Сатурн I СА-3 - Saturn I SA-3

Сатурн-Аполлон 3
Сатурн I (SA-3) Launch.jpg
СА-3 на старте с площадки 34
Тип миссииТестовый полет
ОператорНАСА
Продолжительность миссии4 минуты 52 секунды
Пройденное расстояние211,41 км (131,36 миль)
Апогей167,22 км (103,91 миль)
Свойства космического корабля
Стартовая масса499683 кг (550,8 короткие тонны )
Начало миссии
Дата запуска16 ноября 1962 г., 17:45:02 (1962-11-16UTC17: 45: 02Z) универсальное глобальное время
РакетаСатурн I SA-3
Запустить сайтмыс Канаверал LC-34
Конец миссии
Разрушен 16 ноября 1962 г., 17:49:54 (1962-11-16UTC17: 49: 55Z) универсальное глобальное время
(Проект Highwater )
Проект Аполлон
Тесты без экипажа
 

Сатурн-Аполлон 3 (SA-3) был третьим полетом Сатурн I ракета-носитель, второй полет Проект Highwater, и часть американского Программа Аполлон. Пуск ракеты состоялся 16 ноября 1962 г. мыс Канаверал, Флорида.

История

Компоненты ракеты-носителя "Сатурн I" доставлены баржей на мыс Канаверал. Обещать 19 сентября 1962 г.,[1]:6 но установка ракеты-носителя первой ступени на ее пусковой постамент была отложена до 21 сентября из-за тропическая депрессия который переместился над полуостровом Флорида.[2] Манекены второй и третьей ступеней (S-IV и S-V) и полезная нагрузка были собраны на ускорителе 24 сентября.[1]:6 Балласт вода была загружена в манекены 31 октября, а РП-1 Топливо было загружено 14 ноября.[1]:6

Для этого запуска директор мыса Канаверал Курт Дебус - спросил директор Центра космических полетов Маршалла. Вернер фон Браун, который курировал проект Сатурн, чтобы на территорию НАСА не допускались посторонние посетители из-за продолжающейся напряженности Кубинский ракетный кризис.[2]

Полет

Сатурн-Аполлон-3 был запущен в 17:45:02 16 ноября 1962 г. с Стартовый комплекс 34.[3] Единственная задержка в обратном отсчете была на 45 минут из-за сбоя питания наземного вспомогательного оборудования.[4] Эта миссия была первым запуском ракеты Сатурн I с полной загрузкой топлива, несущей приблизительно 750 000 фунтов (340 000 кг) топлива.[2][5][6]

Четыре внутренних двигателя H-1 отключились через 2 минуты 21,66 секунды после запуска и на высоте 38,19 миль (61,46 км), а четыре внешних двигателя отключились через 2 минуты 29,09 секунды и 44,19 миль (71,11 км); оба комплекта горели немного дольше, чем предполагалось изначально, достигнув максимальной скорости 4046 миль в час (6511 км / ч).[1]:10 Аппарат продолжал двигаться по инерции до высоты 103,91 мили (167,22 км) и дальности до 131,36 мили (211,41 км), после чего через 4 минуты 52 секунды после запуска[1]:10 Должностные лица послали на ракету команду на отключение, вызвав несколько зарядов, которые привели к разрушению фиктивных ступеней машины.[3][7] Первая ступень осталась нетронутой,[1]:66 хотя и неконтролируемый, пока он не столкнулся с Атлантическим океаном примерно в 270 милях (430 км) от места запуска.[6]

Цели

Начальный

Основные цели SA-3 были во многом те же, что и у предыдущих двух полетов Saturn I в том, что это было прежде всего испытание ускорителя первой ступени (S-I) и его двигателей H-1. Согласно отчету НАСА Результаты третьего испытательного полета ракеты-носителя "Сатурн-1", SA-3 предназначался для тестирования четырех областей: ракеты-носителя, наземного вспомогательного оборудования, летательного аппарата и проекта Highwater.[1]:3

Испытания ускорителя включали двигательную установку, конструктивную конструкцию и системы управления. В испытании наземной поддержки участвовали средства и оборудование, использованные при пуске, включая топливные системы, оборудование автоматической проверки, стартовую платформу и опорные башни. Автомобиль в ходе летных испытаний провел измерения аэробаллистики, которые подтвердили такие значения аэродинамических характеристик, как устойчивость и характеристики; пропульсивная установка, которая обеспечивала, что двигатели могут обеспечивать достаточную тягу для движения транспортного средства с правильной скоростью и траекторией, а также предоставлять данные о работе всех восьми двигателей во время полета; структурные и механические, которые обеспечивали измерения уровней напряжения и вибрации транспортного средства на всех этапах полета; и наведение и управление, которые продемонстрировали, что системы космических аппаратов могут точно предоставлять информацию об ориентации и скорости.[1]:3

