शनि आईबी: Difference between revisions
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शनि आईबी{{efn|Pronounced "Saturn One B"}} (उन्नत [[शनि आई]] के रूप में भी जाना जाता है) [[अपोलो कार्यक्रम]] के लिए [[NASA|नासा]] (NASA) द्वारा कमीशन किया गया अमेरिकी प्रारंभ यान था। इसने [[S-IV|शनि-आईबी]] द्वितीय चरण ({{convert|90000|lbf|N|adj=on}}, 43,380,000 पौंड-सेकंड कुल आवेग) को [[S-IVB|एस-आईवीबी]] ({{convert|200000|lbf|N|adj=on}}, 96,000,000 पौंड-सेकंड कुल आवेग) के साथ परिवर्तित हो कर शनि I को बढ़ा दिया। [[S-I]] | शनि आईबी{{efn|Pronounced "Saturn One B"}} (उन्नत [[शनि आई]] के रूप में भी जाना जाता है) [[अपोलो कार्यक्रम]] के लिए [[NASA|नासा]] (NASA) द्वारा कमीशन किया गया अमेरिकी प्रारंभ यान था। इसने [[S-IV|शनि-आईबी]] द्वितीय चरण ({{convert|90000|lbf|N|adj=on}}, 43,380,000 पौंड-सेकंड कुल आवेग) को [[S-IVB|एस-आईवीबी(S-IVB]]) ({{convert|200000|lbf|N|adj=on}}, 96,000,000 पौंड-सेकंड कुल आवेग) के साथ परिवर्तित हो कर शनि I को बढ़ा दिया। [[S-I|एस-आईबी(S-आईबी]]) प्रथम चरण ने भी S-I बेसलाइन के थ्रस्ट को {{convert|1500000|lbf|N}} से बढ़ाकर {{Convert|1600000|lbf|N}} और प्रणोदक भार को 3.1% तक बढ़ा दिया। इससे सैटर्न I की पृथ्वी की निम्न कक्षा {{convert|20000|lb|kg}} से बढ़ाकर {{convert|46000|lb|kg}} कर दिया I चंद्र उड़ान के लिए आवश्यक [[शनि वि|शनि वी]] तैयार होने से पूर्व जो अर्ध ईंधन वाले [[अपोलो कमांड और सर्विस मॉड्यूल]] (CSM) या पूर्ण रूप से ईंधन वाले [[अपोलो चंद्र मॉड्यूल|अपोलो लूनर मॉड्यूल]] (LM) अपोलो मॉड्यूल के प्रारंभिक उड़ान परीक्षणों के लिए पर्याप्त थे। | ||
एस-आईवीबी ऊपरी चरण के भाग में, सैटर्न IB और सैटर्न V ने अपोलो अंतरिक्ष यान को सामान्य इंटरफ़ेस प्रदान किया। एकमात्र बड़ा अंतर यह था कि सैटर्न | एस-आईवीबी ऊपरी चरण के भाग में, सैटर्न आईबी(IB) और सैटर्न वी(V) ने अपोलो अंतरिक्ष यान को सामान्य इंटरफ़ेस प्रदान किया। एकमात्र बड़ा अंतर यह था कि सैटर्न वीपर एस-आईवीबी ने पृथ्वी की कक्षा को प्राप्त करने के लिए अपने प्रणोदक के भाग को जलाया था, इसलिए इसे [[ट्रांस-चंद्र इंजेक्शन]] के लिए फिर से प्रारम्भ किया जा सकता था। सैटर्न आईबी पर एस-आईवीबी को पृथ्वी की कक्षा प्राप्त करने के लिए अपने सभी प्रोपेलेंट की आवश्यकता थी। | ||
सैटर्न | सैटर्न आईबी ने 162 किमी की ऊंचाई तक दो बिना क्रू वाली सीएसएम सबऑर्बिटल उड़ानें प्रारंभ कीं, बिना क्रू वाली एलएम ऑर्बिटल फ़्लाइट, और प्रथम क्रू वाली सीएसएम ऑर्बिटल मिशन (पूर्व [[अपोलो 1]] के रूप में योजना बनाई गई, पश्चात में [[अपोलो 7]] के रूप में उड़ाई गई)। इसने भुगतान के बिना कक्षीय मिशन, [[AS-203]] भी प्रारंभ किया, जिससे एस-आईवीबी में अवशिष्ट [[तरल हाइड्रोजन]] ईंधन हो। इस मिशन ने वजनहीनता में तरल हाइड्रोजन के व्यवहार को देखकर शनि वी में उपयोग किए गए एस-आईवीबी के पुनरारंभ करने योग्य संस्करण के डिजाइन का समर्थन किया। | ||
1973 में, अपोलो चंद्र कार्यक्रम के समाप्त होने के पश्चात, तीन अपोलो सीएसएम/सैटर्न आईबी ने व्यभिचारी दल को [[स्काईलैब]] अंतरिक्ष स्टेशन तक पहुँचाया। 1975 में, अन्तिम अपोलो/सैटर्न आईबी ने संयुक्त यूएस-[[सोवियत संघ]] अपोलो-सोयुज परीक्षा परियोजना (एएसटीपी) के अपोलो भाग को प्रारंभ किया। बैकअप अपोलो सीएसएम/सैटर्न आईबी को एकत्रित किया गया था और स्काईलैब संरक्षण मिशन के लिए तैयार किया गया था, लेकिन कभी उड़ाया नहीं गया। | 1973 में, अपोलो चंद्र कार्यक्रम के समाप्त होने के पश्चात, तीन अपोलो सीएसएम/सैटर्न आईबी ने व्यभिचारी दल को [[स्काईलैब]] अंतरिक्ष स्टेशन तक पहुँचाया। 1975 में, अन्तिम अपोलो/सैटर्न आईबी ने संयुक्त यूएस-[[सोवियत संघ]] अपोलो-सोयुज परीक्षा परियोजना (एएसटीपी) के अपोलो भाग को प्रारंभ किया। बैकअप अपोलो सीएसएम/सैटर्न आईबी को एकत्रित किया गया था और स्काईलैब संरक्षण मिशन के लिए तैयार किया गया था, लेकिन कभी उड़ाया नहीं गया। | ||
