Saturn IB: Porovnání verzí
Smazaný obsah Přidaný obsah
m Bot: Odstranění 24 odkazů interwiki, které jsou nyní dostupné na Wikidatech (d:q719315) |
m uvozovky kolem identifikátoru reference, kosmetické úpravy za použití AWB |
||
Řádek 78:
}}
'''Saturn IB''' ('''Saturn 1B''') byla americká [[nosná raketa]] [[Rakety Saturn|řady Saturn]] používaná v letech [[1965]]–[[1975]]. Její konstrukce vycházela ze starší verze [[Saturn I]]. Od ní se odlišovala silnějšími motory prvního [[Vícestupňová raketa|stupně]], novým systémem řízení letu a přepracovaným druhým stupněm. Právě druhý stupeň byl největší inovací, neboť byl osazen pouze jedním velkým motorem, namísto šesti malých, jako jeho předchůdce. Na nízkou oběžnou dráhu dokázala dopravit náklad o hmotnosti více než 15 tun a byla tak schopna vynést velitelský i servisní modul [[Kosmická loď|kosmické lodi]] [[Apollo (kosmická loď)|Apollo]], nebo samotný [[lunární modul]].
Vývoj rakety probíhal ve vývojovém centru [[NASA]] [[Marshall Space Flight Center]] (dříve [[Army Ballistic Missile Agency]]) v [[Huntsville (Alabama)|Huntsville]] v [[Alabama|Alabamě]] pod vedením hlavního konstruktéra [[Wernher von Braun|Wernhera von Brauna]]. Práce na Saturnu IB začaly prakticky souběžně se Saturnem I, protože oba vycházely z konceptu Saturnu C-1, navrženého roku 1959. Pro verzi IB se čekalo pouze na vývoj nového motoru pro druhý stupeň.
Hlavním úkolem rakety byly testovací lety na [[Nízká oběžná dráha Země|nízkou oběžnou dráhu]] s kosmickou lodí Apollo nebo lunárním modulem. Později sloužila pro vynášení kosmických lodí s posádkou programů [[Program Apollo|Apollo]], [[Skylab]] a [[Sojuz-Apollo]]. Celkem startovala devětkrát a všechny starty byly úspěšné. Jediný závažný incident byl požár lodi [[Apollo 1]], který však nebyl způsoben raketou samotnou. Stejně jako jeho předchůdce, i Saturn IB znamenal velký technologický pokrok. Zatím co Saturn I poskytl cenné zkušenosti s použitím svazků motorů a kapalného vodíku, Saturn IB znamenal pokrok na poli silných vodíkových motorů. Druhý stupeň Saturnu IB byl později použit jako třetí stupeň [[Saturn V|Saturnu V]].
Řádek 86:
== Historie ==
=== Původ ===
[[Soubor:
Během vývoje [[Saturn I|Saturnu I]] docházelo k mnoha změnám jeho konfigurace a nové koncepty se objevovaly téměř každý měsíc. Původní [[Wernher von Braun|von Braunova]] koncepce Saturnu s raketou [[SM-68 Titan|Titan]] jako druhým [[Vícestupňová raketa|stupněm]] byla rozšířena o mnoho dalších možných řešení a jedním z nich bylo využití tehdy nové technologie motorů na kapalný [[vodík]]. Souběžně s přechodem [[ABMA]] a Saturnu pod [[NASA|Národní úřad pro letectví a kosmonautiku]] byla ustavena takzvaná ''Silversteinova komise'', která měla za úkol zhodnotit všechny navrhované koncepty a vybrat nejlepší řešení.<ref name="bilstein_45">{{Citace elektronické monografie
| příjmení = Bilstein
Řádek 95:
=== Vývoj motoru J-2 ===
Kombinace kapalného [[kyslík]]u a vodíku jako raketového paliva byla díky vysokému [[Specifický impuls|specifickému impulsu]] pro inženýry [[NASA]] velmi lákavá a koncem roku 1959 bylo vypracováno několik studií o možnostech vývoje silnějších motorů. Tehdy nový motor RL-10 nabízel tah pouze 67 [[Newton|kN]] (současná verze RL-10B-2 používaná na druhém stupni rakety [[Delta IV]] má tah 110
| příjmení = Bilstein
| kapitola = ORIGINS OF THE J-2 ENGINE
| strany = 141 - 142
}}</ref> V červenci 1960 byla vybrána firma [[Rocketdyne]] a konečný kontrakt byl podepsán v září 1960. Hlavním cílem konstruktérů z Rocketdyne byla bezpečnost, protože se jednalo o první silný motor navrhovaný pro pilotované lety.<ref name="bilstein_141"/>.