Четвертая цель, Project Highwater, была экспериментом, ранее проводившимся на SA-2. Это включало преднамеренный сброс водяного балласта со второй и третьей ступеней, что позволило ученым исследовать природу Земли. ионосфера, а также серебристые облака и поведение льда в космосе.[8]

Для проекта Highwater баки в макетных верхних ступенях SA-3 были заполнены 192 528 фунтами (87 329 кг) воды, примерно 22 900 галлонов США (87 000 л; 19 100 имп. Галлонов), которые использовались для моделирования массы будущих полезных нагрузок Сатурна.[1]:3, 66 Между двумя манекенами вода была разделена примерно пополам. Когда на ракету была отправлена ​​команда о завершении, примакорд Заряды разделяют обе ступени в продольном направлении, мгновенно выпуская из него воду.[8] За экспериментом следили камеры и другое оборудование на земле и в самолетах.[7] Наблюдатели на мысе Канаверал сообщили, что ледяное облако было видно около трех секунд и было «несколько миль в поперечнике».[6][7]

НАСА заявило, что все инженерные цели полета достигнуты,[9] несмотря на то, что время от времени возникают проблемы с телеметрией во время полета, а некоторые данные измерений нельзя использовать или использовать только частично.[1]:3 Проект Highwater на SA-3 также был признан успешным,[1]:3 хотя, опять же, проблемы с телеметрией дали сомнительные результаты.[9]

Специальный

НАСА Полученные результаты В отчете говорится, что в полет SA-3 были включены десять специальных испытаний, все из которых были посвящены технологиям и процедурам, предназначенным для использования в будущих миссиях Apollo.

Движение

Как упоминалось ранее, SA-3 был первым полетом Apollo с полной загрузкой топлива по сравнению с более ранними полетами, которые выполняли примерно 83% максимальной вместимости. Это привело к тестированию реакции ракеты на более медленное ускорение и увеличению времени полета на первой ступени.[2] Также во время этой миссии подвесным двигателям разрешалось работать до истощения ракетного двигателя. жидкий кислород (LOX), а не время отключения предыдущих рейсов.[5]

SA-3 также впервые использовала ретророзеты на оборудовании Apollo. Это были единственные функциональные части на SA-3 из того, что впоследствии стало системой разделения ступеней S-I / S-IV, которая разделяла бы эти две ступени в более поздних миссиях. Эти четыре маленькие твердотельные ракеты были расположены под углом 90 градусов вокруг вершины ступени S-I, их сопла были направлены вверх. Через 2 минуты 33,66 секунды после запуска ракеты стреляли примерно 2,1 секунды. Незначительное смещение ракет вызвало крен аппарата на 4,3 градуса в секунду, что привело к отказу инерционных платформ космических аппаратов ST-90 и ST-124P после поворота на 15 градусов. Это было сочтено случайным во время полета и не повлияло на успех миссии.[1]:17–18

Приборы

В Инерциальная платформа СТ-124П («P» для прототипа) был компонентом системы наведения и управления и содержал гироскопы и акселерометры который подавал информацию на управляющие компьютеры.[1]:32 После выхода из атмосферы эта информация давала управляющие сигналы двигателям на карданном подвесе.[10] Во время SA-3 эта платформа была неактивным компонентом; хотя он работал и контролировался во время полета, он не контролировал машину и использовался только для сравнения характеристик со стандартной тогда платформой ST-90, которая также была неактивным компонентом во время полета.[1]:1, 29 Для этой миссии обе платформы были расположены на промежуточном этапе между S-I и S-IV;[5] Сатурн IB и Сатурн V транспортных средств будет один на Приборный блок наверху ступени S-IVB.[11]

На SA-3 были включены два новых передатчика. Канал передачи данных с импульсной кодовой модуляцией (ИКМ) передавал цифровые данные, которые были бы жизненно важны для обеспечения автоматизированных процедур проверки и запуска космических аппаратов в будущих полетах.[2] Устройство работало с высоким уровнем сигнала, что указывало на то, что оно могло предоставлять очень точные данные.[1]:60 An сверхвысокая частота (UHF) радиосвязь также была испытана на SA-3. Он будет использоваться для передачи измерений датчиков, которые нельзя эффективно передавать на более низких частотах.[2] Система работала удовлетворительно, и послеполетная документация указала, что инженеры могут расширить ее роль для будущей передачи телеметрии.[1]:60

