새턴 I SA-3

Saturn I SA-3
새턴-아폴로 3호
Saturn I (SA-3) Launch.jpg
Pad 34에서 발사 시 SA-3
미션 타입시험 비행
교환입니다.NASA
COSPAR ID Edit this at Wikidata
미션 기간4분 52초
주행 거리211.41km(140.36mi)
아포기167.22 km (167.91 mi)
우주선 속성
발사 질량499,683 kg (550.8 쇼트톤)
임무 개시
발매일1962년 11월 16일 17:45:02 (1962-11-16)UTC 17:45:02Z) UTC
로켓새턴 I SA-3
발사장소케이프 커내버럴 LC-34
임무 종료
파괴된1962년 11월 16일 17:49:54(1962-11-16)UTC 17:49:55Z) UTC
(프로젝트 고조)
아폴로 계획
미완료 테스트
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새턴-아폴로 3호(SA-3)는 새턴 I호 발사체의 세 번째 비행, 프로젝트 하이워터의 두 번째 비행, 그리고 미국 아폴로 계획의 일부였다.이 로켓은 1962년 11월 16일 플로리다 케이프 커내버럴에서 발사되었다.

역사

새턴I 발사체 부품은 1962년 [1]: 6 9월 19일 바지선 프로미스호에 의해 케이프커내버럴로 인도됐지만 플로리다 [2]반도를 지나는 열대 저기압으로 인해 1단 부스터의 발사대 설치는 9월 21일로 연기됐다.더미 [1]: 6 2단계와 3단계(S-IV 및 S-V)와 페이로드가 9월 24일 부스터에 조립되었다.밸러스트 워터는 10월 31일 더미 스테이지로, RP-1 연료는 11월 [1]: 6 14일 로딩되었다.

이번 발사를 위해 케이프커내버럴 소장은 토성 프로젝트를 감독하던 마셜우주비행센터(Marshall Space Flight Center) 소장인 베르너 폰 브라운에게 쿠바 미사일 [2]사태의 계속되는 긴장으로 인해 외부 방문객이 NASA에 출입할 수 없도록 해달라고 요청했다.

비행

Saturn-Apollo 3호는 1962년 11월 16일 17시 45분 2초에 Launch Complex [3]34에서 발사되었습니다.카운트다운 시퀀스의 유일한 홀드는 접지 지원 [4]장비의 전원 장애로 인해 45분 동안 유지되었습니다.이 임무는 토성 I 로켓이 [2][5][6]약 750,000파운드 (340,000 kg)의 연료를 싣고 추진제를 가득 싣고 발사된 첫 번째 임무였다.

차량의 4개의 내 H-1엔진 발사 21.66초 후에 2분 38.19마일(61.46 km)의 고도에 4개의 외 엔진은 2분에(71.11 km)29.09초 44.19마일을 폐쇄하다;둘 다 세트보다 다소 처음에 추산되었다 더 오래, 시간(6,511 km/h)당 4,046 마일로 최대 속도에 도달하는 것을 불 태웠다 문을 닫았다.[1]:10 이 로켓은 고도 103.91마일(167.22km)과 사거리 211.36마일(211.41km)까지 계속 하강했으며 [1]: 10 발사 4분 52초 후 로켓에 종료 명령을 내려 로켓의 더미 단계를 [3][7]파괴했다.1단계는 [6]발사 지점에서 약 270마일(430km) 떨어진 대서양에 충돌하기 전까지는 통제되지 않았지만 온전하게 [1]: 66 남아 있었다.

목적

기본적인

SA-3의 주요 목적은 주로 1단 부스터(S-I)와 H-1 엔진의 시험이었다는 점에서 이전의 두 번의 새턴 I 비행과 거의 같았다.NASA의 세 번째 새턴 1호 발사체 시험 비행 결과에 따르면, SA-3는 부스터, 지상 지원 장비, 비행 중인 우주선, 그리고 프로젝트 [1]: 3 하이워터의 네 가지 영역을 테스트하는 것을 목표로 했다.

부스터 테스트는 추진 시스템, 구조 설계 및 제어 시스템을 포함했습니다.지상 지원 시험에는 추진체 시스템, 자동 점검 장비, 발사대, 지원 타워 등 발사에 사용된 시설과 장비가 포함되었습니다.비행 시험 중인 차량은 안정성 및 성능과 같은 공기역학 특성의 값을 확인한 항공 탄도학을 측정했으며, 이는 엔진이 정확한 속도와 궤적으로 차량을 추진하기에 충분한 추력을 제공할 수 있음을 보장하며, 비행 중 8개 엔진의 성능에 대한 데이터를 제공한다.비행의 모든 단계에 걸쳐 차량의 응력과 진동 수준을 측정해 주는 진리와 기계, 그리고 우주선 시스템이 방향과 속도 [1]: 3 정보를 정확하게 제공할 수 있다는 것을 입증하는 안내와 제어.