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1959 में, नासा की [[सिल्वरस्टीन समिति]] ने सैटर्न I C-1 से बढ़ते हुए सैटर्न (रॉकेट परिवार) प्रारंभ यानो को विकसित करने का अनुरोध प्रस्तावित किया। जब 1961 में चंद्रमा पर पुरुषों को अवतारण के लक्ष्य के साथ अपोलो कार्यक्रम प्रारंभ किया गया था, तो नासा ने पृथ्वी कक्षीय परीक्षण मिशनों के लिए सैटर्न I का चयन किया। चूँकि, सैटर्न I की भुगतान सीमा {{convert|20000|lb|kg}} 162 किमी तक केवल [[अपोलो कमांड मॉड्यूल]] के परीक्षण की अनुमति होगी, जिसमें लघु प्रणोदन मॉड्यूल जुड़ा होगा, क्योंकि [[कमांड और सर्विस मॉड्यूल]] में अल्प से अल्प सूखा वजन {{convert|26300|lb|kg}} होगा I सेवा प्रणोदन और प्रतिक्रिया नियंत्रण ईंधन के अतिरिक्त जुलाई 1962 में, नासा ने चंद्र अवतरण मिशन के लिए सैटर्न | 1959 में, नासा की [[सिल्वरस्टीन समिति]] ने सैटर्न I C-1 से बढ़ते हुए सैटर्न (रॉकेट परिवार) प्रारंभ यानो को विकसित करने का अनुरोध प्रस्तावित किया। जब 1961 में चंद्रमा पर पुरुषों को अवतारण के लक्ष्य के साथ अपोलो कार्यक्रम प्रारंभ किया गया था, तो नासा ने पृथ्वी कक्षीय परीक्षण मिशनों के लिए सैटर्न I का चयन किया। चूँकि, सैटर्न I की भुगतान सीमा {{convert|20000|lb|kg}} 162 किमी तक केवल [[अपोलो कमांड मॉड्यूल]] के परीक्षण की अनुमति होगी, जिसमें लघु प्रणोदन मॉड्यूल जुड़ा होगा, क्योंकि [[कमांड और सर्विस मॉड्यूल]] में अल्प से अल्प सूखा वजन {{convert|26300|lb|kg}} होगा I सेवा प्रणोदन और प्रतिक्रिया नियंत्रण ईंधन के अतिरिक्त जुलाई 1962 में, नासा ने चंद्र अवतरण मिशन के लिए सैटर्न वीC-5 के चयन की घोषणा की, और एस-आईवीबी के साथ अपने S-Iवीदूसरे चरण का स्थान, सैटर्न I को उन्नत करना और प्रराम्भित वाहन विकसित करने का निर्णय लिया, जो भी शनि वी तृतीय चरण के रूप में उपयोग के लिए संशोधित किया जाना चाहिए। S-I के पूर्व चरण को भी इसके इंजनों में सुधार करके और कुछ वजन विस्थापित एस-आईवीबी में उन्नत किया जाएगा। नया सैटर्न आईबी, अल्प से अल्प भुगतान क्षमता के साथ {{convert|16000|kg|lb|order=flip}},<ref>{{cite book |last1=Benson |first1=Charles D. |last2=Faherty |first2=William Barnaby |title=Moonport: A History of Apollo Launch Facilities and Operations |date=1978 |publisher=NASA |url=http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4204/ch17-3.html |chapter=The Apollo-Saturn IB Space Vehicle |access-date=3 February 2016}}</ref> पृथ्वी कक्षा परीक्षण के लिए सैटर्न I का स्थान लेगा, जिससे कमांड और सर्विस मॉड्यूल को आंशिक ईंधन भार के साथ प्रवाहित किया जा सकेगा। प्रारंभ करने की भी अनुमति देगा {{convert|32000|lb|kg|adj=on}} सैटर्न वी के उड़ने के लिए तैयार होने से पूर्व, मानव रहित और व्यभिचारी दल वाले पृथ्वी कक्षीय परीक्षण के लिए [[चंद्र भ्रमण मॉड्यूल]] की अनुमति देगा। यह तृतीय चरण को प्रारंभ में विकास भी देगा।<ref name="astronautix"/> | ||
12 मई, 1966 को, नासा ने घोषणा की- कि यान को उन्नत सैटर्न I कहा जाएगा, उसी समय चंद्र भ्रमण मॉड्यूल का नाम परिवर्तित करके चंद्र मॉड्यूल कर दिया गया। चूंकि, उन्नत सैटर्न I शब्दावली को 2 दिसंबर, 1967 को सैटर्न | 12 मई, 1966 को, नासा ने घोषणा की- कि यान को उन्नत सैटर्न I कहा जाएगा, उसी समय चंद्र भ्रमण मॉड्यूल का नाम परिवर्तित करके चंद्र मॉड्यूल कर दिया गया। चूंकि, उन्नत सैटर्न I शब्दावली को 2 दिसंबर, 1967 को सैटर्न आईबी में अस्वीकृत कर दिया गया था।<ref name="astronautix"/> | ||
जब तक इसे विकसित किया गया, तब तक सैटर्न आईबी भुगतान क्षमता बढ़कर {{convert|41000|lb|kg}}.<ref name="astronautix"/>1973 तक, जब इसका उपयोग तीन स्काईलैब मिशनों को प्रारंभ करने के लिए किया गया था, प्रथम चरण के इंजन को और उन्नत किया गया था, जिससे भुगतान क्षमता {{convert|46000|lb|kg}} बढ़ गई थी। | जब तक इसे विकसित किया गया, तब तक सैटर्न आईबी भुगतान क्षमता बढ़कर {{convert|41000|lb|kg}}.<ref name="astronautix"/>1973 तक, जब इसका उपयोग तीन स्काईलैब मिशनों को प्रारंभ करने के लिए किया गया था, प्रथम चरण के इंजन को और उन्नत किया गया था, जिससे भुगतान क्षमता {{convert|46000|lb|kg}} बढ़ गई थी। | ||
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| क्रिसलर | | क्रिसलर | ||
| डगलस | | डगलस | ||
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===एस-आईबी चरण=== | ===एस-आईबी चरण=== | ||
{{Main|एस-आईबी}} | {{Main|एस-आईबी}} | ||
