Wikipedie

Saturn IB: Porovnání verzí

Interaktivně procházet historii
← Přejít na předchozí porovnání
Smazaný obsah Přidaný obsah
VizuálníWikitext
m link
Robot: Opravuji 1 zdrojů a označuji 0 zdrojů jako nefunkční) #IABot (v2.0.9.5
 
(Není zobrazeno 19 mezilehlých verzí od 14 dalších uživatelů.)
Řádek 1:
{{Infobox Nosná- nosná raketa|
| název=Saturn IB
|obrázek=Saturn IB - AS-202.jpg
|popisek obrázku=Apollo-Saturn 202
|Zemězemě původu=[[Spojené státy americké|USA]]
|Rodinarodina raket=[[Rakety Saturn|Saturn]]
|Výrobcevýrobce=[[Chrysler]] (S-I)<br />[[McDonnell Douglas|Douglas]] (S-IV)
|Výškavýška=68 metrů
|Průměrprůměr=6,6 metru
|Hmotnosthmotnost=589 770 kg
|Nana nízkou orbitu Země=15 300 kg
|Nana přechodovou ke geostacionární=
|Únikovouúnikovou rychlost=
|Statusstatus=vyřazena
|Kosmodromkosmodrom=[[Kennedyho vesmírné středisko|KSC]], [[Cape Canaveral Air Force Station|Cape Canaveral]]
|Celkemcelkem startů=9
|Úspěchyúspěchy=9
|selhání=
|Selhání=
|Částečnáčástečná selhání=
|Prvníprvní start=[[26. únor]]a [[1966]]
|Posledníposlední start=[[15. červenec|15. července]] [[1975]]
 
| stupně = {{Infobox - nosná raketa/stupeň
|Pomocné motory=
| pořadí stupně = první
|Počet pomocných motorů=
| stupeň =S-IB
|Tah pomocných motorů=
|motor=8x [[H-1]]
|Specifický impuls pomocných motorů=
|tah=8,2 MN
|Doba zážehu pomocných motorů=
|specifický impuls=2850 N.s/kg (~290 sekund)
|Palivo pomocných motorů=
|doba zážehu=155 sekund
 
|palivo=LOX/[[RP-1]]
|Pomocné motory 2=
|Počet pomocných motorů 2=
|Tah pomocných motorů 2=
|Specifický impuls pomocných motorů 2=
|Doba zážehu pomocných motorů 2=
|Palivo pomocných motorů 2=
 
|První stupeň=S-IB
|Motor=8x [[H-1]]
|Tah=8,2 MN
|Specifický impuls=2850 N.s/kg (~290 sekund)
|Doba zážehu=155 sekund
|Palivo=LOX/[[RP-1]]
 
|Druhý stupeň=S-IVB
|Motor druhého stupně=[[J-2]]
|Tah druhého stupně=1 031 kN
|Specifický impuls druhého stupně=4130 N.s/kg (421 sekund)
|Doba zážehu druhého stupně=475 sekund
|Palivo druhého stupně=LOX/LH2
 
|Třetí stupeň=
|Motor třetího stupně=
|Tah třetího stupně=
|Specifický impuls třetího stupně=
|Doba zážehu třetího stupně=
|Palivo třetího stupně=
 
|Čtvrtý stupeň=
|Motor čtvrtého stupně=
|Tah čtvrtého stupně=
|Specifický impuls čtvrtého stupně=
|Doba zážehu čtvrtého stupně=
|Palivo čtvrtého stupně=
 
|Pátý stupeň=
|Motor pátého stupně=
|Tah pátého stupně=
|Specifický impuls pátého stupně=
|Doba zážehu pátého stupně=
|Palivo pátého stupně=
 
|Šestý stupeň=
|Motor šestého stupně=
|Tah šestého stupně=
|Specifický impuls šestého stupně=
|Doba zážehu šestého stupně=
|Palivo šestého stupně=
}}
{{Infobox - nosná raketa/stupeň
 