네 번째 목표인 Project Highwater는 이전에 SA-2로 비행한 실험이었다.이것은 과학자들이 지구의 전리층의 성질뿐만 아니라 야간투명 구름과 우주에서 [8]얼음의 거동을 조사할 수 있게 해주는 2단계와 3단계에서 밸러스트 물을 의도적으로 방출하는 것을 포함했다.

프로젝트 하이워터의 경우 SA-3의 더미 상단 탱크에는 약 22,900 US 갤런(87,000 l; 19,100 imp gal)의 물이 채워져 미래의 토성 페이로드의 [1]: 3, 66 질량을 시뮬레이션하는 데 사용되었다.물은 두 더미 단계 사이에서 대략 절반으로 나뉘었다.종료 명령이 로켓에 전달되었을 때, 프라이머코드 전하가 두 단계를 세로로 쪼개지면서 물의 [8]부하를 즉시 방출했다.그 실험은 지상과 [7]항공기의 카메라와 다른 장비들에 의해 추적되었다.케이프 커내버럴의 관측자들은 이 얼음 구름이 약 3초 동안 보이고 "직경 [6][7]수 마일"이라고 보고했다.

NASA는 비행 중 원격 측정과 관련된 간혹 문제가 있고 일부 측정 데이터를 사용할 수 없거나 부분적으로만 사용할 [1]: 3 수 있음에도 불구하고 비행의 모든 공학적 목표가 [9]달성되었다고 선언했다.SA-3의 Highwater 프로젝트도 [1]: 3 성공했다고 발표되었지만, 원격 측정 문제는 의심스러운 결과를 [9]낳았다.

스페셜

NASA의 결과 보고서는 SA-3 비행에 10개의 특별한 테스트가 포함되었으며, 모두 미래의 아폴로 임무에 사용될 기술과 절차에 초점을 맞췄다고 말한다.

추진력

앞서 언급했듯이, SA-3는 최대 용량의 약 83%를 수송한 이전 비행과 비교하여 추진제를 가득 실은 최초의 아폴로 비행이었다.이것은 느린 가속과 연장된 1단계 비행 [2]시간에 대한 로켓의 반응을 테스트하는 효과를 가져왔다.또한 이 임무에서, 선외기 엔진은 이전 [5]비행의 시간적 차단이 아닌 로켓의 액체 산소(LOX)가 고갈될 때까지 발사되도록 허용되었다.

SA-3는 또한 아폴로 하드웨어에서 최초로 역추진 로켓을 사용하는 것이 특징이었다.이것들은 SA-3에서 S-I/S-IV 단계 분리 시스템이 될 유일한 기능이었다. 이것은 이후의 임무에서 두 단계를 분리할 것이다.이 4개의 작은 고체 로켓은 노즐을 위로 향하게 하여 S-I 스테이지의 꼭대기 주위에 90도 간격으로 배치되었다.발사 후 2분 33.66초에 로켓은 약 2.1초간 발사되었다.로켓의 사소한 정렬 불량이 초당 4.3도의 롤링을 일으켰고, 이로 인해 우주선의 ST-90과 ST-124P 관성 플랫폼이 15도 회전 후에 고장 났다.이는 비행에 부수적인 것으로 간주되었으며 임무 [1]: 17–18 성공에 영향을 미치지 않았다.

인스트루먼트

ST-124P 관성 플랫폼(시제품의 경우 'P')은 유도 및 제어 시스템의 구성요소였으며,[1]: 32 컴퓨터를 제어하기 위해 정보를 공급하는 자이로스코프와 가속도계를 포함하고 있었다.대기권을 벗어나면 이 정보가 짐벌 처리된 [10]엔진에 스티어링 신호를 제공합니다.SA-3 동안, 이 플랫폼은 비활성 구성요소였다; 비행 중 기능하고 모니터링하는 동안, 차량에 대한 제어가 없었고,[1]: 1, 29 비행에 비활성 구성요소였던 당시 표준 ST-90 플랫폼과의 성능 비교에만 사용되었다.이 임무를 위해, 두 플랫폼 모두 S-I와 [5]S-IV 사이의 스테이지 사이에 위치하고 Saturn IB와 Saturn V 차량은 S-IVB [11]스테이지 상단의 계기판 유닛에 장착될 것이다.

SA-3에는 2개의 새로운 송신기가 탑재되었습니다.펄스 코드 변조(PCM) 데이터 링크는 디지털 데이터를 전송했으며, 이는 향후 [2]비행에서 자동화된 우주선 점검 및 발사 절차를 제공하는 데 필수적입니다.이 장치는 높은 신호 [1]: 60 강도로 작동하여 매우 정확한 데이터를 제공할 것임을 나타냅니다.초고주파(UHF) 무선 링크도 SA-3에서 테스트되었습니다.낮은 [2]주파수에서는 효과적으로 전송할 수 없는 센서 측정값을 전송하는 데 사용됩니다.시스템은 만족스러운 성능을 보였으며 비행 후 문서에는 엔지니어가 향후 원격 측정 [1]: 60 전송을 위해 그 역할을 확장할 수 있다고 나와 있습니다.