[[File:Saturn IB 1st stage.jpg|right|thumb|300px|सैटर्न | [[File:Saturn IB 1st stage.jpg|right|thumb|300px|सैटर्न वीरॉकेट के S-IN प्रथम चरण का आरेख]]एस-आईबी चरण [[क्रिसलर]] कॉर्पोरेशन द्वारा [[मिचौड विधानसभा सुविधा]], न्यू ऑरलियन्स, लुइसियाना में बनाया गया था।<ref name=SIB_final_use/>इसे आठ [[रॉकेटडाइन एच -1]] रॉकेट इंजन द्वारा संचालित किया गया था जो [[तरल ऑक्सीजन]] (एलओएक्स) के साथ [[आरपी-1]] ईंधन जला रहा था। आठ [[PGM-11 रेडस्टोन]] टैंक (चार होल्डिंग फ्यूल और चार होल्डिंग LOX) PGM-19 जुपिटर LOX टैंक के चारों ओर क्लस्टर किए गए थे, जिसने रॉकेट को क्लस्टर लास्ट स्टैंड का उपनाम दिया था।<ref>{{cite web | url=http://www.astronautix.com/s/saturni.html | title=Saturn I }}</ref> चार आउटबोर्ड इंजन गिंबल्स पर लगाए गए थे, जिससे उन्हें रॉकेट को नियंत्रित करने की अनुमति मिली। बेस थ्रस्ट संरचना के निकटम के आठ पंखों ने वायुगतिकीय स्थिरता और नियंत्रण प्रदान किया। | ||
डेटा:<ref>NASA Marshall Spaceflight Center, Skylab Saturn IB Flight Manual (MSFC-MAN-206), 30 September 1972</ref> | डेटा:<ref>NASA Marshall Spaceflight Center, Skylab Saturn IB Flight Manual (MSFC-MAN-206), 30 September 1972</ref> | ||
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===एस-आईवीबी-200 चरण === | ===एस-आईवीबी-200 चरण === | ||
{{Main|एस-आईवीबी}} | {{Main|एस-आईवीबी}} | ||
[[File:Saturn S-IB SIV-B.jpg|right|thumb|300px|सैटर्न आईबी के एस-आईवीबी दूसरे चरण का आरेख]]एस-आईवीबी का निर्माण [[डगलस विमान कंपनी]] द्वारा हंटिंगटन बीच, कैलिफोर्निया में किया गया था। एस-आईवीबी-200 मॉडल सैटर्न | [[File:Saturn S-IB SIV-B.jpg|right|thumb|300px|सैटर्न आईबी के एस-आईवीबी दूसरे चरण का आरेख]]एस-आईवीबी का निर्माण [[डगलस विमान कंपनी]] द्वारा हंटिंगटन बीच, कैलिफोर्निया में किया गया था। एस-आईवीबी-200 मॉडल सैटर्न वीपर उपयोग किए जाने वाले एस-आईवीबी-500 तृतीय चरण के समान था, अंतर चरण अनुकूलक, लघु सहायक प्रणोदन नियंत्रण मॉड्यूल और ऑन-ऑर्बिट इंजन पुनरारंभ क्षमता की अल्पता के अपवाद के साथ यह एकल [[रॉकेटडाइन जे-2]] इंजन द्वारा संचालित था। ईंधन और आक्सीकारक टैंकों ने सामान्य बल्कहेड सम्मुख किया, जिसने लगभग दस टन वजन बचाया और वाहन की लंबाई दस फीट से अल्प कर दी। | ||
'''General characteristics''' | '''General characteristics''' | ||
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[[File:Saturn IB vehicle configurations.jpg|thumb|500px|left|सैटर्न आईबी प्रक्षेपण यान के लिए विभिन्न मिशन विन्यास]] | [[File:Saturn IB vehicle configurations.jpg|thumb|500px|left|सैटर्न आईबी प्रक्षेपण यान के लिए विभिन्न मिशन विन्यास]] | ||
[[File:Saturn IB launches.jpg|thumb|500px|left|AS-201 से ASTP के माध्यम से सभी सैटर्न | [[File:Saturn IB launches.jpg|thumb|500px|left|AS-201 से ASTP के माध्यम से सभी सैटर्न आईबी प्रारम्भ हुए]] | ||
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* http://www.apollosaturn.com/ | * http://www.apollosaturn.com/ | ||
* http://www.spaceline.org/rocketsum/saturn-Ib.html | * [http://www.spaceline.org/rocketsum/saturn-Ib.html http://www.spaceline.org/rocketsum/saturn-आईबी.html] | ||
* NASA Marshall Spaceflight Center, ''{{cite web|url= https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19740021163_1974021163.pdf |title=Skylab Saturn IB Flight Manual }} {{small|(19.8 MB)}}'', 30 September 1972 | * NASA Marshall Spaceflight Center, ''{{cite web|url= https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19740021163_1974021163.pdf |title=Skylab Saturn IB Flight Manual }} {{small|(19.8 MB)}}'', 30 September 1972 | ||
