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| メーカー | ボーイング |
|---|---|
| 原産国 | アメリカ合衆国 |
| 使用対象 | 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 lb) [ 1 ] |
| 推進剤質量 | 2,077 t (4,578,000 lb) [ 1 ] |
| 空の塊 | 137 t (303,000 lb) [ 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（2.58 km/s） |
| 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%以上は推進剤で、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61 km（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ジンバルでロケットを制御することができた。
製造業
ボーイング社は1961年12月15日にS-ICの製造契約を獲得しました。この時点で、ステージの概略設計はマーシャル宇宙飛行センター（MSFC）の技術者によって決定されていました。主な製造拠点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、ステージ製造に必要な工具の加工はカンザス州ウィチタで行われました。
MSFCは2つのテストステージ（S-IC-S、構造テスト「ステージ」、実際にはさまざまなステージサブアセンブリで構成されていたが、完全なステージに完全に組み立てられることはなかった、S-IC-T、静的テストステージ）と最初の2つの飛行モデル（S-IC-1と-2）を製造した。[ 5 ]
燃料タンクの製造には約7～9ヶ月、1段の完成には14ヶ月かかりました。ボーイング社が製造した最初の段は試験用模型であるS-IC-Dでした。ボーイング社はさらにS-IC-Fと呼ばれる試験用段も製造しました。[ 5 ]
NASAは、4段の試験段階に加えて、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。[ 6 ] 1967年7月、NASAはボーイング社に、S-ICの16段目と17段目のための長期リードタイムのアイテム（燃料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の製造のための完全な契約は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。[ 7 ] [ 8 ] S-IC-16から-25は、アポロ応用計画のものも含め、後続のアポロ計画に利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、質量は48,000ポンド（22,000 kg）であった。[ 1 ]推力構造は5基のエンジンの推力を支え、ロケットの基部に均等に分配するように設計された。推力を増加させる際にロケットを固定する4本のアンカーがあった。これらは当時アメリカで製造された最大級のアルミニウム鍛造品の一つで、長さ15フィート（4.6 m）、重さ1,800ポンド（820 kg）であった。4枚の安定フィンは2,000°F（1,100°C）の高温に耐えた。[ 9 ]
5基のF-1エンジンは3回に分けて点火された。まず中央のエンジンが点火され、続いて対角線上の外側の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た。これらの3回の点火間隔はわずか300ミリ秒であった。[ 6 ]この段階的な点火方式は、推力構造への負荷を軽減した。5基のエンジンすべてを瞬時に点火すると、ステージに多大な負荷がかかるためである。
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 ft3）を収容していた。[ 9 ]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 ]、毎秒1,300米ガロン（4,900 L/s）を放出することができた。発射前には燃料を混合するため窒素がタンクに吹き込まれた。[ 9 ]飛行中は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。飛行中の機体のロールを監視するため、推進構造物と燃料タンクの両方に白と黒の塗装が交互に施されていた。
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、そこには液体酸素タンクへの推進剤充填・排出ラインと、エンジンへの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（LOX）タンクは334,500米ガロン（1,266 m 3、44,720 ft 3）を収容していた。これは設計者に特別な課題を突きつけた。LOXをエンジンまで導く配管は直線でなければならなかった（少しでも曲がるとLOXの流れが遅くなり、さらに太く重い配管が必要になるため）。そのため、燃料タンクを貫通する必要があった。そのため、燃料が外部で凍結するのを防ぐため、トンネル内でこれらの配管を断熱する必要があり、さらに燃料タンクの上部に5つの穴を開ける必要があった。[ 9 ]
液体酸素タンクの上には前方スカートが設置されており、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にはそれぞれ2基の固体モーター逆噴射ロケットが取り付けられていました。S-ICが飛行体から分離すると、8基の逆噴射ロケットが噴射し、フィンより前方のフェアリングの取り外し可能な部分を吹き飛ばし、S-II段のエンジンが点火されると同時にS-ICを飛行体から遠ざけました。