| pořadí stupně = druhý
'''Saturn IB''' ('''Saturn 1B''') byla americká [[nosná raketa]] [[Rakety Saturn|řady Saturn]] používaná v letech 1965–1975. Její konstrukce vycházela ze starší verze [[Saturn&nbsp;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&nbsp;tun a byla tak schopna vynést velitelský i servisní modul [[Kosmická loď|kosmické lodi]] [[Apollo (kosmická loď)|Apollo]], nebo samotný [[lunární modul]].
| stupeň =S-IVB
|motor=[[J-2]]
|tah=1 031 kN
|specifický impuls=4130 N.s/kg (421 sekund)
|doba zážehu=475 sekund
|palivo=LOX/LH2
}}
}}
'''Saturn IB''' ('''Saturn 1B''') byla americká [[nosná raketa]] [[Rakety Saturn|řady Saturn]] používaná v letech 1965–1975. Její konstrukce vycházela ze starší verze [[Saturn&nbsp;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&nbsp;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&nbsp;IB začaly prakticky souběžně se Saturnem&nbsp;I, protože oba vycházely z konceptu Saturnu&nbsp;C-1, navrženého roku 1959. Pro verzi&nbsp;IB se čekalo pouze na vývoj nového motoru pro druhý stupeň.
Řádek 98 ⟶ 60:
| příjmení = Bilstein
| kapitola = ORIGINS OF THE J-2 ENGINE
| strany = 141 - 142141–142
}}</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"/>.
 
Řádek 104 ⟶ 66:
| příjmení = Bilstein
| kapitola = ORIGINS OF THE J-2 ENGINE
| strany = 143 - 144143–144
}}</ref>
 
Řádek 112 ⟶ 74:
| příjmení = Bilstein
| kapitola = CONTRACTORS FOR THE S-IV
| strany = 158 - 159158–159
}}</ref> Toto rozhodnutí bylo učiněno po společné dohodě ABMA a NASA (ABMA tou dobou ještě nebyla plně integrována do NASA). Výběr firmy Douglas vyvolal kritiku, neboť konkurenční Convair měl s vývojem vodíkem poháněných motorů větší zkušenosti a měl již vlastní program vývoje stupně [[Centaur (raketový stupeň)|Centaur]]. Tehdejší ředitel NASA T. Keith Glennan rozhodnutí zdůvodnil tím, že Convair měl vyvinout také stupeň S-V, který vycházel z Centauru, a hrozil by tak vznik monopolu na vodíkové stupně.<ref name="bilstein_158"/>
 
Řádek 118 ⟶ 80:
| příjmení = Bilstein
| kapitola = NUMBERS AND NOMENCLATURE S-IV AND S-IVB
| strany = 160 - 161160–161
}}</ref> Velký vliv na konečnou podobu S-IVB měla koncepce mise na Měsíc, nazývaná ''Lunar orbit rendezvous'', neboli setkání na oběžné dráze Měsíce. Pro tuto misi bylo zapotřebí vynést kosmickou loď na [[Parkovací dráha|parkovací dráhu]], na ní setrvat čtyři až pět hodin, a poté provést druhý zážeh a nasměrovat ji na přechodovou dráhu k oběžné dráze Měsíce. Tento úkol však náležel Saturnu&nbsp;V. Saturn&nbsp;IB měl za úkol dopravu kosmické lodi Apollo bez lunárního modulu jen na [[Nízká oběžná dráha Země|nízkou oběžnou dráhu Země]] při zkušebních letech.<ref name="bilstein_162">{{Citace elektronické monografie
| příjmení = Bilstein
Řádek 138 ⟶ 100:
 
