아틀라스 I
Atlas I CRES 위성으로 아틀라스 I의 첫 비행 발사 | |
| 기능. | 소모품 발사 시스템 |
|---|---|
| 제조원 | 제너럴 다이내믹스 |
| 원산지 | 미국 |
| 크기 | |
| 높이 | 43.90m (162.00피트) |
| 직경 | 3.05m(10피트) |
| 덩어리 | 164,300kg (362,200파운드) |
| 스테이지 | 2.5 |
| 용량 | |
| 185km(115mi)까지 탑재 가능 | |
| 덩어리 | 5,900 kg (13,000파운드)[1] |
| GTO로의 페이로드 | |
| 덩어리 | 2,375 kg (5,236파운드)[2] |
| 관련 로켓 | |
| 가족 | 지도책 |
| 기동 이력 | |
| 상황 | 은퇴한 |
| 사이트 시작 | LC-36B, 케이프 커내버럴 |
| 기동 총수 | 11 |
| 성공 | 8 |
| 장애 | 3 |
| 첫 비행 | 1990년 7월 25일 |
| 마지막 비행 | 1997년 4월 25일 |
| 부스터 – MA-5[3] | |
| 부스터 | 1 |
| 전원 공급자 | LR-89-7 x 2 |
| 최대 추력 | 1,901.6kN(427,500파운드f)[3] |
| 특정 임펄스 | 293.4초(2.877km/s) |
| 굽는 시간 | 155초[2] |
| 추진제 | RP-1 / LOX |
| 제1단계 | |
| 전원 공급자 | LR-105-7 x 1 |
| 최대 추력 | 386.4kN (86,900파운드f)[3] |
| 특정 임펄스 | 316초(3.10km/s) |
| 굽는 시간 | 266초[2] |
| 추진제 | RP-1 / LOX |
| 2단계 – Centaur | |
| 전원 공급자 | RL-10A×2 |
| 최대 추력 | 147 kN(33,000파운드f) |
| 특정 임펄스 | 449초(4.40km/s) |
| 굽는 시간 | 410초[2] |
| 추진제 | 좌측2/LOX |
아틀라스 I은 1990년대 제너럴 다이내믹스가 다양한 [clarification needed]위성을 발사하기 위해 제작한 미국의 소모성 발사 시스템이다."아틀라스 I"의 "I"는 혼동을 일으킬 수 있는데, 이전의 모든 아틀라스 로켓은 글자로 지정되었고 아틀라스 H로 끝나기 때문이다.그러나 후속 로켓은 아틀라스 II를 시작으로 로마 숫자를 사용하여 지정되었다.공식적으로는 I는 로마 숫자 1이다.11번의 발사가 이루어졌고, 3번의 실패가 있었다.
Atlas I은 Atlas G에서 분리되어 많은 전기 및 유도 기능이 [4]개선되었습니다.Atlas I은 이전 제품에[1] 비해 페이로드 용량이 크게 향상되지는 않았지만 페이로드 페어링 옵션을 [2]더 크게 제공했습니다.
아틀라스 I은 매우 성공적인 아틀라스 II [2]로켓을 만들기 위해 더욱 개발되고 개선될 것이다.
설계.
Atlas I은 3개의 엔진, 분사식 부스터 섹션, 2개의 버니어 엔진을 갖춘 고전적인 Atlas 설계의 마지막 모델이었다.Atlas II는 이러한 기능의 대부분을 유지하면서도 버니어 대신 히드라진 롤 제어 [2]시스템을 사용했습니다.
아틀라스 1단계
Atlas I의 첫 번째 단계는 [2]Atlas G의 첫 번째 단계의 복사본이었습니다.LR-89-7 부스터 엔진 2개, LR-105-7 서스테인 엔진 1개, 롤 제어를 위한 LR-101 버니어 엔진 2개를 탑재했다.첫 번째 단계의 구조는 이전의 아틀라스 로켓처럼 스테인리스강 풍선 탱크로 구성되었다.이 탱크 구조 위에 서스테너 및 버니어 엔진이 장착되었습니다.그러나 두 부스터 엔진은 탱크 바닥에 부착된 자체 원통형 스커트 구조에 장착되었습니다.각 LR-89-7에는 연소실에 추진제를 공급하는 자체 터보펌프가 있었지만, 두 엔진은 하나의 공통 가스 [3]발생기를 공유했습니다.