S-ICの推進剤タンクは2219系アルミニウム板で製造され、中間段、前部スカート、および推力構造は7075系アルミニウムで製造された。後者の3つのセクションも波形加工され、外部ストリンガーが付加され、構造的な支持力を高めていた。推進剤タンクには外部ストリンガーは設けられなかったが、これはタンクの加圧によって十分な剛性が確保されていたためである。[ 6 ]
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。
- S-IC の断面図。
- ミシュー組立施設におけるサターン V の第一段階 S-1C-10、S-1C-11、および S-1C-9。
- アポロ11号のS-IC分離。
建設されたステージ
| シリアルナンバー | 使用 | 発売日 | 現在の場所 | 注記 |
|---|---|---|---|---|
| S-IC-T | 静的試験発射 | ケネディ宇宙センターのサターンV展示の一部。[ 10 ] | 最初の完全S-IC段階。愛称は「T-Bird」。1963年から1965年にかけて組み立てられた。1965年から1967年にかけて、S-ICの開発と試験スタンドの稼働を支援するため、少なくとも22回の試験発射を実施した。[ 6 ] | |
| S-IC-S | 構造荷重テスト（エンジンなし）。 | MSFCでの試験終了後、廃棄された。[ 6 ] | ||
| S-IC-F | 発射施設組立棟および発射装置の点検のための施設試験。 | 試験後、保管のためMSFCに戻され、その後廃棄された。[ 6 ] | モバイルランチャー1号を使用して LC-39Aで燃料タンクの搭載試験を実施しました。 | |
| S-IC-D | 地上試験ダイナミクスモデル | アメリカ宇宙ロケットセンター、アラバマ州ハンツビル北緯34度42分38.7秒 西経86度39分24.2秒 / 北緯34.710750度、西経86.656722度 / 34.710750; -86.656722 | ||
| S-IC-1 | アポロ4号 | 1967年11月9日 | MSFC社製。 | |
| S-IC-2 | アポロ6号 | 1968年4月4日 | MSFC 社製。ボートテールと前部スカートにテレビとカメラを搭載。 | |
| S-IC-3 | アポロ8号 | 1968年12月21日 | 北緯30度12分 西経74度7分 / 北緯30.200°、西経74.117° / 30.200; -74.117 | ボーイング社によって製造（後続のすべての段階と同様）。以前に製造されたユニットよりも軽量で、積載量が 36 kg 増加しました。 |
| S-IC-4 | アポロ9号 | 1969年3月3日 | 北緯30度11分 西経74度14分 / 北緯30.183度、西経74.233度 / 30.183; -74.233 | |
| S-IC-5 | アポロ10号 | 1969年5月18日 | 北緯30度11分 西経74度12分 / 北緯30.183度、西経74.200度 / 30.183; -74.200 | S-IC R&D Instrumentation の最後の飛行。 |
| S-IC-6 | アポロ11号 | 1969年7月16日 | 北緯30度13分 西経74度2分 / 北緯30.217°、西経74.033° / 30.217; -74.033 | ジェフ・ベゾスが資金提供したチームによって回収された1つまたは複数のエンジン。[ 11 ] |
| S-IC-7 | アポロ12号 | 1969年11月14日 | 北緯30度16分 西経74度54分 / 30.267°N 74.900°W / 30.267; -74.900 | |
| S-IC-8 | アポロ13号 | 1970年4月11日 | 北緯30度11分 西経74度4分 / 30.183°N 74.067°W / 30.183; -74.067 | |
| S-IC-9 | アポロ14号 | 1971年1月31日 | 北緯29度50分 西経74度3分 / 29.833°N 74.050°W / 29.833; -74.050 | |
| S-IC-10 | アポロ15号 | 1971年7月26日 | 北緯29度42分 西経73度39分 / 29.700°N 73.650°W / 29.700; -73.650 | 対角線上の2つの区画にそれぞれ4基の逆噴射ロケットのみを搭載していた。その後のミッションでは、逆噴射ロケットは8基に戻された。 |
| S-IC-11 | アポロ16号 | 1972年4月16日 | 北緯30度12分 西経74度9分 / 30.200°N 74.150°W / 30.200; -74.150 | |
| S-IC-12 | アポロ17号 | 1972年12月7日 | 北緯28度13分 西経73度53分 / 28.217°N 73.883°W / 28.217; -73.883 | |
| S-IC-13 | スカイラブ1号 | 1973年5月14日 | アポロ望遠鏡マウントの負荷を軽減するために、エンジンの停止が 1-4 から 1-2-2 に変更されました。 | |
| S-IC-14 | 未使用 | ジョンソン宇宙センターでのサターンVの展示。 | 1974年にアポロ18号の飛行が予定されていたが、結局飛行しなかった。[ 6 ] | |
| S-IC-15 | 未使用 | 2016 年 6 月までミショー組立施設に展示され、その後ミシシッピ州のINFINITY 宇宙センターに保存されました。 | 当初は1974年にアポロ19号を運ぶために計画されていた。スカイラブのバックアップロケットとして指定されたが、使用されることはなかった。[ 6 ] | |
| S-IC-16 | 未完成 | 長期納期品の調達中に組立がキャンセルされた。[ 6 ] | ||
| S-IC-17 | 未完成 | 長期納期品の調達中に組立がキャンセルされた。[ 6 ] | ||
提案された変種
サターンS-IC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。[ 12 ]
