Saturn I

A Wikipédiából, a szabad enciklopédiából
Saturn–I
Az első Saturn–1-indítás 1961. október 27.
Fokozat 2 vagy 3
1 – S-I Hajtómű 8 * H-1
Tolóerő 6,7 MN (1 500 000 lbf)
Égésidő ~150 másodperc
2 – S-IV Hajtómű 6 * RL-10
Tolóerő 400 kN (90 000 lbf)
Égésidő ~482 másodperc
Üzemanyag LH2/LOX
3 – Centaur C Hajtómű 2 * RL-10
Tolóerő 133 kN (30 000 lbf)
Égésidő ~430 másodperc
Üzemanyag LH2/LOX
2 fokozatú verzió
teher AFKP* 9000 kg
teher a Holdig 2200 kg
3 fokozatú verzió
teher AFKP*  ? kg
teher a Holdig  ? kg

A Saturn I volt az első olyan amerikai hordozórakéta, amelyet - bár katonai célból indult a fejlesztése - kizárólag űrrepülési célokra használtak. A NASA ezen a hordozórakétán próbálta először ki az ún. "cluster-technológiát", azaz azt az építési módot, amelyben több rakétahajtóművet építettek be egy rakétafokozatba, ezzel növelve a tolóerőt. A Saturn I abban is első volt, hogy a világon legelőször alkalmaztak benne hidrogén-oxigén hajtóművet.

A NASA 10 darab Saturn I-et indított 1961 - 1965 között, de ez mind kísérleti indítás volt, egyetlen alkalommal sem vitt embereket szállító űrhajót (vagy "éles" műholdat). Később a folyamatosan zajló fejlesztés eredményeképpen létrehozott, nagyobb tolóerejű első és teljesen újratervezett második fokozattal ellátott Saturn IB váltotta fel 1966-ban.

A fejlesztés története[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]

A Saturn I fejlesztése eredetileg egy katonai célokra kiírt követelményrendszer kielégítésére indult, ám az űrverseny közbeszólt és végül a NASA-hoz került, és a későbbi holdrakéta fejlesztésének első tesztlépcsője lett.

Felépítése[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]

A rakéta kétfokozatú, folyékony hajtóanyagú hordozóeszköz volt, amelynek az első repülésein csak az első fokozat üzemelt (tesztcélokkal) a második fokozat csak makett volt. Az első négy repülés volt ilyen egyfokozatú - szuborbitális repülés -, majd az utolsó hat repülésen teljes kiépítésű (működőképes második fokozattal és a pályán tartást irányító műszeregységgel is felszerelt) rakéta repült. Elméletileg egy harmadik fokozat is rendelkezésre állt, ám ez csak a tervezési fázisig jutott, háromfokozatú kialakításban egyetlen startra sem került sor. A Saturn I volt az első olyan amerikai űrrakéta, amelynél a tervezői szakítottak az "egy fokozat - egy hajtómű" építési móddal és több hajtóművet építettek az egyes fokozatokba.

S-I fokozat[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]

Az S-I fokozat Amerikában legelőször alkalmazott többhajtóműves rakétafokozat volt, amely kifejezetten a több darab egyetlen szerkezetbe épített hajtómű koncepciójának kipróbálására szolgált. A beépített 8 db H-1 rakétahajtómű kerozint használt üzemanyagként és cseppfolyós oxigént oxidálóanyagként. A H-1 hajtómű Wernher von Braun huntsville-i rakétaműhelyének vadonatúj fejlesztése volt, a fokozat többi része viszont a régi, szolgálatból kivont Jupiter és Redstone rakéták felhasználásával készült. A fokozat alapját a középen elhelyezett - cseppfolyós oxigént tartalmazó - Jupiter tartály alkotta, amely köré körkörösen 8 db Redstone tartályt szereltek (4 db-ot oxigéntartályként, 4 db-ot az RP-1 jelű kerozin tartályaként). Az oxigéntartályokat fehérre, a kerozintartályokat feketére festették. A tartályok alá került a 8 db hajtómű, amelyből négyet belülre, a rakéta hossztengelyére, másik négyet kívülre, a rakétatest hengerének palástjára építették. Ez utóbbi négy hajtómű fúvócsöve mozgatható volt, azaz ezekkel végezték a szerkezet kormányzását a röppályán.

S-IV fokozat[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]

Az S-IV fokozat a világ első hidrogén-oxigén hajtóművével szerelt rakétafokozat volt. A fejlesztést Abe Silverstein műhelyében végezték, mivel ez a műhely végezte az RL-10-es Centaur rakétahajtómű, a világ első sikeres hidrogén-oxigén hajtóművének fejlesztését is. A fokozatba összesen hat Centaurt építettek, ezek mindegyikének fúvócsöve mozgatható volt. Az S-IV fokozatnál alkalmazott másik forradalmi újdonság a hajtóanyagtartályoknál alkalmazott közös válaszfal volt. Ennél az építési módnál a tartályokat közvetlenül egymás mellé építették és a tartályoknak csak egyetlen egymás felé eső fala volt, amivel összesen mintegy 10 tonnás tömegmegtakarítást értek el.