Vývoj se rychle rozběhl a již v listopadu proběhl první test vstřikovačů pro nový motor. Ještě před koncem roku 1960 postavil Rocketdyne velkou vakuovou komoru, speciálně navrženou pro simulování podmínek otevřeného [[vesmír]]u. Při vývoji bylo použito tehdy nové metody [[Simulace|simulování]] běhu motorů pomocí [[počítač]]ové analýzy.<ref name="bilstein_141"/> Roku 1961 práce rychle pokročily a v lednu 1962 byl proveden první testovací zážeh. V červnu 1962 podepsala NASA s firmou Rocketdyne další kontrakt na pokračování vývoje do roku 1965 a výrobu 55 kusů motorů J-2. Ve stejné době NASA oznámila úmysl postavit novou dvoustupňovou nosnou raketu '''Saturn C-1B''', která bude schopná vynést na nízkou oběžnou dráhu kompletní kosmickou loď [[Apollo (kosmická loď)|Apollo]] nebo samotný [[lunární modul]].<ref name="bilstein_143">{{Citace elektronické monografie
Řádek 167:
| místo =
| jazyk = anglicky
}}</ref>
| příjmení = Bilstein
| kapitola = THE H-1 ENGINE: MILESTONES AND FACILITIES
Řádek 175:
| kapitola = PEGASUS MISSIONS
| strany = 335
}}</ref>
První start Saturnu IB se konal 26. února 1966 na odpalovacím komplexu 34 na mysu Canaveral. Šlo o první [[Suborbitální kosmický let|suborbitální]] testovací let, trvající přibližně 32 minut. Raketa při něm dosáhla výšky přes 480 kilometrů a dopadla do jižního [[Atlantský oceán|Atlantiku]] asi 320 kilometrů od ostrova [[Ascension]].<ref name="bilstein_338"/> Další mise byly zaměřeny, stejně jako mise Saturnu I, na testování kosmické lodi Apollo a lunárního modulu. Poprvé však bylo možno otestovat součásti plánované rakety Saturn V, protože se Saturnem IB sdílely stejný stupeň S-IV. Po sérii testů přišly na řadu mise s posádkou, jako první to byla mise [[Apollo 7]], poté následovaly mise ke stanici [[Skylab]] a nakonec v roce 1975 společná [[Sovětský svaz|sovětsko]]-[[Spojené státy americké|americká]] mise [[Sojuz-Apollo]].
Řádek 183:
=== První stupeň ===
[[Soubor:S-IB Saturn IB 1st stage.jpg|thumb|left|1. Hlavní nosník „spider-beam“ 2. Tunel pro kabeláž 3. 8x motory H-1 4. Přístrojové vybavení 5. Přepážky proti šplouchání paliva, 8x nádrž průměr 178 cm 6. Kyslíková nádrž, průměr 267 cm 7. Protipožární stěna 8. Tepelný štít
První stupeň S-IB byl téměř totožný s prvním stupněm [[Saturn I|Saturnu I]]. Skládal se osmi nádrží rakety [[Redstone]] a jedné nádrže rakety [[PGM-19 Jupiter|Jupiter]]. Nádrže z Redstone byly umístěny po obvodu, čtyři z nich obsahovaly palivo [[RP-1]] a zbylé čtyři byly určeny pro [[kapalina|kapalný]] [[kyslík]]. Nádrž z Jupiteru byla uprostřed a obsahovala také kapalný kyslík. Průměr nádrží z Redstone byl 178
| příjmení = Bilstein
| kapitola = SATURN I AND IB AND THE LOWER STAGES
| strany = 77
}}</ref> Pro původní stupeň S-I byla délka nádrží upravena na 12 metrů, nový stupeň musel pojmout více paliva, a proto byly nádrže prodlouženy na 16 metrů. Celková výška prvního stupně (i s motory a adaptérem pro druhý stupeň) byla 25,5 metru. Po naplnění kyslíkových nádrží docházelo k prodloužení (viz [[deformace]]) až o 63,5 milimetru, proto byly nádrže na horním [[nosník]]u uloženy posuvně.<ref name="bilstein_77"/>. Při letu byly nádrže rozděleny do dvojic a každá dvojice napájela dva motory. Pro zajištění stabilní polohy byly nádrže vybaveny přečerpávacím zařízením, které bylo schopno vyrovnat hladiny v nádržích. Tento systém bylo možno použít i při výpadku jednoho z motorů k přesměrování paliva do dalších motorů. Prostřední kyslíková nádrž dodávala kyslík pro vnější motory se směrovatelným [[tah]]em.<ref name="bilstein_77"/>. Při startu také docházelo k vibracím a rázům, které způsobovaly šplouchání paliva v nádržích. Tento problém se objevil už při prvních misích Saturnu I, proto byly přidány do nádrží přepážky, které tomu zabraňovaly. Saturn IB jimi byl vybaven již od prvních letů.
