Ikona szukaj

Historia rakiety Saturn 1

Saturn I (pierwotne Juno V, Super-Jupiter lub C-1) była pierwszą rakietą z serii Saturn. Rozwój początkowo miał miejsce w Army Ballistic Missile Agency (ABMA) w Redstone Arsenal w Alabamie pod kierownictwem głównego projektanta Wernhera von Brauna. Na przełomie lat pięćdziesiątych i sześćdziesiątych agencja ABMA, zespół von Brauna i projekt rakietowy Saturn przeszły pod zarząd nowo utworzonej agencji NASA. Pierwszy start miał miejsce w październiku 1961 roku. NASA wykorzystała ją do testowania statku kosmicznego Apollo. W sumie odbyło się dziesięć startów, z których wszystkie zakończyły się sukcesem. Saturn I był dwuczłonowy i mógł przetransportować do 9000 kg ładunku na niską orbitę okołoziemską. Pierwszy człon napędzany był zestawem ośmiu silników H-1 na ciekły tlen i wysoko rafinowaną naftę typu RP-1. Drugi człon napędzany był przez sześć silników RL-10 na ciekły tlen i wodór.

Rakieta Saturn I przeszła wiele zmian podczas swojego rozwoju, a jej ostateczny kształt znacznie odbiega od pierwotnych pomysłów projektantów. Przeznaczenie rakiety było zmieniane, wielokrotnie rozszerzane, ale ostatecznie zostało zredukowane – do nośnika testowego podczas projektowania statku kosmicznego Apollo. Wyłącznym użytkownikiem była amerykańska agencja NASA, ale na początku projektu głównym inwestorem było Ministerstwo Obrony. Pod nadzorem wojskowym Saturn został opracowany jako ciężki pojazd nośny dla satelitów wojskowych. Później ministerstwo straciło zainteresowanie projektem.

W 1957 roku Departament Obrony Stanów Zjednoczonych, za pośrednictwem Agencji Zaawansowanych Projektów Badawczych (ARPA), poprosił o zbudowanie statku kosmicznego zdolnego dostarczyć na orbitę ciężkie satelity komunikacyjne, meteorologiczne i szpiegowskie. Zespół von Brauna w ABMA rozpoczął pracę w kwietniu 1957 roku. Według ich obliczeń taka rakieta powinien mieć ciąg około 6,7 MN. W tym czasie US Air Force rozpoczęło prace nad silnikiem o podobnych parametrach, który jednak nie mógł być gotowy w wymaganym czasie. Silnik ten, oznaczony jako F-1, był później używany do napędzania pierwszego członu rakiety Saturn V. Do przyszłego Saturn I wybrano cztery silniki E-1 opracowane przez Rocketdyne. W grudniu 1957 r. ABMA przekazała ARPA koncepcję von Brauna. ARPA była zadowolona z planów i jedynym wymogiem była wymiana silników E-1 na inne urządzenie. E-1 oraz F-1 znajdowały się wówczas na wczesnym etapie rozwoju i nie były gotowe do testów przez jeszcze ponad dwa lata. Zespół Von Brauna szybko wymienił cztery silniki E-1 na osiem silników H-1. Decyzja o nieczekaniu na rozwój nowych silników okazała się słuszna. Nie tylko przyniosło to oszczędności sięgające 60 milionów dolarów, ale pierwszy testowy zapłon mógł mieć miejsce prawie o rok szybciej.

Wiosną 1959 roku przeprowadzono szereg badań nad zastosowaniem tzw. niekonwencjonalnych paliw kriogenicznych do napędów wyższego członu. Oznaczało to płynny wodór jako paliwo i tlen jako utleniacz. Magazynowanie ciekłego wodoru było trudne, przeważyły ​​jednak jego korzystne właściwości. Latem 1959 dominował pogląd, że użycie wodoru w drugim etapie będzie wielkim przełomem technologicznym i zademonstruje postęp amerykańskiej technologii.

Rakieta Saturn I została wyprodukowana w dwóch blokach konstrukcyjnych. Były to Block I i Block II. Do pierwszych czterech lotów testowych wykorzystano wersję Block I. Ta wersja posiadała tylko funkcję pierwszego członu, pozostałe były tylko modelami. Inne wyposażenie różniło się w zależności od danej misji: w większości obejmowało kilka skrzynek z kamerami, telemetrią oraz różną liczbą czujników i mierników. W pierwszym członie, podczas lotów testowych, odkryto kilka defektów i słabości konstrukcji, które zostały wyeliminowane pomiędzy misjami. Silniki również przechodziły zmiany. Ważna była weryfikacja zachowania rakiety w przypadku awarii jednego z nich. Wersja Block II różniła się od zewnątrz głównie dodatkowymi aerodynamicznymi powierzchniami stabilizującymi na rufie. Drugi człon był już w pełni sprawny, a rakieta po raz pierwszy miała możliwość lotu orbitalnego. Było to również możliwe dzięki nowemu systemowi naprowadzania na dziobie drugiego członu. Podobnie jak w przypadku Blocku I, dokonano kilku poprawek na podstawie danych telemetrycznych uzyskanych podczas misji. Sprzęt telemetryczny był podobny do tego w Blocku I, liczba czujników różniła się w zależności od misji. Nośność wersji Block II wynosiła do 9000 kg na niską orbitę.

Każdy silnik H-1 miał własną turbopompę zasilaną osobnym generatorem gazu. Silniki były w stanie rozwinąć ciąg przy starcie do 7582 MN (8 × 947 700 kN w próżni) i spalały łącznie 3200 kg RP-1 i ciekłego tlenu na sekundę. Łączna masa pierwszego członu wynosiła 430 000 kg, z czego około 380 000 kg stanowiło paliwo (ilość paliwa różniła się w zależności od misji).

Drugi człon miał sześć silników RL-10 napędzanych ciekłym wodorem i tlenem. Każdy silnik wyposażony był w osobny układ paliwowy (własna turbina i turbopompa). Całkowita waga z paliwem wynosiła 50500 kg, bez paliwa 5200 kg. Zużycie wszystkich sześciu silników wynosiło około 90 kilogramów ciekłego wodoru i tlenu na sekundę.

Pierwszą misją z funkcjonalnym drugim członie była SA-5, przeprowadzona 29 stycznia 1964 roku.

Źródło:
https://www.youtube.com/watch?v=-0-8Pd7fK9w

06.09.2021

Monika

©Planeta Mars 2021