IU (Instrument Unit)[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]

A műszeregység a Saturn rakéta tetején helyet foglaló - az S-IV-re szerelt - henger alakú részegység, amely nem volt más, mint a fedélzeti számítógép, amely a rakéta pályán tartását végezte. Két fő részegység foglalt benne helyet, az inerciális (tehetetlenségi) navigációs rendszer, amely giroszkópok segítségével határozta meg folyamatosan a rakéta elmozdulását és a fedélzeti számítógép, amely a navigációs rendszer által szolgáltatott adatok alapján dolgozta ki a kormányparancsokat. A navigációs rendszer kalibrációját a földön végezték el egy egyszerű teodolit segítségével, az IU falába épített egyszerű ablakon át. A komputert pedig a Titan II rakétához fejlesztett IBM számítógép alapján készítették el. A Saturn rakétacsalád két fő típusának méretbeli különbségei miatt kétféle IU-t gyártottak, a kisebb átmérőjű ST-90-est és a nagyobb átmérőjű ST-124-es (előbbit használták a Saturn I, utóbbit a Saturn V sorozatnál).

Az eredeti Saturn I adatai[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]

Paraméter S-1 – 1. fokozat S-IV – 2. fokozat S-V – 3. fokozat
Magasság (m) 24,48 12,19 9,14
Átmérő (m) 6,52 5,49 3,05
Legnagyobb tömeg (kg) 432 681 50 576 15 600
Üres tömeg (kg) 45 267 5217 1996
Hajtómű nyolc – H-1 hat – RL-10 kettő – RL-10
Tolóerő (kN) 7582 400 133
Működési idő (másodperc) 288 410 425
ISP (kN•s/kg) 2,82 4,02 4,17
Égési idő (másodperc) 150 482 430
Üzemanyag LOX/RP-1 LOX/LH2 LOX/LH2
  • AFKP: alacsony Föld körüli pálya.

Saturn I felbocsátások[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]

Saturn I rakétaindítások SA–1-től SA–10-ig


A Saturn I startjai kivétel nélkül az Apollo-program keretében történtek, és elsődleges céljukat tekintve egytől egyig tesztek voltak, csak az utolsó három repülés másodlagos célja volt egy-egy műhold pályára állítása. Az első három repülésen a több hajtóművet egyetlen szerkezetbe integráló "cluster-technológia" működőképességét próbálták ki, ezért csak az ezen az elven épült S-I fokozat volt éles, a második fokozat csak aerodinamikai célokat szolgáló működésképtelen makett volt. A tesztek második szakasza pedig a szintén újdonságnak számító hidrogén-oxigén hajtás kipróbálásáról szólt, ekkor már működőképes S-IV fokozatokkal indították a rakétát. A tesztek sikeresek voltak, egyetlen rakéta sem szenvedett balesetet, mindössze egyetlen alkalommal jegyeztek fel komolyabb rendellenességet az egyik H-1 hajtóművel, de minden kétfokozatú Saturn starttal sikerült orbitális pályára állni.

Sorozatszám Repülés Start dátum Leírás
SA-1 SA-1 1961. október 27. Az első szuborbitális próbarepülés. Legnagyobb magasság 398 km, leszállási távolság 136 km (a csúcsmagasságba eljutott tömeg 52 500 kg). A teszt sikeres volt.
SA-2 SA-2 1962. április 25. Második szuborbitális próbarepülés. A 145 kilométeres csúcsmagasságon 86 000 kg ballasztvizet engedett ki az eszköz. A teszt sikeres volt.
SA-3 SA-3 1962. november 16. Harmadik szuborbitális próbarepülés. Ismét 86 000 kg ballasztvizet engedett ki 167 km-es magasságon. A teszt sikeres volt.
SA-4 SA-4 1963. március 28. Negyedik szuborbitális próbarepülés. Az S-IV második fokozat üres makett volt. Legnagyobb magasság: 129 km, leszállási távolság 400 km. A teszt sikeres volt.
SA-5 SA-5 1964. január 29. Ötödik próbarepülés, egyben az első orbitális teszt, az első éles S-IV (második) fokozattal. Keringés 760 x 264 km-es pályán (pályára állított tömeg: 17 550 kg). Visszatérés a légkörbe 1966. április 30. A teszt sikeres volt.
SA-6 A-101 1964. május 28. A második orbitális próbarepülés, az első Apollo űrhajó-makettel (BP-13). Keringés 204 x 179 km-es pályán (pályára állított tömeg: 17 650 kg). Visszatérés a légkörbe 1964. június 1.. A teszt sikeres volt.
SA-7 A-102 1964. szeptember 18. A harmadik orbitális próbarepülés, a második Apollo űrhajó-makettel (BP-15) Keringés 203 x 178 km-es pályán (pályára állított tömeg: 16 700 kg). Visszatérés a légkörbe 1964. szeptember 22..
SA-9 A-103 1965. február 16. A harmadik Apollo-makett (BP-26) felbocsátása, valamint a Pegazus műholdprogram keretében az első mikrometeorit vizsgáló műhold repülése. Keringés 523 x 430 km-es pályán. A Pegazus-1 légkörbelépése 1978. szeptember 17., az Apollo-maketté 1985. július 10-én történt.
SA-8 A-104 1965. május 25. A második Pegasus mikrometeorit műhold és a BP-16 jelű Apollo-makett felbocsátása. Keringés 594 x 467 km-es pályán. A Pegasus visszatérése 1979. november 3-án, az Apollo-maketté 1989. július 8-án történt.
SA-10 A-105 1965. július 30. A harmadik Pegazus mikrometeorit műhold és a BP-9A Apollo-makett felbocsátása. Keringés 567 x 535 km-es pályán. A Pegasus visszatérése 1969. augusztus 4., az Apollo-maketté 1975. november 22-én történt.

Források[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]