 サターンIBロケットのS-IB第一段の図 | |
| メーカー | クライスラー[ 1 ] |
|---|---|
| 原産国 | アメリカ合衆国 |
| 使用場所 | 土星IB（ステージ1） |
| 一般的な特徴 | |
| 身長 | 25.5メートル（84フィート） |
| 直径 | 6.6メートル（22フィート） |
| 総質量 | 448,648 kg (989,100 ポンド) |
| 由来 | SI |
| 発売履歴 | |
| 状態 | 引退 |
| 総打ち上げ数 | 9 |
| 成功（ステージのみ） | 9 |
| 初飛行 | 1966年2月26日 |
| 最終便 | 1975年7月15日 |
| 搭載 | H-1エンジン8基 |
| 最大推力 | 7.1 MN（1,600,000 lbf） |
| 比推力 | 296秒（2.90 km/s） |
| 燃焼時間 | 155秒 |
| 推進剤 | RP-1 /液体酸素 |
S -IBステージは、地球周回ミッションに使用されたサターンIB打ち上げロケットの第一段であった。 [ 2 ]これは、以前のサターンIロケットで使用されたSIステージの改良版であり、9つの推進剤コンテナ、8つのフィン、推力構造アセンブリ、8つのH-1ロケットエンジン、およびその他の多くのコンポーネントで構成されていた。ODOPトランスポンダーも含まれていた。推進剤コンテナは、液体酸素（LOX）を含むジュピターロケット由来のタンクの周りに集まった8つのレッドストーン由来のタンク（4つは液体酸素（LOX）を保持し、4つはRP-1を保持）で構成されていた。4つの船外エンジンは、飛行中にロケットを操縦するためにジンバルで動かされ、さらにいくつかのエンジンコンポーネントが必要であった。S-IBは、高度42マイル（68 km）で分離するまで約2.5分間燃焼した。
仕様
- 高さ: 80.17 フィート (24.44 メートル)
- 直径: 21.42 フィート (6.53 メートル)
- フィンの数: 8
- フィンスパン: 39.42 フィート (12.02 メートル)
- エンジン:ロケットダイン H-1 8基
- 推力: 1,600,000 lbf (7,100 kN)
- 燃料: RP-1（精製灯油）41,000米ガロン（155 m 3）
- 酸化剤：液体酸素（LOX）66,277米ガロン（251 m 3）の公称容量（1.5%の残余容積を含む）（4つの外側のタンクに43,284米ガロン/ 163 m 3 、中央のタンクに22,993米ガロン/ 87 m 3 [ 3 ]）
- 燃焼時間: 2.5分
- バーンアウト高度: 37 nmi (69 km)
建設されたステージ
アポロ飛行: [ 1 ]
- S-IB-1: 1966年2月26日に弾道AS-201ミッションで打ち上げられた。
- S-IB-3: 1966年7月5日にAS-203軌道テストミッションとして打ち上げられました。
- S-IB-2: 1966年8月25日に弾道AS-202テストミッションで打ち上げられた。
- S-IB-4: 1968年1月22日にアポロ5号軌道ミッションで打ち上げられました。
- S-IB-5: 1968 年 10 月 11 日にアポロ 7 号の有人軌道ミッションで打ち上げられました。
アポロ計画後の飛行: [ 1 ]
- S-IB-6: 1973年5月25日にスカイラブ2号軌道ミッションで打ち上げられました。
- S-IB-7: 1973年7月23日にスカイラブ3号軌道ミッションで打ち上げられました。
- S-IB-8: 1973年11月16日にスカイラブ4号軌道ミッションで打ち上げられた。
- S-IB-10: 1975 年 7 月 15 日にASTP軌道ミッションで打ち上げられました。
飛行していないハードウェア: [ 1 ]
- S-IB-9：MLPに積み上げられ、スカイラブのバックアップとして飛行準備完了。現在、ケネディ宇宙センター・ビジター・コンプレックスに展示中。
- S-IB-11：飛行未割り当て。アラバマ・ウェルカム・センターに垂直に展示されていたが、2023年後半に風化のため解体された。[ 4 ]
- S-IB-12: 飛行未割り当て。1970年代後半にマーシャル宇宙飛行センターで解体されたと推定される。
- S-IB-13: ハードウェアは廃棄されました。
- S-IB-14: ハードウェアは廃棄されました。
- S-IB-15: 製造されず、1968年にNASAによりキャンセルされた。
- S-IB-16: 製造されず、1968年にNASAによりキャンセルされた。
提案された変種
サターンIB段として飛行したバージョンのほかに、いくつかの機体コンセプト用に他のバージョンが提案された。[ 5 ]
サターンS-IB-2
S-IB-2段は、サターンC-3の動力源として1960年に研究された。[ 6 ]この段はより大型（高さ34.50メートル、直径8.25メートル）で、推力300万ポンド（13MN）のF-1エンジン2基を搭載し、燃料質量160万ポンド（730トン）となる予定だった。[ 7 ]
サターンS-IB-4
S-IB-4段は1960年にサターンC-4に4基のF-1エンジンを搭載して動力を供給するために研究されました。[ 8 ]
土星S-IB-A
S-IB-A段は1965年に研究され、8基のH-1cエンジンを使用してサターンIB-AとサターンIB-Bに動力を供給することになりました。[ 9 ]
サターンIB-11
IB-11段は、8基のH-1bエンジンとUA1207固体燃料補助ロケットを使用して、サターンINT-11、サターンINT-13、サターンINT-14に動力を供給するために1966年に研究されました。[ 10 ]
サターンIB-15
IB-15段は、8基のH-1bエンジンとミニットマン第一段のストラップオンを使用して、サターンINT-15に動力を供給するために1966年に研究されました。[ 11 ]
サターンS-1B-4
S-1B-4段は、4基のH-1bエンジンとUA1205固体燃料補助ロケットを使用してサターンINT-12に動力を供給するために1966年に研究されました。[ 12 ]
参考文献
- ^ a b c dカイル・エド（2012年12月6日）「サターンIBの歴史」。スペース・ローンチ・レポート。サターン・ビークル・ヒストリー。2013年1月4日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2014年9月1日閲覧。
- ^ Wade, Mark (2001). 「Saturn IB」 . Encyclopedia Astronautica. 2002年5月4日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「スカイラブ・サターンIB飛行マニュアル（MSFC-MAN-206）」技術覚書。NASAマーシャル宇宙飛行センター。1972年9月30日。
- ^ 「歴史的なアラバマ・ウェルカムセンターのロケット解体が始まる」 。 2023年9月20日閲覧。
- ^ 「SIステージ」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
- ^ 「サターンC-3」astronautix.com . 2025年11月17日閲覧。
- ^ 「サターンS-IB-2」astronautix.com . 2025年11月17日閲覧。
- ^ 「サターンS-IB-4」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
- ^ 「サターンS-IB-A」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
- ^ 「サターンIB-11」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
- ^ 「サターンIB-15」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
- ^ 「サターンS-1B-4」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