* {{cite web |url= https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19710065502_1971065502.pdf |title= Saturn launch vehicles |url-status= dead |archive-url= https://web.archive.org/web/20050416215829/https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19710065502_1971065502.pdf |archive-date= 2005-04-16 }} {{small|(61.2 MB)}} | * {{cite web |url= https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19710065502_1971065502.pdf |title= Saturn launch vehicles |url-status= dead |archive-url= https://web.archive.org/web/20050416215829/https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19710065502_1971065502.pdf |archive-date= 2005-04-16 }} {{small|(61.2 MB)}} | ||
Revision as of 20:25, 10 February 2023
 Three launch configurations of the Apollo Saturn IB rocket: no spacecraft (AS-203), command and service module (most missions); and Lunar Module (Apollo 5) | |
| Function | Apollo spacecraft development; S-IVB stage development in support of Saturn V; Skylab crew launcher |
|---|---|
| P176 | Chrysler (S-IB) Douglas (S-IVB) |
| P495 | United States |
| Size | |
| P2048 | 141.6 ft (43.2 m) without payload[1] |
| P2386 | 21.67 ft (6.61 m)[1] |
| P2067 | 1,300,220 lb (589,770 kg) without payload[2] |
| Stages | 2 |
| Capacity | |
| Payload to LEO (87.5 nmi (162.1 km)) | |
| P2067 | 46,000 lb (21,000 kg)[3] |
| Launch history | |
| Status | Retired |
| Launch sites | LC-37 and LC-34, Cape Canaveral LC-39B, Kennedy Space Center |
| Total launches | 9 |
| Success(es) | 9 |
| Failure(s) | 0 |
| First flight | February 26, 1966 |
| Last flight | July 15, 1975 |
| P3437 | Uncrewed Apollo CSM Uncrewed Apollo LM Crewed Apollo CSM |
| First stage – S-IB | |
| P2048 | 80.17 feet (24.44 m) |
| P2386 | 21.42 feet (6.53 m) |
| Empty mass | 92,500 pounds (42,000 kg) |
| Gross mass | 973,000 pounds (441,000 kg) |
| Propellant mass | 880,500 pounds (399,400 kg) |
| P516 | 8 × Rocketdyne H-1 |
| P2228 | 1,600,000 lbf (7,100 kN) |
| Specific impulse | 272 seconds (2.67 km/s) |
| Burn time | 150 seconds |
| Propellant | RP-1 / LOX |
| Second stage – S-IVB-200 | |
| P2048 | 58.42 feet (17.81 m) |
| P2386 | 21.42 feet (6.53 m) |
| Empty mass | 23,400 pounds (10,600 kg) |
| Gross mass | 251,900 pounds (114,300 kg) |
| Propellant mass | 228,500 pounds (103,600 kg) |
| P516 | Rocketdyne J-2 |
| P2228 | 200,000 lbf (890 kN) |
| Specific impulse | 420 seconds (4.1 km/s) |
| Burn time | 480 seconds |
| Propellant | LH2 / LOX |
शनि आईबी[lower-alpha 1] (उन्नत शनि आई के रूप में भी जाना जाता है) अपोलो कार्यक्रम के लिए नासा (NASA) द्वारा कमीशन किया गया अमेरिकी प्रारंभ यान था। इसने शनि-आईबी द्वितीय चरण (90,000-pound-force (400,000 N), 43,380,000 पौंड-सेकंड कुल आवेग) को एस-आईवीबी(S-IVB) (200,000-pound-force (890,000 N), 96,000,000 पौंड-सेकंड कुल आवेग) के साथ परिवर्तित हो कर शनि I को बढ़ा दिया। एस-आईबी(S-आईबी) प्रथम चरण ने भी S-I बेसलाइन के थ्रस्ट को 1,500,000 pounds-force (6,700,000 N) से बढ़ाकर 1,600,000 pounds-force (7,100,000 N) और प्रणोदक भार को 3.1% तक बढ़ा दिया। इससे सैटर्न I की पृथ्वी की निम्न कक्षा 20,000 pounds (9,100 kg) से बढ़ाकर 46,000 pounds (21,000 kg) कर दिया I चंद्र उड़ान के लिए आवश्यक शनि वी तैयार होने से पूर्व जो अर्ध ईंधन वाले अपोलो कमांड और सर्विस मॉड्यूल (CSM) या पूर्ण रूप से ईंधन वाले अपोलो लूनर मॉड्यूल (LM) अपोलो मॉड्यूल के प्रारंभिक उड़ान परीक्षणों के लिए पर्याप्त थे।
एस-आईवीबी ऊपरी चरण के भाग में, सैटर्न आईबी(IB) और सैटर्न वी(V) ने अपोलो अंतरिक्ष यान को सामान्य इंटरफ़ेस प्रदान किया। एकमात्र बड़ा अंतर यह था कि सैटर्न वीपर एस-आईवीबी ने पृथ्वी की कक्षा को प्राप्त करने के लिए अपने प्रणोदक के भाग को जलाया था, इसलिए इसे ट्रांस-चंद्र इंजेक्शन के लिए फिर से प्रारम्भ किया जा सकता था। सैटर्न आईबी पर एस-आईवीबी को पृथ्वी की कक्षा प्राप्त करने के लिए अपने सभी प्रोपेलेंट की आवश्यकता थी।
