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| メーカー | ボーイング |
|---|---|
| 原産国 | アメリカ合衆国 |
| 使用場所 | サターンV |
| 一般的な特徴 | |
| 身長 | 42メートル（138フィート）[1] |
| 直径 | 10メートル（33フィート）[1] |
| 総質量 | 2,214 t (4,881,000 ポンド) [1] |
| 推進剤質量 | 2,077 t (4,578,000 ポンド) [1] |
| 空の塊 | 137 t (303,000 ポンド) [1] |
| 発売履歴 | |
| 状態 | 引退 |
| 総打ち上げ数 | 13 |
| 成功 （ステージのみ） | 13 |
| 初飛行 | 1967年11月9日 (アポロ4号) |
| 最終便 | 1973年5月14日 (スカイラブ1号) |
| エンジンの詳細 | |
| 搭載 | 5 × F-1 |
| 最大推力 | 海面で34,500 kN（7,750,000 lbf）[2] |
| 比推力 | 263秒（2.58km/秒） |
| 燃焼時間 | 150秒 |
| 推進剤 | RP-1 /液体酸素 |
S -IC（エスワンシーと発音[3] [4] ）は、アメリカのサターンVロケットの第一段である。S-IC段はボーイング社によって製造された。ほとんどのロケットの第一段と同様に、打ち上げ時の質量の90%以上が推進剤であり、この場合はRP-1ロケット燃料と液体酸素（LOX）酸化剤であった。高さは42メートル（138フィート）、直径は10メートル（33フィート）であった。この段は海面で34,500 kN（7,750,000 lbf）[2]の推力を提供し、ロケットを最初の61km（38マイル）の上昇に導いた。この段には5つのF-1エンジンが五点形に配置されていた。中央のエンジンは固定位置にあり、外側の4つのエンジンは油圧式ジンバルでロケットを制御する ことができた。
製造業
1961 年 12 月 15 日、ボーイング社がS-IC の製造契約を獲得しました。この時点で、ステージの一般的な設計は、マーシャル宇宙飛行センター(MSFC) のエンジニアによって決定されていました。主な製造場所は、ニューオーリンズのミショー組立施設でした。風洞試験はシアトルで行われ、ステージの製造に必要なツールの機械加工は、カンザス州ウィチタで行われました。
MSFCは最初の3つの試験段階（S-IC-T、S-IC-S、S-IC-F）と最初の2つの飛行モデル（S-IC-1と-2）を製造した。[5]
タンクの製造にはおよそ7～9ヶ月、1段階の完成には14ヶ月かかりました。ボーイング社が製造した最初の段階は、試験モデルのS-IC-Dでした。[5]
4段の試験段階に加えて、NASAは初期のアポロ計画を支援するために15段の飛行段階（S-IC-1から-15）を発注した。[5] 1967年7月、NASAはボーイング社に、S-IC第16段および第17段用の長期リードタイム品目（推進剤ラインやタンク部品など）の調達を開始する契約を授与した。S-IC-16からS-IC-25までの製造の完全な契約は1967年半ばに草案されたが、S-IC-15より後の段階は同年10月に予算上の制約により完全にキャンセルされた。[6] [7] S-IC-16から-25は、アポロ応用計画のものも含め、その後のアポロ計画ミッションに使用される予定であった。
デザイン
S-IC は 5 つの主要なサブセクションで構成されました。
S-IC の最大かつ最も重い部品は推力構造で、その質量は 24 米トン (48,000 ポンド、22,000 kg) でした。[1]これは 5 つのエンジンの推力を支え、ロケットの基部全体に均等に再分配するように設計されていました。推力が増すにつれてロケットを固定する 4 つのアンカーがありました。これらは当時米国で製造された最大のアルミニウム鍛造品の 1 つで、長さ 4.6 m (15 フィート)、重さ 820 kg (1,800 ポンド) でした。4 つの安定フィンは 1,100 °C (2,000 °F) の温度に耐えました。[8]
5基のF-1エンジンは3回に分けて点火され、最初に中央のエンジンが点火され、続いて外側の2基のエンジンが点火され、最後に残りの2基のエンジンが点火されました。この3回の点火間隔はわずか300ミリ秒でした。[5]この段階的な点火方法により、推力構造にかかる負荷が軽減されました。5基のエンジンすべてを瞬時に点火すると、ステージに多大なストレスがかかるためです。