=== Vstup do služby a aktivní kariéra ===
[[Soubor:SaturnApollo IB5 AS-204on pad.jpg|thumb|Saturn&nbsp;IB sériové číslo AS-204 před misí [[Apollo&nbsp;5]]]]
Pro nový Saturn&nbsp;IB byl kromě druhého stupně upraven i první stupeň. Stupně S-I a S-IB byly téměř identické, ale nová verze byla přibližně o čtyři tuny lehčí a dokázala pojmout více paliva.<ref name="astronautix_s-i">{{Citace elektronické monografie
| příjmení = Wade
Řádek 154 ⟶ 116:
| příjmení = Bilstein
| kapitola = JUNIOR PARTNER TO APOLLO: SATURN IB
| strany = 338-339338–339
}}</ref> S-IB byl osazen motory [[H-1]], stejně jako Saturn&nbsp;I, avšak pro Saturn&nbsp;IB byly označovány H-1b a měly zvýšený [[tah]]. Zprvu byly motory&nbsp;H-1b schopny produkovat tah 890&nbsp;kN a později byl tah zvýšen na 912&nbsp;kN.<ref name="astronautix_h1">{{Citace elektronické monografie
| příjmení = Wade
Řádek 170 ⟶ 132:
| příjmení = Bilstein
| kapitola = THE H-1 ENGINE: MILESTONES AND FACILITIES
| strany = 97-9897–98
}}</ref> Hmotnostní rozdíl verzí pro Saturn&nbsp;I a Saturn&nbsp;IB byl relativně velký, 635&nbsp;kg u verze H-1 proti 988&nbsp;kg verze H-1b, ale zvýšený tah a úspora hmotnosti samotného prvního stupně nakonec vedly ke zvýšení celkové nosnosti.<ref name="astronautix_h1"/> Pro starty Saturnu&nbsp;IB musely být upraveny startovací rampy [[Startovací komplex 34 na Cape Canaveral Air Force Station|LC-34]] a [[Startovací komplex 37 na Cape Canaveral Air Force Station|LC-37]] na [[Cape Canaveral Air Force Station|mysu Canaveral]]. Z tohoto důvodu byl start poslední mise Saturnu&nbsp;I přesunut na 30.&nbsp;července 1965, takže byl dostatek času na provedení úprav potřebných před řádným termínem plánovaného prvního startu Saturnu&nbsp;IB.<ref name="bilstein_335">{{Citace elektronické monografie
| příjmení = Bilstein
Řádek 188 ⟶ 150:
| 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&nbsp;I, proto byly přidány do nádrží přepážky, které tomu zabraňovaly. Saturn&nbsp;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 201 ⟶ 163:
=== Druhý stupeň ===
[[Soubor:Saturn IB second stage the SIV-B.png|thumb|left|1.&nbsp;Přední stěna 2.&nbsp;Přívodní kanál kapalného vodíku 3.&nbsp;Senzory hladiny paliva 4.&nbsp;Nádrž na kapalný kyslík 5.&nbsp;Izolace 6.&nbsp;Záložní moduly řízení pohonu 7.&nbsp;Záďová obruba 8.&nbsp;Záďový mezistupeň 9.&nbsp;Příďová obruba 10.&nbsp;Tunel pro kabeláž 11.&nbsp;Tlakové nádoby s heliem 12.&nbsp;Přepážka mezi prostory pro kyslík a vodík 13.&nbsp;Nádrž na kapalný kyslík 14.&nbsp;Pomocné motory 15.&nbsp;Separační rovina 16.&nbsp;Podpůrná konstrukce 17.&nbsp;Zpětné rakety 18.&nbsp;Hlavní motor&nbsp;J-2]]
Druhý stupeň byl osazen jedním motorem [[J-2]] na kapalný kyslík a vodík. Nádrže byly vyrobeny ze svařovaných plátů o tloušťce 19&nbsp;milimetrů ze [[Slitina|slitin]] hliníku. Vnitřní plášť nádrží tvořil jediný válcový svařenec a prostory pro kapalný vodík (nahoře) a kapalný kyslík (dole) byly odděleny speciálně navrženou přepážkou (na obrázku označena&nbsp;12). Tato přepážka byly klíčovou součástí celého stupně, neboť plnila funkci výztuže a tepelné izolace. V oddělených prostorech byly velmi rozdílné teploty, kapalný kyslík byl skladován při −172&nbsp;°C a kapalný vodík při −253&nbsp;°C.<ref name="bilstein_167">{{Citace elektronické monografie
| příjmení = Bilstein
| kapitola = PUTTING TOGETHER THE PIECES
| strany = 167-168167–168
}}</ref> Přestup tepla mezi oběma prostory by mohl způsobit přechod kyslíku do pevného skupenství. Přepážka proto musela být dimenzována na velké teplotní rozdíly a z toho vyplývající [[Mechanické napětí|pnutí]] způsobené [[Teplotní roztažnost|teplotní roztažností]]. Zároveň byla dimenzována pro udržení velkého přetlaku z kterékoli strany nádrže, přepážka tak dokázala udržet tuhost konstrukce stupně i při značné ztrátě tlaku v kterémkoli z oddělených prostorů.<ref name="bilstein_167"/> Kapacita nádrží byla 72&nbsp;700&nbsp;litrů kapalného kyslíku a 229&nbsp;000&nbsp;litrů kapalného vodíku.<ref name="bilstein_177">{{Citace elektronické monografie
| příjmení = Bilstein
| kapitola = OPERATION: THE S-IVB PROPULSION SYSTEM
| strany = 177-178177–178
}}</ref>
 