सैटर्न आईबी ने 162 किमी की ऊंचाई तक दो बिना क्रू वाली सीएसएम सबऑर्बिटल उड़ानें प्रारंभ कीं, बिना क्रू वाली एलएम ऑर्बिटल फ़्लाइट, और प्रथम क्रू वाली सीएसएम ऑर्बिटल मिशन (पूर्व अपोलो 1 के रूप में योजना बनाई गई, पश्चात में अपोलो 7 के रूप में उड़ाई गई)। इसने भुगतान के बिना कक्षीय मिशन, AS-203 भी प्रारंभ किया, जिससे एस-आईवीबी में अवशिष्ट तरल हाइड्रोजन ईंधन हो। इस मिशन ने वजनहीनता में तरल हाइड्रोजन के व्यवहार को देखकर शनि वी में उपयोग किए गए एस-आईवीबी के पुनरारंभ करने योग्य संस्करण के डिजाइन का समर्थन किया।
1973 में, अपोलो चंद्र कार्यक्रम के समाप्त होने के पश्चात, तीन अपोलो सीएसएम/सैटर्न आईबी ने व्यभिचारी दल को स्काईलैब अंतरिक्ष स्टेशन तक पहुँचाया। 1975 में, अन्तिम अपोलो/सैटर्न आईबी ने संयुक्त यूएस-सोवियत संघ अपोलो-सोयुज परीक्षा परियोजना (एएसटीपी) के अपोलो भाग को प्रारंभ किया। बैकअप अपोलो सीएसएम/सैटर्न आईबी को एकत्रित किया गया था और स्काईलैब संरक्षण मिशन के लिए तैयार किया गया था, लेकिन कभी उड़ाया नहीं गया।
नासा की सूची में शेष सैटर्न आईबी को एएसटीपी मिशन के पश्चात समाप्त कर दिया गया था, क्योंकि उनके लिए कोई उपयोग नहीं पाया जा सकता था और अमेरिकी अंतरिक्ष कार्यक्रम की सभी अपेक्षा को अल्पमूल्य और अधिक बहुमुखी टाइटन (रॉकेट परिवार) और अंतरिक्ष शटल द्वारा भी पूर्ण किया जा सकता था।
इतिहास
1959 में, नासा की सिल्वरस्टीन समिति ने सैटर्न I C-1 से बढ़ते हुए सैटर्न (रॉकेट परिवार) प्रारंभ यानो को विकसित करने का अनुरोध प्रस्तावित किया। जब 1961 में चंद्रमा पर पुरुषों को अवतारण के लक्ष्य के साथ अपोलो कार्यक्रम प्रारंभ किया गया था, तो नासा ने पृथ्वी कक्षीय परीक्षण मिशनों के लिए सैटर्न I का चयन किया। चूँकि, सैटर्न I की भुगतान सीमा 20,000 pounds (9,100 kg) 162 किमी तक केवल अपोलो कमांड मॉड्यूल के परीक्षण की अनुमति होगी, जिसमें लघु प्रणोदन मॉड्यूल जुड़ा होगा, क्योंकि कमांड और सर्विस मॉड्यूल में अल्प से अल्प सूखा वजन 26,300 pounds (11,900 kg) होगा I सेवा प्रणोदन और प्रतिक्रिया नियंत्रण ईंधन के अतिरिक्त जुलाई 1962 में, नासा ने चंद्र अवतरण मिशन के लिए सैटर्न वीC-5 के चयन की घोषणा की, और एस-आईवीबी के साथ अपने S-Iवीदूसरे चरण का स्थान, सैटर्न I को उन्नत करना और प्रराम्भित वाहन विकसित करने का निर्णय लिया, जो भी शनि वी तृतीय चरण के रूप में उपयोग के लिए संशोधित किया जाना चाहिए। S-I के पूर्व चरण को भी इसके इंजनों में सुधार करके और कुछ वजन विस्थापित एस-आईवीबी में उन्नत किया जाएगा। नया सैटर्न आईबी, अल्प से अल्प भुगतान क्षमता के साथ 35,000 pounds (16,000 kg),[4] पृथ्वी कक्षा परीक्षण के लिए सैटर्न I का स्थान लेगा, जिससे कमांड और सर्विस मॉड्यूल को आंशिक ईंधन भार के साथ प्रवाहित किया जा सकेगा। प्रारंभ करने की भी अनुमति देगा 32,000-pound (15,000 kg) सैटर्न वी के उड़ने के लिए तैयार होने से पूर्व, मानव रहित और व्यभिचारी दल वाले पृथ्वी कक्षीय परीक्षण के लिए चंद्र भ्रमण मॉड्यूल की अनुमति देगा। यह तृतीय चरण को प्रारंभ में विकास भी देगा।[2]
12 मई, 1966 को, नासा ने घोषणा की- कि यान को उन्नत सैटर्न I कहा जाएगा, उसी समय चंद्र भ्रमण मॉड्यूल का नाम परिवर्तित करके चंद्र मॉड्यूल कर दिया गया। चूंकि, उन्नत सैटर्न I शब्दावली को 2 दिसंबर, 1967 को सैटर्न आईबी में अस्वीकृत कर दिया गया था।[2]
जब तक इसे विकसित किया गया, तब तक सैटर्न आईबी भुगतान क्षमता बढ़कर 41,000 pounds (19,000 kg).[2]1973 तक, जब इसका उपयोग तीन स्काईलैब मिशनों को प्रारंभ करने के लिए किया गया था, प्रथम चरण के इंजन को और उन्नत किया गया था, जिससे भुगतान क्षमता 46,000 pounds (21,000 kg) बढ़ गई थी।
निर्दिष्टीकरण
लॉन्च वाहन
| पैरामीटर[1] | एस-आईबी प्रथम चरण | एस-आईवीबी-200 दूसरा चरण | उपकरण इकाई |
|---|---|---|---|
| ऊंचाई | 80.17 ft (24.44 m) | 58.42 ft (17.81 m) | 3.00 ft (0.91 m) |
| व्यास | 21.42 ft (6.53 m) | 21.67 ft (6.61 m) | 21.67 ft (6.61 m) |
| संरचनात्मक द्रव्यमान | 92,500 lb (42,000 kg) | 23,400 lb (10,600 kg) | 4,400 lb (2,000 kg) |
| प्रणोदक | RP-1 / LOX | LH2 / LOX | N/A |
| प्रणोदक द्रव्यमान | 880,500 lb (399,400 kg) | 228,500 lb (103,600 kg) | N/A |
| इंजन | Eight - H-1 | One - J-2 | N/A |
| आक्रमण | 1,600,000 lbf (7,100 kN) समुद्र का स्तर | 200,000 lbf (890 kN) शून्य अंतर | N/A |
| जलने की अवधि | 150 s | 480 s | N/A |
| विशिष्ट आवेग | 272 s (2.67 km/s) sea level | 420 s (4.1 km/s) शून्य अंतर | N/A |
