruito solo il primo piano. | |||||
AS-214 | Abbandonato. È stato costruito solo il primo piano. |
Evento | Tempo (i) | Altitudine (km) |
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Ordine di accensione | -3.02 | . |
Primo movimento | -0.19 | . |
Decollo | 0.00 | . |
Manovra di orientamento | 10.0 | . |
Manovra di rotazione | 10.0 | . |
Manovra di fine rotazione | 38.0 | . |
Mach A | 62.18 | 7.63 |
Max Q | 75.5 | 12.16 |
Blocca inclinazione | 134.40 | . |
Fine combustione, motore interno | 140.65 | . |
Fine combustione, motore esterno | 144.32 | . |
Accensione dei razzi di insediamento (in inglese : ullage rocket ) | 145.37 | . |
Separazione S-IB / S-IVB | 145.59 | . |
Accensione di S-IVB | 146.97 | . |
Fine della combustione dei razzi di sedimentazione | 148.33 | . |
Separazione dei razzi di insediamento | 156.58 | . |
Separazione di LES | 163.28 | . |
Manovra di orientamento | 613.95 | . |
Tagliare S-IVB | 616.76 | . |
Inserimento in orbita | 626.76 | . |
Sequenza S / C Sep | 663.11 | . |
Separazione della nave | 728.31 | . |