推進構造物の上には燃料タンクがあり、RP-1燃料209,000米ガロン（790 m3; 27,900 cu ft）が入っていた。[ 8]タンク自体の乾燥重量は12米トン（24,000ポンド; 11,000 kg）を超え[1]、1,300米ガロン/秒（4,900 L/秒）を放出できた。発射前には燃料を混合するため、タンクに窒素が吹き込まれた。 [8]飛行中、燃料は上部の液体酸素タンク内のタンクに貯蔵されていたヘリウムを使って加圧された。推進構造物と燃料タンクの両方に黒と白の塗装が交互に施されており、飛行中の機体のロールを監視できる。
燃料タンクと液体酸素タンクの間にはインタータンクがあり、ここには液体酸素タンク用の推進剤充填および排出ラインと、エンジン用の 5 本の液体酸素供給ラインの一部が含まれていました。
液体酸素タンクには334,500米ガロン（1,266 m3、44,720立方フィート）の液体酸素が収容されていた。これは設計者に特別な問題を引き起こした。液体酸素がエンジンまで流れる配管は真っ直ぐでなければならず（曲がると液体酸素の流れが遅くなり、さらに大きく重い配管が必要になるため）、燃料タンクを通らなければならなかった。これは燃料が外部で凍結するのを防ぐためにトンネル内でこれらの配管を断熱する必要があり、また燃料タンクの上部に5つの穴を追加する必要があった。[8]
液体酸素タンクの上には前方スカートがあり、S-IC を S-II ステージに接続し、遠隔測定装置と LOX タンクの通気管が含まれていました。
4 つの円錐形エンジン フェアリングのそれぞれに、固体モーター逆噴射ロケットが 2 基ずつ搭載されていました。S-IC が飛行体から分離すると、8 基の逆噴射ロケットが発射され、フィンの前方にあるフェアリングの取り外し可能な部分が吹き飛ばされ、S-II ステージのエンジンが点火されると、S-IC が飛行体から後退しました。
S-ICの燃料タンクは2219シリーズのアルミニウムパネルで製造され、中間段、前方スカート、および推力構造は7075シリーズのアルミニウムで製造されました。後者の3つのセクションも外部ストリンガーで波形にされ、追加の構造サポートを提供しました。燃料タンクには外部ストリンガーが装備されていませんでした。タンクの加圧により十分な剛性が確保されたためです。[5]
S-IC には離陸後の飛行を追跡するための ODOPトランスポンダーも搭載されていました。
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S-IC の断面図。 -
ミシュー組立施設におけるサターン V の第一段 S-1C-10、S-1C-11、および S-1C-9。 -
アポロ11号のS-IC分離。
ステージ構築
参照
参考文献
- ^ abcdefg NASA; et al. 「第2章: 第一段階」(PDF)。サターンVニュースリファレンス(1968年12月版)。
- ^ ab Thorne, Muriel 編 (1983 年 5 月)。NASA、最初の 25 年間: 1958-1983 (PDF)。ワシントン DC: アメリカ航空宇宙局。p. 69。
- ^ マレー、チャールズ A.、コックス、キャサリン・ブライ（1989 年 7 月）。アポロ、月へのレース。サイモン & シュスター。54 ページ。ISBN 9780671611019。
- ^ Woods, W. David (2011-08-08). アポロはいかにして月へ飛んだか。Springer Science & Business Media. p. 24. ISBN 9781441971791。
- ^ abcdefghijkl Kyle編「Saturn Vehicle History」。spacelaunchreport.com。2022年3月21日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「ミシュー組立施設 1967年1月1日 - 1967年12月31日」（PDF）uah.edu。2023年3月18日閲覧。
- ^ 「土星図解年表パート8」history.nasa.gov 1965年5月15日2023年3月18日閲覧。
- ^ abcd "chapter 7". history.nasa.gov . 2021年10月23日閲覧。
- ^ Casebolt, Barry J. (1974 年 3 月 18 日)。「フロリダ博物館へ向かう — ベテラン月ロケットブースターが MSFC を去る」。The Huntsville Times。アラバマ州ハンツビル。
- ^ パールマン、ロバートZ.（2013年3月22日）。「ジェフ・ベゾスの回収されたアポロロケットエンジンが海洋回収後に海岸に到着」。スペース。ニューヨーク市、ニューヨーク。 2021年6月1日閲覧。
外部リンク
ウィキメディア・コモンズには、サターン S-ICに関連するメディアがあります。
- 土星への段階
- アポロ・サターン参照ページ