Антенная панель Block II была испытана в полете. Расположенный между топливными баками, он давал более сильный и стабильный сигнал, чем панель блока I.[1]:60

Измерения температуры манекена S-IV и межступенчатого обтекателя проводились восемнадцатью датчиками температуры, называемыми термопары. Они использовались для обнаружения изменений температуры вокруг выступов на коже сцены и в области ретророзеток во время работы. Для стадии S-IV температуры были в пределах ожидаемых уровней, хотя степень нагрева примерно вдвое больше, чем предполагалось. На промежуточном этапе во время зажигания ретракетом наблюдалась максимальная температура 315 ° C (599 ° F), что указывает на то, что что-то неизвестное могло вызвать аномально высокие показания.[1]:53

Инженерное и наземное оборудование

Отдельная панель теплоизоляции теплозащитного экрана Блока II М-31 и одна из панелей космического корабля. калориметры, был установлен на базе первой ступени двигателями. Этот тест измерял поток горячего воздуха через новую изоляцию по сравнению с материалом, обычно используемым на рейсах Saturn I Block I.[1]:49–51

Исследование динамического давления было проведено для Кентавр Программа, в которой две алюминиевые панели были установлены на адаптере полезной нагрузки наверху ступени S-V и оснащены 11 датчиками давления. Это исследование было проведено из-за отказа первого пилотируемого транспортного средства Centaur, предположительно вызванного неблагоприятным давлением окружающей среды вокруг плеча транспортного средства. Испытания показали, что сразу за плечом образовалась область очень низкого давления, когда машина двигалась на скорости 0,7 Маха.[12]

Наконец, новая 240-футовая (73 м) башня шлангокабеля и поворотный рычаг Block II были впервые использованы при подготовке к будущим полетам Block II Saturn I.[1]:66[5]

Рекомендации

Эта статья включаетматериалы общественного достояния с веб-сайтов или документов Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства.

  1. ^ а б c d е ж грамм час я j k л м п о п q р s т Результаты третьего испытательного полета ракеты-носителя "Сатурн-1". НАСА / Центр космических полетов им. Маршалла. 26 февраля 1964 г. Отчет MPR-SAT-64-13; Регистрационный номер N74-72257.
  2. ^ а б c d е ж Бенсон, Чарльз Д.; Фаэрти, Уильям Барнаби (1978). "Сатурн I запускает (1962-1965)". Moonport: история пусковых установок и операций Apollo. НАСА. Специальная публикация 4204; Регистрационный номер N79-12127.
  3. ^ а б Рыба, Жанна (8 июля 2009 г.). "Испытательные полеты Сатурна". NASA.gov. Получено 7 мая, 2012.
  4. ^ Брукс, Кортни Джи; Гримвуд, Джеймс М; Свенсон-младший, Лойд С. (1979). Колесницы для Аполлона: история пилотируемых лунных космических кораблей. НАСА. п. 382. Специальная публикация 4205; Регистрационный номер N79-28203.
  5. ^ а б c d Смит, Морис А., изд. (22 ноября 1962 г.). "Третий запуск Сатурна". Международный рейс. Vol. 82 нет. 2802. С. 827–8.
  6. ^ а б c Associated Press (17 ноября 1962 г.). «Сатурн устанавливает успех третьего испытания». Газета. Монреаль, Квебек. п. 48.
  7. ^ а б c Associated Press (17 ноября 1962 г.). "Сатурн 3 - могучий лунный шаг". Новости Майами. Майами, Флорида. п. 3А.
  8. ^ а б Вудбридж, Дэвид Д; Ласатер, Джеймс А. (6 марта 1965 г.). Анализ данных о паводках проекта. НАСА. Регистрационный номер N65-21330.
  9. ^ а б Белл II, изд. "Сатурн СА-3". NASA.gov. Получено 9 мая, 2012.
  10. ^ Бильштейн, Роджер Э (1996) [1980]. Этапы к Сатурну. НАСА. С. 248–249. ISBN  0-16-048909-1. Специальная публикация 4206; Регистрационный номер N97-15592.
  11. ^ Зельцер, С. М. (14 ноября 1963 г.). Сатурн IB / V Astrionics System. НАСА. С. 12–13. МТП-АСТР-С-63-15; Регистрационный номер N65-35311.
  12. ^ Гарсия, Фернандо С. (февраль 1964 г.). Аэродинамический анализ летательных аппаратов Saturn I Block I.. НАСА / Центр космических полетов им. Маршалла. п. 9. Техническая записка D-2002; Регистрационный номер N64-14392.

внешняя ссылка

СМИ, связанные с Сатурн-Аполлон 3 в Wikimedia Commons