Kvůli spotřebě pohonných látek při letu bylo nutné kompenzovat jejich objem v nádržích. K tomu sloužily dva nezávislé systémy. První systém zajišťoval kompenzaci objemu kapalného kyslíku. To bylo řešeno tepelným výměníkem, do nějž byla přivedena část kapalného kyslíku, ta byla ohřáta plyny vystupujícími ze spalovací turbíny motorů [[H-1]]b a vedena ve formě plynu zpět do nádrže. Pro kompenzaci objemu [[RP-1]] byl systém jednodušší, byl tvořen pouze tlakovými nádobami s dusíkem, postupně doplňovaným do nádrží.<ref name="bilstein_77"/> Podobný princip byl uplatňován i na druhém stupni. V případě druhého stupně však byl komplexnější a plnil více funkcí.
Řádek 215:
| kapitola = DOMES AND BULKHEADS
| strany = 170-172
}}</ref> Vzhledem k nízké hustotě kapalného vodíku a z toho plynoucí nutnosti maximální těsnosti svarů musely být všechny svary důkladně kontrolovány. Na každý svar byly používány dvě metody kontroly, prozařování rentgenem a kapilární zkoušky.<ref name="bilstein_170"/>
Nízká teplota a hustota kapalného vodíku kladla vysoké nároky na [[Izolace|izolaci]] nádrží. Nejlépe se na tento účel hodilo [[Balsa|balsové dřevo]]. Balsa je snadno opracovatelná, lehká a má požadované izolační vlastnosti. Problémem byla skutečnost, že ani celá jihoamerická produkce balsy by nedokázala pokrýt požadavky programu, a proto se přistoupilo k vývoji alternativního materiálu.<ref name="bilstein_175">{{Citace elektronické monografie
Řádek 229:
}}</ref> Tankování paliva probíhalo podobně pro vodík i kyslík. V první fázi byla nádrž plněna rychlostí 1800 [[litr]]ů za minutu do 5 % [[objem]]u, poté se přešlo na rychlé plnění 3600 l/min do 98 % a v poslední fázi byla nádrž naplněna na 100 % objemu rychlostí 1100 l/min. Před startem byla nádrž stále připojena k pozemnímu zásobníku a podle potřeby byl objem pomalu doplňován rychlostí 100 l/min.<ref name="bilstein_177"/> Pomalé počáteční plnění mělo snížit teplotní šok, způsobený [[Kryogenika|kryogenickými]] pohonnými látkami.
