Saturno I SA-3 - Saturn I SA-3
_Launch.jpg) SA-3 en el despegue de la plataforma 34
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| Tipo de misión | Vuelo de prueba |
|---|---|
| Operador | NASA |
| Duración de la misión | 4 minutos, 52 segundos |
| Distancia recorrida | 211,41 kilometros (131,36 millas) |
| Apogeo | 167,22 km (103,91 mi) |
| Propiedades de la nave espacial | |
| Masa de lanzamiento | 499.683 kg (550,8 toneladas cortas ) |
| Inicio de la misión | |
| Fecha de lanzamiento | 16 de noviembre de 1962, 17:45:02 UTC |
| Cohete | Saturno I SA-3 |
| Sitio de lanzamiento | Cabo Cañaveral LC-34 |
| Fin de la misión | |
| Destruido |
16 de noviembre de 1962, 17:49:54 UTC ( Proyecto Highwater ) |
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Saturn-Apollo 3 ( SA-3 ) fue el tercer vuelo del vehículo de lanzamiento Saturn I , el segundo vuelo del Proyecto Highwater y parte del programa American Apollo . El cohete fue lanzado el 16 de noviembre de 1962 desde Cabo Cañaveral , Florida.
Historia
Los componentes del vehículo de lanzamiento Saturn I fueron entregados a Cabo Cañaveral por la barcaza Promise el 19 de septiembre de 1962, pero el montaje del propulsor de la primera etapa en su pedestal de lanzamiento se retrasó hasta el 21 de septiembre debido a una depresión tropical que se movió sobre la península de Florida. La segunda y tercera etapas ficticias (S-IV y SV) y la carga útil se ensamblaron en el propulsor el 24 de septiembre. Se cargó agua de lastre en las etapas ficticias el 31 de octubre y el combustible RP-1 se cargó el 14 de noviembre.
Para este lanzamiento, el director de Cabo Cañaveral, Kurt Debus, le pidió al director del Centro de Vuelo Espacial Marshall, Wernher von Braun , quien supervisaba el proyecto Saturno, que no se permitieran visitantes externos en los terrenos de la NASA debido a las tensiones en curso de la Crisis de los Misiles Cubanos .
Vuelo
Saturno-Apolo 3 se lanzó a las 17:45:02 el 16 de noviembre de 1962 desde el Complejo de Lanzamiento 34 . La única espera en la secuencia de la cuenta regresiva fue de 45 minutos debido a un corte de energía en el equipo de apoyo en tierra. Esta misión fue la primera vez que se lanzó el cohete Saturno I con una carga completa de propulsor, con aproximadamente 750.000 libras (340.000 kg) de combustible.
Los cuatro motores H-1 internos del vehículo se apagaron a los 2 minutos 21,66 segundos después del lanzamiento y a una altitud de 38,19 millas (61,46 km), y sus cuatro motores exteriores se apagaron a los 2 minutos 29,09 segundos y 44,19 millas (71,11 km); ambos lances ardieron un poco más de lo que se estimó inicialmente, alcanzando una velocidad máxima de 4.046 millas por hora (6.511 km / h). El vehículo continuó deslizándose a una altitud de 167,22 km (103,91 millas) y un alcance de 211,41 km (131,36 millas), momento en el que, 4 minutos 52 segundos después del lanzamiento, los funcionarios enviaron un comando de terminación al cohete, lo que provocó varias cargas que provocó la destrucción de las etapas ficticias del vehículo. La primera etapa permaneció intacta, aunque sin control, hasta que impactó el Océano Atlántico a unas 270 millas (430 km) de su lugar de lanzamiento.
Objetivos
Primario
Los principales objetivos del SA-3 eran muy parecidos a los de los dos vuelos anteriores de Saturno I en el sentido de que era principalmente una prueba del propulsor de primera etapa (SI) y sus motores H-1. Según el informe de la NASA Resultados del tercer vuelo de prueba del vehículo de lanzamiento de Saturno 1 , SA-3 tenía como objetivo probar cuatro áreas: el propulsor, el equipo de apoyo en tierra, el vehículo en vuelo y el Proyecto Highwater.