Řádek 214 ⟶ 176:
| příjmení = Bilstein
| kapitola = DOMES AND BULKHEADS
| strany = 170-172170–172
}}</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"/>
 
Řádek 220 ⟶ 182:
| příjmení = Bilstein
| kapitola = LH2 TANK INSULATION: MATERIALS
| strany = 175-177175–177
}}</ref> Nový materiál byl tvořen trojrozměrnou matricí ze [[Skleněná textilní vlákna|skelných vláken]], která byla propletena a uspořádána do tvaru kvádru o čtvercové podstavě se stranou 30 centimetrů a o výšce 20 centimetrů. Poté byla matrice uložena do formy, zalita [[polyuretan]]ouvou pěnou a vytvrzena. Takto získaný materiál bylo možno nařezat na panely podle tvaru vnitřní strany nádrže. Panely byly instalovány ve speciální hale s kontrolovaným prostředím, kde byla teplota udržována v rozmezí 13–18&nbsp;°C. K upevnění sloužila speciální přilnavá vrstva, která byla poté vytvrzena při teplotě 43&nbsp;°C.<ref name="bilstein_175"/>
[[Soubor:Saturn IB second stages.jpg|thumb|Montážní hala firny Douglas v Huntington Beach]]
Pohonný systém byl tvořen hlavním motorem [[J-2]], palivovým vedením, pneumatickým ovládacím okruhem, systémem tlakování nádrží, systémem pro efektivní využití paliva a tankovacím zařízením.<ref name="bilstein_177bilstein_177b">{{Citace elektronické monografie
| příjmení = Bilstein
| kapitola = OPERATION: THE S-IVB PROPULSION SYSTEM
| strany = 177-180177–180
}}</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&nbsp;l/min do 98 % a v poslední fázi byla nádrž naplněna na 100 % objemu rychlostí 1100&nbsp;l/min. Před startem byla nádrž stále připojena k pozemnímu zásobníku a podle potřeby byl objem pomalu doplňován rychlostí 100&nbsp;l/min.<ref name="bilstein_177"/> Pomalé počáteční plnění mělo snížit teplotní šok, způsobený [[Kryogenika|kryogenickými]] pohonnými látkami.
 
Řádek 234 ⟶ 196:
| příjmení = Bilstein
| kapitola = PROPULSION: PROPELLANT UTILIZATION SUBSYSTEM
| strany = 180-181180–181
}}</ref>
 
Řádek 246 ⟶ 208:
| kapitola = Qualifying Missions
| url = http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4205/ch8-2.html
| titul = Archivovaná kopie
| datum přístupu = 2009-10-13
| url archivu = https://web.archive.org/web/20150204193842/http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4205/ch8-2.html
| datum archivace = 2015-02-04
| nedostupné = ano
}}</ref> Předchozí mise programu Apollo používaly pouze maketu velitelského modulu. Než se však přikročilo k testům s raketou Saturn&nbsp;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|Douglas Aircraft Company]], [[Chrysler]], [[Rocketdyne]] a dalších připravovali raketu Saturn&nbsp;IB ke startu ze [[Startovací komplex 34 na Cape Canaveral Air Force Station|startovacího komplexu 34]].<ref name="Chariots_8_2"/>
 