土星S-IC-8
1960年にサターンC-8用に開発された8基のF-1エンジンの研究。[ 13 ]
サターン IC C-3B
1961年にサターンC-3BとサターンC-3BN用に開発された5基のF-1エンジンの研究。 [ 14 ]
サターン IC C-4B
1961年にサターンC-4B用に開発された5基のF-1エンジンの研究。[ 15 ]
サターン IC C-5A
1961年にサターンC-5とサターンC-5N用に開発された5基のF-1エンジンの研究。[ 16 ]
サターン IC-フラットバルクヘッド
1965年の研究では、全長と構造重量の削減が特徴となっている。[ 17 ]
サターンS-IC-TLBステージ
1967年、サターンS-IC-TLB用の再使用型ブースターに2基のF-1エンジンを搭載した研究。[ 18 ]
サターンS-IDサステイナー1
1967年の研究で、F-1エンジン1基を搭載し、ブースター/サステイナー段の「1.5段」構成を実現した。[ 19 ]
サターンS-IDブースター
1968年に行われた、サターンVB、サターンVC、サターンVDに搭載する「1.5段」回収型ブースター用の4基のF-1エンジンに関する研究。[ 20 ]
サターンS-IDサステイナー
1968年に行われた研究では、サターンVB、サターンVC、サターンVD向けに、F-1エンジン1基を搭載した「1.5段」のブースター/サステイナー段構成が検討された。[ 21 ]
参照
参考文献
- ^ a b c d e f g 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）。
- ^ a bソーン、ミュリエル編（1983年5月）。NASA 、「最初の25年間：1958-1983」（PDF）。ワシントンD.C.：アメリカ航空宇宙局。69ページ。
- ^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＆シュスター社、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。
- ^ a bエイケンズ、デイビッド・S.、ジョーンズ、レオ・L.、ジャレル、A.・ルース。「ジョージ・C・マーシャル宇宙飛行センターの歴史（1964年1月1日から6月30日）、第1巻」（PDF）。NASA技術報告書サーバー。 2025年3月23日閲覧。
- ^ a b c d e f g h i j 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。
- ^ 「Saturn Illustrated Chronology Part 8」 history.nasa.gov 1965年5月15日. 2023年3月18日閲覧。
- ^ a b c d「第7章」 . 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」.ハンツビル・タイムズ. 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、海底から回収後、海岸に到着」 . Space . ニューヨーク市. 2021年6月1日閲覧。
- ^ "Saturn IC" . astronautix.com . 2016年12月27日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2025年11月19日閲覧。
- ^ “Saturn S-IC-8” . astronautix.com . 2016年12月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。2025年11月19日閲覧。
- ^ “Saturn IC C-3B” . astronautix.com . 2016年12月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2025年11月19日閲覧。
- ^ “Saturn IC C-4B” . astronautix.com . 2016年12月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2025年11月19日閲覧。
- ^ “Saturn IC C-5A” . astronautix.com . 2016年12月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2025年11月19日閲覧。
- ^ 「Saturn IC-Flat Bulkhead」 astronautix.com . 2016年12月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2025年11月19日閲覧。
- ^ 「サターンS-IC-TLBステージ」astronautix.com . 2016年12月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。2025年11月19日閲覧。
- ^ “Saturn S-ID Sustainer-1” . astronautix.com . 2016年12月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。2025年11月19日閲覧。
- ^ 「Saturn S-ID Booster」astronautix.com . 2016年12月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。2025年11月19日閲覧。
- ^ 「Saturn S-ID Sustainer」astronautix.com . 2016年12月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2025年11月19日閲覧。
外部リンク