부스터 엔진은 지지 구조 및 배관과 함께 비행 중에 떨어져 나갈 것입니다.서스테너 엔진이 부스터 엔진보다 효율적이기 때문에 부스터 엔진을 떨어뜨리면 스테이지의 [3]성능이 향상됩니다.LR-105-7 서스테너 엔진과 LR-101 버니어 엔진은 1단 탱크의 모든 추진체가 고갈된 후 발사 4분 30초 후에 정지되었다.첫 번째 단계 분사가 끝날 무렵, 페이로드 페어링은 [2]버려졌습니다.
Atlas I은 Atlas G와 동일한 1단 엔진을 탑재했다.그것들은 나중에 아틀라스 II에서 [3]RS-27에서 파생된 더 나은 성능의 엔진으로 교체될 것이다.
켄타우르스 상단
Atlas I의 상단 무대는 Centaur I 스테이지로, Atlas Boosters 상공을 비행했던 Centaur의 초기 모델에서 파생되었습니다.센타우르 1호는 액체 수소와 액체 산소를 연소하는 RL-10-A-3A 엔진 2개를 탑재해 매우 효율적인 스테이지로 만들었다.탱크 내 액체 수소의 끓는 속도를 늦추기 위해 센타우르는 1단 부스터 엔진이 분사된 [4]후 25개의 유리 섬유 단열 패널을 장착했다.Centaur I은 단열 패널을 분리하는 기능을 갖춘 마지막 버전의 무대입니다.
센타우르스는 아틀라스 1호에서 [1]지금까지 가장 일반적인 비행 프로파일이었던 정지궤도까지 탑재물을 이동시키기 위해 재점화할 수 있었다.센타우르호의 최대 해안 시간(궤도에서의 스테이지 임무 수명)은 무대가 긴 코스트 키트를 장착했을 때 약 90분이었다.이 키트에는 더 큰 배터리, 더 많은 헬륨 저장 공간, 스테이지의 추가 차폐, 그리고 히드라진을 [2]위한 여분의 병이 포함되어 있습니다.
스타 48B 3단
General Dynamics는 지구 출발 발사를 위한 스타 48B 3단 옵션을 제공했습니다.이 작은 고체 로켓 모터는 탑재체들이 센타우르에서 분리된 직후 지구로부터 마지막 힘을 낼 수 있도록 도와줄 것이다.스타 모터는 다른 아틀라스 로켓을 타고 날았지만 아틀라스 [2]I에서는 날지 않았다.
페이로드 페어링
Atlas [2]I에는 다음 두 가지 페어링 모델이 사용 가능했습니다.
- 중형, 직경 3.3m(11ft), 높이 10.4m(34ft), 질량 1,409kg(3,106lb)
- 직경 4.2m(14피트), 높이 12.2m(40피트), 질량 2,087kg(4,601파운드)의 대형
두 페어링 모델은 아틀라스 II 시리즈 [2]로켓에도 제공되었고, 라지 모델은 아틀라스 [5]V에서 오늘날에도 비행을 계속하고 있습니다.
Atlas I의 페이로드 질량 수치는 지름 4.2m(14ft)의 대형 페어링으로 비행하는 차량에 기초했다.차량이 중간 페어링을 사용하여 비행하는 경우 페어링의 질량이 낮으면 정지 이동 [2]궤도에 대한 페이로드 용량이 약 135kg(298lb) 증가할 수 있다.