Řádek 260 ⟶ 227:
| místo =
| jazyk = anglicky
| url archivu = https://web.archive.org/web/20090716163219/http://nssdc.gsfc.nasa.gov/nmc/masterCatalog.do?sc=APST201
}}</ref> Druhá mise nesla název [[AS-203]], měla za úkol otestovat druhý stupeň S-IVB v podmínkách nulové gravitace. Raketa odstartovala 5.&nbsp;července 1966 a vynesla kosmickou loď Apollo i s druhým stupněm na [[Nízká oběžná dráha Země|nízkou oběžnou dráhu]] s výškou [[Apogeum|apogea]] 212&nbsp;kilometrů. Tento test měl velký význam pro vývoj [[Saturn V|Saturnu&nbsp;V]], který používal také stupeň S-IVB.<ref name="nssdc_AS-203">{{Citace elektronické monografie
| datum archivace = 2009-07-16
| nedostupné = ano
}}</ref> Druhá mise nesla název [[AS-203]], měla za úkol otestovat druhý stupeň S-IVB v podmínkách nulové gravitace. Raketa odstartovala 5.&nbsp;července 1966 a vynesla kosmickou loď Apollo i s druhým stupněm na [[Nízká oběžná dráha Země|nízkou oběžnou dráhu]] s výškou [[Apsida (astronomie)|apogea]] 212&nbsp;kilometrů. Tento test měl velký význam pro vývoj [[Saturn V|Saturnu&nbsp;V]], který používal také stupeň S-IVB.<ref name="nssdc_AS-203">{{Citace elektronické monografie
| příjmení =
| jméno =
Řádek 272 ⟶ 242:
| místo =
| jazyk = anglicky
| url archivu = https://web.archive.org/web/20090723204835/http://nssdc.gsfc.nasa.gov/nmc/masterCatalog.do?sc=1966-059A
}}</ref> Třetí mise, AS-202, byla opět suborbitální, její účel byl stejný jako mise [[AS-201]], tedy test rakety samotné. Apogeum tentokrát dosáhlo výšky přes 1100 kilometrů, loď Apollo urazila vzdálenost přibližně 25&nbsp;000&nbsp;kilometrů.<ref name="nssdc_AS-202">{{Citace elektronické monografie
| datum archivace = 2009-07-23
| nedostupné = ano
}}</ref> Třetí mise, AS-202, byla opět suborbitální, její účel byl stejný jako mise [[AS-201]], tedy test rakety samotné. Apogeum tentokrát dosáhlo výšky přes 1100 kilometrů, loď Apollo urazila vzdálenost přibližně 25&nbsp;000&nbsp;kilometrů.<ref name="nssdc_AS-202">{{Citace elektronické monografie
| příjmení =
| jméno =
Řádek 284 ⟶ 257:
| místo =
| jazyk = anglicky
| url archivu = https://web.archive.org/web/20090801225800/http://nssdc.gsfc.nasa.gov/nmc/masterCatalog.do?sc=APST202
}}</ref>
| datum archivace = 2009-08-01
| nedostupné = ano
}}</ref>
 
Další misí měl být první let s posádkou. Mise AS-204 ([[Apollo&nbsp;1]]) měla odstartovat v prvním čtvrtletí roku 1967, posádku tvořili [[Virgil Ivan Grissom]], [[Edward Higgins White]] a [[Roger Bruce Chaffee]]. Při pozemní přípravě však došlo k nehodě a celá posádka zahynula. Tato nehoda nebyla zaviněna raketou, ale chybami v konstrukci velitelského modulu. Raketa z nehody vyšla bez úhony a byla použita při další misi.<ref name="Benson_Faherty_18_1">{{Citace elektronické monografie
Řádek 291 ⟶ 267:
| kapitola = Chapter 18: THE FIRE THAT SEARED THE SPACEPORT
| url = http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4204/ch18-1.html
| titul = Archivovaná kopie
}}</ref> Poslední misí bez posádky byla [[Apollo&nbsp;5]], která odstartovala 22.&nbsp;ledna 1968 a měla za úkol otestovat [[lunární modul]] na oběžné dráze Země. Mise proběhla dobře a lunární modul byl prohlášen za prověřený.<ref name="nssdc_AS-204">{{Citace elektronické monografie
| datum přístupu = 2009-10-13
| url archivu = https://web.archive.org/web/20210408053259/https://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4204/ch18-1.html
| datum archivace = 2021-04-08
| nedostupné = ano
}}</ref> Poslední misí bez posádky byla [[Apollo&nbsp;5]], která odstartovala 22.&nbsp;ledna 1968 a měla za úkol otestovat [[lunární modul]] na oběžné dráze Země. Mise proběhla dobře a lunární modul byl prohlášen za prověřený.<ref name="nssdc_AS-204">{{Citace elektronické monografie
| příjmení =
| jméno =
Řádek 309 ⟶ 290:
| kapitola = Apollo 5: The Lunar Module's Debut
| url = http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4205/ch10-3.html
| titul = Archivovaná kopie
| datum přístupu = 2009-10-13
| url archivu = https://web.archive.org/web/20150509142741/http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4205/ch10-3.html
| datum archivace = 2015-05-09
| nedostupné = ano
}}</ref>
 
