Saturn–Apollo 6

Z Wikipedii, wolnej encyklopedii
Skocz do: nawigacja, szukaj
Saturn–Apollo 6
Saturn SA6 launch.jpg
Inne nazwy Saturn I Block 2 SA-6,
Apollo SA-6, Saturn SA-6, Apollo BP-13, S00800,
Apollo Saturn Mission A-101
Indeks COSPAR 1964-025A
Zaangażowani NASA (USA)
Rakieta nośna Saturn I Block 2
Miejsce startu Cape Canaveral Air Force Station, Stany Zjednoczone
Orbita
(docelowa, początkowa)
Perygeum 179 km
Apogeum 204 km
Okres obiegu 88,5 min
Nachylenie 31,8°
Mimośród 0,001901
Czas trwania
Początek misji 28 maja 1964 (17:07:00 UTC)
Koniec misji 28 maja 1964
Powrót do atmosfery 1 czerwca 1964
Wymiary
Masa całkowita 16 900 kg
Commons Multimedia w Wikimedia Commons

Saturn–Apollo 6 (A-101) – drugi start rakiety Saturn I Block 2; lot testowy w ramach programu Apollo. Potwierdził kompatybilność statku i rakiety nośnej. Misja zrealizowana przez Centrum Lotów Kosmicznych imienia George'a C. Marshalla. Był to pierwszy lot modelu statku Apollo rakietą Saturn i jednocześnie pierwszy lot modelu statku Apollo w przestrzeń kosmiczną.

Ładunek[edytuj | edytuj kod]

Ładunek stanowiła makieta modułu dowodzenia i serwisowego statku Apollo, tzw. boilerplate, oznaczona symbolem BP-13, adapter modułu księżycowego, oraz moduł LES. Makieta modułu dowodzenia była wykonana z aluminium i miała takie same wymiary, masę, kształt i położenie środka ciężkości, co załogowy moduł dowodzenia Apollo. Izolację termiczną stanowił korek. Na szczycie makiety umieszczona była wieża ucieczkowa systemu LES o wysokości 3,05 m, która stanowiła mocowanie dla makiety silnika ucieczkowego (4,64 m długości). Pod modułem dowodzenia znajdowała się makieta modułu serwisowego, również wykonana z aluminium.

Boilerplate miał masę 7700 kg, drugi człon rakiety - 6440 kg, zasobnik z przyrządami - 2766 kg. Cały ładunek wraz drugim członem rakiety i instrumentami pomiarowymi (mierzącymi 116 parametrów) miał masę 16 906 kg, oraz 24,4 m długości i średnicę około 5,6 m.

Nieudane próby startowe[edytuj | edytuj kod]

Pierwotną datą startu był 20 maja. Została ona przełożona o sześć dni z powodu uszkodzenia izolacji przewodów przez ciekły tlen i tym samym zanieczyszczenia paliwa. Odliczanie 26 maja przebiegało bez zakłóceń do 115 minuty przed startem, gdy nastąpiła awaria kompresora w układzie kontroli środowiska. Temperatura w układzie kierowania rakiety, z braku wentylacji, szybko przekroczyła dopuszczalną wartość. Start przełożono ponownie, na 28 maja.

Przebieg lotu[edytuj | edytuj kod]

Przygotowania przedstartowe nie przebiegały bez problemów. Pary tlenu wentylowane z członu S-IV zaczęły przesłaniać pole widzenia z naziemnego teodolitu skierowanego na lusterko przyrządu pomiarowego ładunku rakiety. Po 38 minutowym wstrzymaniu odliczania, wiatr rozproszył opary. Nastąpiło jednak godzinne opóźnienie spowodowane koniecznością regulacji zaworu uzupełniania ciekłego tlenu. W ostatnich minutach odliczania problem z parami tlenu pojawił się ponownie. Tym razem widoczność przerwały opary tlenu nawiewane z wieży startowej. Kontrola stabilizacji rakiety, jako istotna dla procedury startowej, była zawarta w oprogramowaniu sekwencera odliczania. Posiadał on wbudowaną funkcję automatycznego sprawdzania widoczności teodolitu. Przy braku widoczności, start zostałby wstrzymany w czasie T-3 sekundy. Podczas planowanego wstrzymania odliczania przy T-41 s, działania dwóch członków ekipy pozwoliły na start. Terry Greenfield, szef sekcji systemów elektrycznych, dzięki rekonfiguracji sekwensera, wymusił pominięcie wymienionej procedury. W tym samym czasie Milton Chambers, szef sekcji systemów stabilizacji i żyroskopów, dokonał improwizowanego manualnego utrzymania właściwego azymutu lotu. Odliczanie wznowiono po 75 minutach. Wiatr ponownie rozwiał problematyczne opary na 40 sekund przed startem.

System napędowy pierwszego stopnia rakiety (8 silników H-1) pracował bez zarzutu aż do 116,88 sekundy lotu, kiedy niespodziewanie wyłączył się 24 sekundy przed czasem silnik nr 8, ale wydłużona o 2 sekundy praca pozostałych silników oraz reakcja systemu kierowania skompensowały skutki tej usterki. Parametry orbity końcowej były bardzo zbliżone do założonych. Po separacji stopnia S-IV rzeczywista wysokość była o 2,4 kilometra niższa niż planowano, a statek przeleciał 41,4 kilometrów mniej niż zakładano[1]. Szybkość obrotu statku (28°/s) była większa od zakładanej, co było spowodowane wentylacją pozostałości paliwa. Telemetria była obierana ze 106 mierników aż do wyczerpania baterii, tj. do 4 orbity. Pracę jednostek napędowych rakiety filmowało 8 kamer, które zostały potem odczepione od niej i odzyskane. Statek wszedł ponownie w atmosferę Ziemi 1 czerwca 1964, po 50. okrążeniu globu.

Przypisy

  1. Robert Godwin: Apollo. Warszawa: Prószyński Media, 2011, s. 17. ISBN 978-83-7648-831-8.

Bibliografia[edytuj | edytuj kod]