| कांट्रेक्टर | क्रिसलर | डगलस | आईबीM |
भुगतान विन्यास
| पैरामीटर | कमांड और सर्विस मॉड्यूल | अपोलो 5 | AS-203 |
|---|---|---|---|
| लॉन्च एस्केप सिस्टम मास | 9,200 lb (4,200 kg) | N/A | N/A |
| अपोलो कमांड और सर्विस मॉड्यूल मास | 36,400 lb (16,500 kg) to 46,000 lb (21,000 kg) |
N/A | N/A |
| अपोलो चंद्र मॉड्यूल मास | N/A | 31,650 lb (14,360 kg) | N/A |
| अंतरिक्ष यान-एलएम एडॉप्टर मास | 4,050 lb (1,840 kg) | 4,050 lb (1,840 kg) | N/A |
| नोज शंकु ऊंचाई | N/A | 8.3 ft (2.5 m) | 27.7 ft (8.4 m) |
| पेलोड ऊंचाई | 81.8 ft (24.9 m) | 36.3 ft (11.1 m) | N/A |
| कुल अंतरिक्ष यान ऊंचाई | 223.4 ft (68.1 m) | 177.9 ft (54.2 m) | 169.4 ft (51.6 m) |
एस-आईबी चरण
एस-आईबी चरण क्रिसलर कॉर्पोरेशन द्वारा मिचौड विधानसभा सुविधा, न्यू ऑरलियन्स, लुइसियाना में बनाया गया था।[5]इसे आठ रॉकेटडाइन एच -1 रॉकेट इंजन द्वारा संचालित किया गया था जो तरल ऑक्सीजन (एलओएक्स) के साथ आरपी-1 ईंधन जला रहा था। आठ PGM-11 रेडस्टोन टैंक (चार होल्डिंग फ्यूल और चार होल्डिंग LOX) PGM-19 जुपिटर LOX टैंक के चारों ओर क्लस्टर किए गए थे, जिसने रॉकेट को क्लस्टर लास्ट स्टैंड का उपनाम दिया था।[6] चार आउटबोर्ड इंजन गिंबल्स पर लगाए गए थे, जिससे उन्हें रॉकेट को नियंत्रित करने की अनुमति मिली। बेस थ्रस्ट संरचना के निकटम के आठ पंखों ने वायुगतिकीय स्थिरता और नियंत्रण प्रदान किया।
डेटा:[7]
General characteristics
- Length: 80.17 ft (24.44 m)
- Diameter: 21.42 ft (6.53 m)
- Wingspan: 39.42 ft (12.02 m)
Engine
- 8 Rocketdyne H-1
- Thrust: 1,600,000 lbf (7,100 kN)
- Burn time: 150 s
- Fuel: RP-1/LOX
एस-आईवीबी-200 चरण
एस-आईवीबी का निर्माण डगलस विमान कंपनी द्वारा हंटिंगटन बीच, कैलिफोर्निया में किया गया था। एस-आईवीबी-200 मॉडल सैटर्न वीपर उपयोग किए जाने वाले एस-आईवीबी-500 तृतीय चरण के समान था, अंतर चरण अनुकूलक, लघु सहायक प्रणोदन नियंत्रण मॉड्यूल और ऑन-ऑर्बिट इंजन पुनरारंभ क्षमता की अल्पता के अपवाद के साथ यह एकल रॉकेटडाइन जे-2 इंजन द्वारा संचालित था। ईंधन और आक्सीकारक टैंकों ने सामान्य बल्कहेड सम्मुख किया, जिसने लगभग दस टन वजन बचाया और वाहन की लंबाई दस फीट से अल्प कर दी।
General characteristics
- Length: 58.42 ft (17.81 m)
- Diameter: 21.67 ft (6.61 m)
Engine
- 1 J-2
- Thrust: 200,000 lbf (890 kN)
- Burn time: ~ 420 s
- Fuel: LH2/LOX
उपकरण इकाई
आईबीएम ने अलबामा के हंट्सविले में अंतरिक्ष प्रणाली केंद्र में उपकरण इकाई का निर्माण किया। एस-आईवीबी चरण के शीर्ष पर स्थित, इसमें प्रक्षेपण यान डिजिटल कंप्यूटर (एलवीडीसी), जड़त्वीय प्लेटफॉर्म, एक्सेलेरोमीटर, ट्रैकिंग, टेलीमेट्री, कमांड प्रणाली और संबंधित पर्यावरण नियंत्रण सम्मलित थे। इसने पूर्ण रॉकेट को लिफ्टऑफ से ठीक पूर्व बैटरी समाप्त होने तक नियंत्रित किया। अन्य रॉकेट मार्गदर्शन प्रणालियों के जैसे, इसने एक्सेलेरोमीटर मापों को एकीकृत करके अपने कक्षीय राज्य वैक्टर (स्थिति और वेग अनुमान) को बनाए रखा, मुख्य इंजनों और सहायक थ्रस्टरों को फायरिंग और स्टीयरिंग कमांड भेजा, आयोजन, मंचन और भुगतान पृथक्करण के समय उपयुक्त आयुध और ठोस रॉकेट मोटर्स को निकाल दिया।
अन्य रॉकेटों के जैसे, पूर्ण रूप से स्वतंत्र और अनावश्यक श्रेणी की सुरक्षा प्रणाली को ग्राउंड रेडियो कमांड द्वारा थ्रस्ट को समाप्त करने और वाहन को नष्ट करने और जमीन पर लोगों या संपत्ति को बल प्रयोग के लिए नष्ट करने के लिए लागू किया जा सकता है। सैटर्न आईबी और वी में, सुरक्षित रूप से कक्षा में पहुंचने के पश्चात ग्राउंड कमांड द्वारा रेंज सुरक्षा प्रणाली को स्थायी रूप से अक्षम कर दिया गया था। यह सुनिश्चित करने के लिए किया गया था कि एस-आईवीबी चरण अज्ञात में विभक्त न हो जाए और कक्षा में मलबे का क्लाउड न बन जाए जो अपोलो सीएसएम के चालक दल को आशंका में डाल सकता है।
प्रारंभ अनुक्रम आयोजन
| आयोजन का शुभारंभ[8] | समय (s) | ऊंचाई (km) | स्पीड (m/s) |
|---|---|---|---|
| मार्गदर्शन रेफरी रिलीज | -5.0 | 0.09 | 0 |
| प्रथम मोशन | 0.0 | 0.09 | 0 |
| मच वन | 58.9 | 7.4 | 183 |
| अधिकतम गतिशील दबाव | 73.6 | 12.4 | 328 |
| फ्रीज झुकाव | 130.5 | 48.2 | 1587 |