Řádek 366 ⟶ 352:
| kapitola = Apollo 7: The Magnificent Flying Machine
| url = http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4205/ch11-4.html
| titul = Archivovaná kopie
| datum přístupu = 2009-10-13
| url archivu = https://web.archive.org/web/20100831074704/http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4205/ch11-4.html
| datum archivace = 2010-08-31
| nedostupné = ano
}}</ref> Tímto letem byla završena účast Saturnu&nbsp;IB na měsíčním programu. Následující Apolla už byla vynášena raketou [[Saturn&nbsp;V]].
 
Řádek 581 ⟶ 572:
 
== Odkazy ==
{{Commonscat|Saturn (rocket)|Saturn (raketa)}}
=== Reference ===
<references />
Řádek 605 ⟶ 595:
}}
* {{Citace periodika
| příjmení = Postránecký
| jméno = Martin
| autor =
Řádek 628 ⟶ 618:
| jméno = Petr
| jméno2 = Antonín
| odkaz na autora =
| odkaz na autora2 =
| rok = 1982
Řádek 651 ⟶ 641:
| příjmení2 = Faherty
| jméno2 = William B.
| odkaz na autora =
| titul = Moonport: A History of Apollo Launch Facilities and Operations
| vydavatel = NASA
Řádek 660 ⟶ 650:
| jazyk = anglicky
| url = http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4204/cover.html
| datum přístupu = 2009-10-13
}}
| url archivu = https://web.archive.org/web/20110318012712/http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4204/cover.html
| datum archivace = 2011-03-18
| nedostupné = ano
}}
* {{Citace monografie
| příjmení = Emme
Řádek 670 ⟶ 664:
| místo = Washington, DC
| url = http://history.nasa.gov/AAchronologies/1915-1960.pdf
}} {{Wayback|url=http://history.nasa.gov/AAchronologies/1915-1960.pdf |date=20090813110940 }}
}}
* {{Citace monografie
| příjmení = Brooks
Řádek 683 ⟶ 677:
| místo = Washington, DC
| url = http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4205/cover.html
}} {{Wayback|url=http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4205/cover.html |date=20151020095653 }}
}}
* {{Citace monografie
| příjmení = Akens
Řádek 719 ⟶ 713:
| příjmení = Sloop
| jméno = John L.
| odkaz na autora =
| rok = 1978
| titul = Liquid hydrogen as a propulsion fuel, 1945-1959
Řádek 730 ⟶ 724:
 
=== Externí odkazy ===
* {{Commonscat}}
* {{cs}}[http://mek.kosmo.cz/nosice/usa/saturn/index.htm Raketa Saturn na stránkách Malé encyklopedie kosmonautiky]
* {{en}}[http://www.astronautix.com/lvs/saturni.htm Encyclopedia Astronautica – Saturn I]
Řádek 738 ⟶ 733:
 
{{Nosné rakety USA}}
{{Orbitální nosné systémy}}
 
{{Portály|Kosmonautika}}
Citováno z „https://cs.wikipedia.org/wiki/Saturn_IB“