La prueba del propulsor involucró el sistema de propulsión, el diseño estructural y los sistemas de control. La prueba de apoyo en tierra involucró las instalaciones y el equipo utilizado en el lanzamiento, incluidos los sistemas propulsores, el equipo de verificación automática, la plataforma de lanzamiento y las torres de apoyo. El vehículo en vuelo de prueba midió aerobalística, lo que confirmó valores de características aerodinámicas como estabilidad y rendimiento; propulsión, que aseguró que los motores pudieran proporcionar suficiente empuje para propulsar el vehículo a la velocidad y trayectoria correctas, así como proporcionar datos sobre el rendimiento de los ocho motores durante el vuelo; estructural y mecánico, que proporcionó mediciones de los niveles de tensión y vibración del vehículo a lo largo de todas las fases del vuelo; y orientación y control, que demostraron que los sistemas de las naves espaciales podían proporcionar con precisión información de orientación y velocidad.
El cuarto objetivo, Proyecto Highwater, fue un experimento realizado previamente en SA-2 . Esto implicó la liberación intencional de agua de lastre de la segunda y tercera etapas, lo que permitió a los científicos investigar la naturaleza de la ionosfera de la Tierra , así como las nubes noctilucentes y el comportamiento del hielo en el espacio.
Para el Proyecto Highwater, los tanques en las etapas superiores falsas del SA-3 se llenaron con 192,528 libras (87,329 kg) de agua, aproximadamente 22,900 galones estadounidenses (87,000 l; 19,100 imp gal), que se utilizó para simular la masa de futuras cargas útiles de Saturno. El agua se dividió aproximadamente por la mitad entre las dos etapas ficticias. Cuando se envió el comando de terminación al cohete, las cargas de primacord dividieron ambas etapas longitudinalmente, liberando instantáneamente su carga de agua. El experimento fue seguido por cámaras y otros equipos en tierra y en aviones. Los observadores en Cabo Cañaveral informaron que la nube de hielo fue visible durante unos tres segundos y tenía "varias millas de ancho".
La NASA declaró que todos los objetivos de ingeniería del vuelo se alcanzaron, a pesar de problemas ocasionales con la telemetría durante el vuelo y que algunos datos de medición no se pueden usar o solo se pueden usar parcialmente. El Proyecto Highwater en SA-3 también fue declarado exitoso, aunque nuevamente, los problemas de telemetría produjeron resultados cuestionables.
Especial
El informe de resultados de la NASA indica que se incluyeron diez pruebas especiales en el vuelo SA-3, todas centradas en tecnologías y procedimientos destinados a ser utilizados en futuras misiones Apolo.
- Propulsión
Como se mencionó anteriormente, SA-3 fue el primer vuelo de Apollo en llevar una carga completa de propulsor, en comparación con vuelos anteriores que transportaron aproximadamente el 83% de la capacidad máxima. Esto tuvo el efecto de probar la reacción del cohete a una aceleración más lenta y al tiempo de vuelo extendido de la primera etapa. También en esta misión, se permitió que los motores fuera de borda dispararan hasta que se agotara el oxígeno líquido del cohete (LOX), en lugar de los cortes cronometrados de vuelos anteriores.
SA-3 también presentó el primer uso de retrocohetes en hardware Apollo. Éstas eran la única parte funcional en SA-3 de lo que se convertiría en el sistema de separación de etapas SI / S-IV, que separaría las dos etapas en misiones posteriores. Estos cuatro pequeños cohetes sólidos se ubicaron a 90 grados de distancia alrededor de la parte superior del escenario SI, con sus boquillas apuntadas hacia arriba. A los 2 minutos 33,66 segundos después del lanzamiento, los cohetes se dispararon durante unos 2,1 segundos. Una desalineación menor de los cohetes causó un giro de 4,3 grados por segundo del vehículo, lo que provocó que las plataformas inerciales ST-90 y ST-124P de la nave espacial fallaran después de 15 grados de rotación. Esto se consideró incidental al vuelo y no afectó el éxito de la misión.