| इनबोर्ड इंजन कटऑफ | 137.6 | 54.8 | 1845 |
| जहाज़ के बाहर इंजन कटऑफ़ | 140.6 | 57.6 | 1903 |
| एस-आईबी / एस-आईवीबी पृथक्करण | 142.0 | 59.0 | 1905 |
| एस-आईवीबी इग्निशन | 143.4 | 59.9 | 1900 |
| रसाव केस जेटिसन | 154.0 | 69.7 | 1914 |
| एस्केप टॉवर जेटिसन लॉन्च करें | 165.6 | 79.5 | 1960 |
| इटरेटिव मार्गदर्शन मोड दीक्षा | 171.0 | 83.7 | 1984 |
| इंजन मिश्रण अनुपात शिफ्ट | 469.5 | 164.8 | 5064 |
| मार्गदर्शन सी/ओ सिग्नल | 581.9 | 158.4 | 7419 |
| कक्षा प्रविष्टि | 591.9 | 158.5 | 7426 |
एस-आईबी चरण बर्न के अंत में सैटर्न आईबी का त्वरण लिफ्टऑफ़ पर 1.24G से बढ़कर अधिकतम 4.35G हो गया, और चरण पृथक्करण से एस-आईबी बर्न के अंत तक फिर से 0G से 2.85G तक बढ़ गया।[8]
AS-206, 207, और 208 ने 150-by-222-kilometer (81-by-120-nautical-mile) अण्डाकार कक्षा में कमांड और सर्विस मॉड्यूल डाला जो स्काईलैब वन के साथ सह-प्लानर था। 431 kilometers (233 nautical miles) पर स्काईलैब कक्षा में होहमान स्थानांतरण कक्षा स्थानांतरण प्राप्त करने के लिए कमांड और सर्विस मॉड्यूल के एसपीएस इंजन का उपयोग कक्षा अपॉजी में किया गया था।[8]
सैटर्न आईबी वाहन और प्रारंभ
अपोलो कार्यक्रम के लिए पूर्व पांच सैटर्न आईबी लॉन्च केप कैनावेरल वायु सेना स्टेशन लॉन्च कॉम्प्लेक्स 34I LC-34 और केप कैनवेरल एयर फ़ोर्स स्टेशन लॉन्च कॉम्प्लेक्स 37|LC-37, केप कैनवेरल एयर फ़ोर्स स्टेशन से किए गए थे।
सैटर्न आईबी का उपयोग 1973 और 1975 के मध्य तीन चालक दल वाली स्काईलैब उड़ानों और अपोलो-सोयुज परीक्षण परियोजना उड़ान के लिए किया गया था। इस अंतिम उत्पादन में बारी-बारी से काले और सफेद रंग के एस-आईबी स्टेज टैंक, या एस-आईवीबी आफ्टर टैंक स्कर्ट पर वर्टिकल धारियां नहीं थे, जो पूर्व के वाहनों पर उपस्तिथ थे। चूंकि LC-34 और 37 तब तक निष्क्रिय थे, इन प्रक्षेपणों ने कैनेडी स्पेस सेंटर प्रारंभ कॉम्प्लेक्स 39 कैनेडी स्पेस सेंटर के LC-39B का उपयोग किया।[9] मोबाइल लॉन्चर प्लेटफार्म 3 नंबर 1 को संशोधित किया गया था, जिसमें सैटर्न आईबी और अधिक बड़े सैटर्न वी के मध्य ऊँचाई के अंतर को समायोजित करने के लिए मिल्कस्टूल के रूप में जाना जाने वाला ऊंचा प्लेटफ़ॉर्म जोड़ा गया था।[9]इसने अपोलो अंतरिक्ष यान और एस-आईवीबी ऊपरी चरण के लिए चालक दल की पहुंच, ईंधन भरने और जमीनी विद्युत कनेक्शन को समायोजित करने के लिए प्रारंभ नाल टॉवर के पहुँच शस्त्र के संरेखण को सक्षम किया। टॉवर के दूसरे चरण के पहुँच शस्त्र को एस-आईबी पूर्व चरण की सेवा के लिए संशोधित किया गया था।[9]
| क्रम संख्या | मिशन | अंतरिक्ष यान द्रव्यमान (kg) |
लांच डेट (UTC) |
टिप्पणियाँ |
|---|---|---|---|---|
| SA-201 | AS-201 | 20,820 | फ़रवरी
26, 1966 |
ब्लॉक I CSM का अनक्रूड सबऑर्बिटल टेस्ट
(कमांड और सर्विस मॉड्यूल) |
| SA-203 | AS-203 | None | जुलाई 5, 1966 14:53:17 |
कक्षा में बिना जले LH2 व्यवहार का बिना चालक दल का परीक्षण एस-आईवीबी-500 पुनरारंभ डिज़ाइन का समर्थन करने के लिए |
| SA-202 | AS-202 | 25,810 | अगस्त 25, 1966 17:15:32 |
ब्लॉक I CSM का अनक्रूड सबऑर्बिटल टेस्ट |
| SA-204 | अपोलो 1 | 20,412 | ब्लॉक I CSM का प्रथम चालक दल कक्षीय परीक्षण होना था। 27 जनवरी, 1967 को केबिन में आग लगने से अंतरिक्ष यात्रियों की मौत हो गई और 21 फरवरी, 1967 को योजनाबद्ध लॉन्च के लिए ड्रेस रिहर्सल के दौरान मुख्यमंत्री क्षतिग्रस्त हो गए | |
| अपोलो 5 | 14,360 | जनवरी 22, 1968 22:48:08 |
चंद्र मॉड्यूल का मानव रहित कक्षीय परीक्षण, प्रयुक्त अपोलो 1 प्रक्षेपण यान | |
| SA-205 | अपोलो 7 | 16,520 | अक्टूबर 11, 1968 15:02:45 |
ब्लॉक II CSM का क्रूड कक्षीय परीक्षण |
| SA-206 | स्काईलैब 2 | 19,979 | मई 25, 1973 13:00:00 |
ब्लॉक II CSM ने पूर्व चालक दल को स्काईलैब कक्षीय कार्यशाला में पहुँचाया |
| SA-207 | स्काईलैब 3 | 20,121 | जुलाई 28, 1973 11:10:50 |
ब्लॉक II CSM ने स्काईलैब ऑर्बिटल वर्कशॉप में दूसरे दल को भेजा |
| SA-208 | AS-208 | स्टैंडबाय स्काईलैब 3 रेस्क्यू CSM-119; जरूरत नहीं | ||
| स्काईलैब 4 | 20,847 | नवंबर 16, 1973 14:01:23 |
ब्लॉक II CSM ने स्काईलैब ऑर्बिटल वर्कशॉप में तीसरे दल को भेजा | |