기동 이력
| 항공편 번호 | 날짜/시간(GMT) | 일련 번호 | 페이로드 | 결과 | 언급 | |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 지도책 | 켄타우루스 | |||||
| 1 | 1990년 7월 25일 19:21 | AC-69 | 5049 | CRES | 성공. | 아틀라스 1호의 처녀 비행, 이후 우주선은 실패했다. |
| 2 | 1991년 4월 18일 23:30 | AC-70 | 5050 | 유리3H | 실패. | RSO는 T+441초에 파괴됩니다.비행[6] 후 분석 중 관리 일정과 비용 압박으로 인해 엔지니어들은 LH2 터보펌프에 파편이 끼어 센타우르 엔진 1대가 시동을 걸지 못했다는 잘못된 결론을 내렸다.진짜 문제는 LH2가 대기 질소와 혼합되어 센타우르 엔진 밸브에서 고체 질소의 플러그를 형성한다는 것이었다.그 결과 엔진은 추력을 발달시키지 못했고 쌍둥이 엔진 센타우르는 통제 불능 상태가 되었다.Atlas AC-71에서 문제가 재발합니다. |
| 3 | 1992년 3월 14일 00:00 | AC-72 | 5052 | 갤럭시 5 | 성공. | |
| 4 | 1992년 8월 22일 22:40 | AC-71 | 5051 | 갤럭시 1R | 실패. | 센타우르 엔진 고장 후 RSO 파괴1991년 발사 때와 마찬가지로, 이 사건은 LH2가 대기 질소와 혼합되어 센타우르 엔진 밸브에 고체 질소 마개를 형성하면서 발생했다.이 상태는 점화 전에 Centaur 엔진을 냉각시켜 성능을 높이기 위한 실험 절차로 인해 발생했습니다.그 절차는 비행과 같은 조건하에서 완전히 테스트되지 않았다.이 시간 동안 경영진은 루트가 발견될 때까지 가능한 모든 원인을 조사할 수 있는 권한을 부여했습니다. |
| 5 | 1993년 3월 25일 21:38 | AC-74 | 5054 | UHF F-1 | 실패. | 부적절한 토크로 인해 Atlas 서스테너 엔진이 T+25초부터 75% 스러스트까지 떨어졌습니다.T+120초에 부스터 스테이징을 실시하면, 서스테이너의 추력이 60%까지 저하했습니다.탑재물은 사용할 수 없는 궤도에 올려졌다.아틀라스 우주선과 관련된 발사 실패는 이번이 마지막이었다. |
| 6 | 1993년 9월 3일 11:17 | AC-75 | 5055 | UHF F-2(미국-95) | 성공. | |
| 7 | 1994년 4월 13일 06:04 | AC-73 | 5053 | GOES-I(GOES-8) | 성공. | |
| 8 | 1994년 6월 24일 13:50 | AC-76 | 5056 | UHF F-3(미국-104) | 성공. | |
| 9 | 1995년 5월 23일 05:52 | AC-77 | 5057 | GOES-J(GOES-9) | 성공. | |
| 10 | 1996년 4월 30일 04:31 | AC-78 | 5058 | 베포색스 | 성공. | |
| 11 | 1997년 4월 25일 05:49 | AC-79 | 5059 | GOES-K(GOES-10) | 성공. | 아틀라스[7] I의 마지막 비행 |
「 」를 참조해 주세요.
레퍼런스
- ^ a b c Gunter D. Krebs. "Atlas-1 (Atlas I)". Gunter's Space Page. Retrieved July 17, 2022.
- ^ a b c d e f g h i j k l m n General Dynamics. "Atlas Mission Planner's Guide". Retrieved July 17, 2022.
- ^ a b c d e f Norbert Brügge. "Variants of the "stage and a half" drive system (MA) of the Atlas rocket". Archived from the original on January 20, 2016. Retrieved July 17, 2022.
- ^ a b Mark Wade. "Atlas I". www.astronautix.com. Archived from the original on October 16, 2016. Retrieved August 18, 2020.
- ^ United Launch Alliance. "Atlas V Website". ulalaunch.com. Retrieved July 17, 2022.
- ^ "The Space Review: Launch failures: An Atlas Groundhog Day".
- ^ "Atlas I Successfully Launches GOES-K". International Launch Services. April 25, 1997. Retrieved March 16, 2013.