- Instrumentación
La plataforma inercial ST-124P ('P' para prototipo) era un componente del sistema de guía y control, y contenía giroscopios y acelerómetros que alimentaban información a las computadoras de control. Una vez fuera de la atmósfera, esta información proporcionó señales de dirección a los motores con cardán. Durante SA-3, esta plataforma era un componente inactivo; mientras funcionaba y se monitoreaba durante el vuelo, no tenía control sobre el vehículo y se usaba solo para comparar el rendimiento con la plataforma ST-90 estándar en ese momento, que también era un componente inactivo para el vuelo. Para esta misión, ambas plataformas se ubicaron en la intersección entre SI y S-IV; Los vehículos Saturn IB y Saturn V tendrían uno en la unidad de instrumentos encima del escenario S-IVB.
Se incluyeron dos nuevos transmisores en SA-3. El enlace de datos modulado por código de pulso (PCM) transmitía datos digitales, que serían vitales para proporcionar procedimientos automatizados de verificación y lanzamiento de naves espaciales en vuelos futuros. La unidad funcionaba con una señal de alta intensidad, lo que indica que proporcionaría datos muy precisos. Una frecuencia ultra alta (UHF) de enlace de radio también fue probado en SA-3. Se utilizaría para transmitir mediciones de sensores que no podrían transmitirse eficazmente a frecuencias más bajas. El sistema funcionó satisfactoriamente y la documentación posterior al vuelo indicó que los ingenieros pueden ampliar su función para la transmisión de telemetría en el futuro.
Se probó un panel de antena Block II durante el vuelo. Ubicado entre los tanques de propulsor, proporcionó una intensidad de señal más fuerte y consistente que el panel del Bloque I.
Las mediciones de temperatura de la etapa ficticia S-IV y el carenado entre etapas se llevaron a cabo con dieciocho sondas de temperatura, llamadas termopares . Estos se utilizaron para detectar cambios de temperatura alrededor de las protuberancias en la piel del escenario y en el área de los retrocohetes durante la operación. Para la etapa S-IV, las temperaturas estuvieron dentro de los niveles esperados, aunque se encontró una tasa de calentamiento alrededor del doble de la predicha. En la entre etapas, durante el disparo de retrocohetes, se observó una temperatura máxima de 315 ° C (599 ° F), lo que indica que algo desconocido puede haber causado una lectura anormalmente alta.
- Equipos de ingeniería y de tierra
Los motores montaron un solo panel de aislamiento térmico Block II M-31, junto con uno de los calorímetros de la nave espacial , en la base de la primera etapa. Esta prueba midió el flujo de calor a través del nuevo aislamiento en comparación con el material que se usa normalmente en los vuelos del Saturn I Block I.
Se realizó un estudio de presión dinámica para el programa Centaur , en el que se montaron dos paneles de aluminio en el adaptador de carga útil en la parte superior de la etapa SV y se equiparon con 11 sensores de presión. Este estudio se realizó debido a la falla del primer vehículo Centaur volado, que se sospecha que es el resultado de un entorno de presión adverso alrededor del hombro del vehículo. La prueba encontró que se formó una región de muy baja presión justo detrás del arcén mientras el vehículo estaba a Mach 0,7.
Por último, se utilizó por primera vez una nueva torre umbilical de 73 m (240 pies) y un brazo oscilante del Bloque II en preparación para futuros vuelos del Bloque II Saturn I.
Referencias
Este artículo incorpora material de dominio público de sitios web o documentos de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio .
enlaces externos
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