| SA-209 | AS-209 | स्टैंडबाय स्काईलैब 4 और बाद में अपोलो-सोयुज रेस्क्यू CSM-119। जरूरत नहीं है, वर्तमान में में प्रदर्शन पर केएससी रॉकेट गार्डन | ||
| स्काईलैब 5 | स्काईलैब वर्कशॉप की कक्षा को उठाने के लिए सीएसएम मिशन की योजना बनाई अंतरिक्ष यान के उड़ान भरने के लिए तैयार होने तक सहन करने के लिए; रद्द। | |||
| SA-210 | एएसटीपी | 16,780 | जुलाई 15, 1975 19:50:01 |
विशेष डॉकिंग एडेप्टर मॉड्यूल के साथ अपोलो सीएसएम,सोयुज 19 के साथ मुलाकात। शनि आईबी की अंतिम उड़ान। |
| SA-211 | अप्रयुक्त। अलबामा, अलबामा में I-65 पर अलबामा वेलकम सेंटर में प्रथम चरण।
एस-आईवीबी स्टेज स्काईलैब अंडरवाटर ट्रेनिंग सिम्युलेटर हार्डवेयर के साथ टिकी हुई है और हंट्सविले, अलबामा में यूएस स्पेस एंड रॉकेट सेंटर में बाहर प्रदर्शित है। | |||
| SA-212 | अप्रयुक्त। पूर्व चरण का निस्तारण किया.[5] एस-आईवीबी चरण को स्काईलैब अंतरिक्ष स्टेशन में परिवर्तित किया गया . | |||
| SA-213 | केवल प्रथम चरण बनाया गया है। अप्रयुक्त और स्क्रैप किया गया।.[5] | |||
| SA-214 | केवल प्रथम चरण बनाया गया है। अप्रयुक्त और स्क्रैप किया गया.[5] | |||
सैटर्न I श्रृंखला में वाहनों के पूर्व प्रारंभ के लिए, सैटर्न I लेख में सूची देखें।
डिस्प्ले पर सैटर्न आईबी रॉकेट
2019 तक ऐसे तीन स्थान हैं जहां सैटर्न आईबी वाहन प्रदर्शित किए गए हैं:
- SA-209 कैनेडी स्पेस सेंटर विज़िटर कॉम्प्लेक्स में अपोलो सुविधाएं सत्यापन वाहन के साथ प्रदर्शित होती है। गंभीर जंग के कारण, पूर्व चरण के इंजन और सर्विस मॉड्यूल को 1993-1994 में डुप्लिकेट से परिवर्तित कर दिया गया था।
- SA-211 का प्रथम चरण मॉकअप एस-आईवीबी चरण के साथ प्रदर्शित है, जो अरडमोर, अलबामा में अंतरराज्यीय 65 पर अलबामा वेलकम सेंटर में प्रारंभ के लिए तैयार स्थिति में रखा गया है। [10][11]
- SA-211 एस-आईवीबी चरण को स्काईलैब पानी के नीचे प्रशिक्षण डॉकिंग एडॉप्टर और अपोलो टेलीस्कोप माउंट के साथ जोड़ा गया था I यह हंट्सविले, अलबामा में यूएस स्पेस एंड रॉकेट सेंटर के रॉकेट गार्डन में प्रदर्शित है।
व्यय
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1972 में, प्रारंभ सहित सैटर्न आईबी की व्यय US$55,000,000 (equivalent to $356,000,000 in 2021) थी .[12]
यह भी देखें
टिप्पणियाँ
- ↑ Pronounced "Saturn One B"
संदर्भ
- ↑ 1.0 1.1 1.2 Postlaunch report for mission AS-201 (Apollo spacecraft 009) - (PDF), NASA, May 1966, retrieved March 18, 2011
- ↑ 2.0 2.1 2.2 2.3 Wade, Mark. "Saturn IB". Encyclopedia Astronautica. Archived from the original on May 14, 2011. Retrieved March 17, 2011.
- ↑ Hornung, John (2013). Entering the Race to the Moon: Autobiography of an Apollo Rocket Scientist. Williamsburg, Virginia: Jack Be Nimble Publishing. ISBN 9780983044178.
- ↑ Benson, Charles D.; Faherty, William Barnaby (1978). "The Apollo-Saturn IB Space Vehicle". Moonport: A History of Apollo Launch Facilities and Operations. NASA. Retrieved 3 February 2016.
- ↑ 5.0 5.1 5.2 5.3 "Saturn IB History". Retrieved 2009-11-01.
- ↑ "Saturn I".
- ↑ NASA Marshall Spaceflight Center, Skylab Saturn IB Flight Manual (MSFC-MAN-206), 30 September 1972
- ↑ 8.0 8.1 8.2 Skylab Saturn 1B Flight Manual - (PDF), NASA, September 30, 1972, retrieved July 8, 2020
- ↑ 9.0 9.1 9.2 Reynolds, David West (2006). Kennedy Space Center: Gateway to Space. Richmond Hill, Ontario: Firefly Books Ltd. pp. 154–157. ISBN 978-1-55407-039-8.
- ↑ Dooling, Dave (May 6, 1979). "Space and Rocket Plans Summer Celebration". The Huntsville Times.
- ↑ Hughes, Bayne (April 6, 2014). "Iconic rocket due for repair". The Decatur Daily. Retrieved April 8, 2014.
- ↑ "SP-4221 The Space Shuttle Decision- Chapter 6: Economics and the Shuttle". NASA. Retrieved 2011-01-15.
बाहरी कड़ियाँ
- http://www.apollosaturn.com/
- http://www.spaceline.org/rocketsum/saturn-आईबी.html
- NASA Marshall Spaceflight Center, "Skylab Saturn IB Flight Manual" (PDF). (19.8 MB), 30 September 1972
- "Saturn launch vehicles" (PDF). Archived from the original (PDF) on 2005-04-16. (61.2 MB)