Přídavné tlakování nádrží bylo podobné systému pro kompenzování objemu spáleného paliva na prvním stupni. Zde tento systém plnil stejný účel, měl však i další funkce. Přetlak v nádržích příznivě působil na plynulé zásobování motoru palivem a zároveň zvyšoval tuhost konstrukce, která pak lépe snášela dynamické namáhání při [[Aktivní fáze letu|aktivní fázi letu]]. Na podobném principu fungovaly nádrže [[Rakety Atlas|raket Atlas]] a stupně [[Centaur (raketový stupeň)|Centaur]], v jejich případě však byla celá tuhost konstrukce závislá na [[přetlak]]u. Systém tlakování nádrží byl rozdělen na pozemní předstartovní zdroj a letový tlakovací systém. Jako dodatečný plyn bylo použito [[helium]] a v případě vodíkové nádrže i [[plyn]]ný vodík. Verze pro raketu [[Saturn V]] byla vybavena větší zásobou helia, neboť ji bylo potřeba znovu zažehnout ve [[vesmír]]u bez možnosti pozemního zdroje. Verze pro Saturn IB byla odlehčena a vybavena heliem pouze pro jeden zážeh.<ref name="bilstein_177"/> Pro zvýšení efektivity a tlaku byl stupeň vybaven speciální spalovací komorou, která spalovala vodík a kyslík z hlavních nádrží a ohřívala helium, aby [[Expanze|expandovalo]]. Plynný vodík byl do nádrží přiváděn od motoru, kde procházel přes tepelný výměník.
Systém pro efektivní využití paliva byl důležitý z hlediska vyvážení rakety. Kapalný vodík byl umístěn v samostatných nádržích, oddělených přepážkami, a bylo nutné zajistit rovnoměrný odběr z každé z nich. Systém také dokázal měřit průtok paliva potrubím, a byl proto používán při tankování rakety před startem. Posledním článkem pohonného systému stupně byl motor [[J-2]] s tahem 1000 kilonewtonů.<ref name="bilstein_180">{{Citace elektronické monografie
Řádek 248:
}}</ref> Předchozí mise programu Apollo používaly pouze maketu velitelského modulu. Než se však přikročilo k testům s raketou Saturn IB, bylo nutné dokončit sérii testů [[únikový systém|únikového systému]]. Testy probíhaly ve [[White Sands Missile Range]] v [[Nové Mexiko|Novém Mexiku]] pomocí rakety [[Little Joe II]]. Po dokončení těchto testů se pozornost přesunula zpět na [[Cape Canaveral Air Force Station|mys Canaveral]], kde již pracovníci [[Marshall Space Flight Center|Marshallova střediska vesmírných letů]] a firem [[Douglas Aircraft Company]], [[Chrysler]], [[Rocketdyne]] a dalších připravovali raketu Saturn IB ke startu ze [[Startovací komplex 34 na Cape Canaveral Air Force Station|startovacího komplexu 34]].<ref name="Chariots_8_2"/>
První mise nesla název [[AS-201]] (Apollo–Saturn 201) a jednalo se o první testovací let rakety a zároveň první test sériové [[Kosmická loď|kosmické lodi]] [[Apollo (kosmická loď)|Apollo]]. Let byl [[Suborbitální kosmický let|suborbitální]] a uskutečnil se 26. února 1966. Raketa vynesla loď Apollo do výšky 425 kilometrů. Apollo poté setrvačností vystoupalo do 488
| příjmení =
| jméno =
Řádek 303:
| místo =
| jazyk = anglicky
}}</ref>
| příjmení = Brooks
| příjmení2 = Grimwood
Řádek 429:
}}</ref>
Posledním letem byla společná [[Sovětský svaz|sovětsko]]–[[Spojené státy americké|americká]] mise [[Sojuz-Apollo]], která odstartovala 15. července 1975. Posádku tvořili [[Thomas Stafford]], [[Vance Brand]] a [[Donald Slayton]].
| příjmení = Vítek
| jméno = Antonín
Řádek 552:
|-
| AS-212
| colspan="4" | Nepoužita. První stupeň byl sešrotován.<ref name="SIB_final_use">{{Citace elektronické monografie |url=http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=8804.0
| titul =Saturn I first stage design
| datum přístupu =2009-10-15}}</ref> Druhý stupeň byl přestavěn a sloužil jako kosmická stanice Skylab
|-
| AS-213
| colspan="4" | Postaven pouze první stupeň, sešrotován.<ref name="SIB_final_use" />
|-
| AS-214
| colspan="4" | Postaven pouze první stupeň, sešrotován.<ref name="SIB_final_use" />
|}
</center>
| |||