Block II 안테나 패널은 비행 중에 테스트되었습니다.추진제 탱크 사이에 위치하여 Block I [1]: 60 패널보다 더 강력하고 일관된 신호 강도를 제공합니다.

S-IV 더미 스테이지의 온도 측정과 스테이지 간 페어링은 열전대라고 불리는 18개의 온도 프로브를 사용하여 수행되었습니다.이들은 수술 중 스테이지 피부 돌기 주변과 역방향 로켓 영역의 온도 변화를 감지하는 데 사용되었다.S-IV 단계의 경우, 예상한 것보다 약 2배의 가열률이 발생했지만, 온도는 예상 수준 내에 있었다.역방향 로켓 연소 중 단계 간에서 315°C(599°F)의 최대 온도가 확인되었으며, 이는 알 수 없는 무언가가 비정상적으로 [1]: 53 높은 판독값을 발생시켰을 수 있음을 나타냅니다.

엔지니어링 및 지상 장비

블록II M-31의 단열재 패널과 우주선 열량계를 엔진에 의해 1단 베이스에 장착했다.이 테스트는 토성 I 블록 I [1]: 49–51 비행에 일반적으로 사용되는 재료와 비교하여 새로운 단열재를 통한 열 유속을 측정했습니다.

센타우르 프로그램에 대한 동적 압력 연구가 수행되었습니다. 이 프로그램은 2개의 알루미늄 패널을 S-V 스테이지 상단의 페이로드 어댑터에 장착하고 11개의 압력 센서를 장착했습니다.이 연구는 첫 번째 Centaur 차량의 비행 실패로 인해 수행되었으며, 차량의 갓길 주변의 역압 환경에서 발생한 것으로 의심된다.테스트 결과 차량이 마하 0.[12]7인 동안 갓길 바로 뒤에 매우 낮은 압력 영역이 형성되었습니다.

마지막으로, 새로운 240피트(73m)의 탯줄 타워와 블록 II 스윙 암이 미래의 블록 II 토성 I [1]: 66 [5]비행을 위해 처음으로 사용되었습니다.

레퍼런스

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  1. ^ a b c d e f g h i j k l m n o p q r s t Results of the Third Saturn 1 Launch Vehicle Test Flight. NASA/Marshall Space Flight Center. February 26, 1964. Report MPR-SAT-64-13; Accession number N74-72257.
  2. ^ a b c d e f Benson, Charles D; Faherty, William Barnaby (1978). "Saturn I Launches (1962 – 1965)". Moonport: A History of Apollo Launch Facilities and Operations. NASA. Special Publication 4204; Accession number N79-12127.
  3. ^ a b Ryba, Jeanne (July 8, 2009). "Saturn Test Flights". NASA.gov. Retrieved May 7, 2012.
  4. ^ Brooks, Courtney G; Grimwood, James M; Swenson, Jr, Loyd S (1979). Chariots for Apollo: A History of Manned Lunar Spacecraft. NASA. p. 382. Special Publication 4205; Accession number N79-28203.
  5. ^ a b c d Smith, Maurice A, ed. (November 22, 1962). "Third Saturn Launch". Flight International. Vol. 82, no. 2802. pp. 827–8.
  6. ^ a b c "Saturn Sets Third Test Success". The Gazette. Montreal, QC. Associated Press. November 17, 1962. p. 48.
  7. ^ a b c "Saturn 3 A Mighty Moon Step". The Miami News. Miami, FL. Associated Press. November 17, 1962. p. 3A.
  8. ^ a b Woodbridge, David D; Lasater, James A (March 6, 1965). An Analysis of Project High Water Data. NASA. Accession number N65-21330.
  9. ^ a b Bell II, Ed. "Saturn SA-3". NASA.gov. Retrieved May 9, 2012.
  10. ^ Bilstein, Roger E (1996) [1980]. Stages to Saturn. NASA. pp. 248–249. ISBN 0-16-048909-1. Special publication 4206; Accession number N97-15592. Archived from the original on 2015-06-01.
  11. ^ Seltzer, S M (November 14, 1963). Saturn IB/V Astrionics System. NASA. pp. 12–13. MTP-ASTR-S-63-15; Accession number N65-35311.
  12. ^ Garcia, Fernando S (February 1964). An Aerodynamic Analysis of Saturn I Block I Flight Test Vehicles. NASA/Marshall Space Flight Center. p. 9. Technical Note D-2002; Accession number N64-14392. Archived from the original on 2012-12-14.

외부 링크

위키미디어 커먼스의 새턴 아폴로 3 관련 미디어