Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - 1958, H. 7 - Vanguard Sputnik Explorer, av Åke Hjertstrand
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
Below is the raw OCR text
from the above scanned image.
Do you see an error? Proofread the page now!
Här nedan syns maskintolkade texten från faksimilbilden ovan.
Ser du något fel? Korrekturläs sidan nu!
This page has never been proofread. / Denna sida har aldrig korrekturlästs.
länkningen mot den slutliga satellitbanan. När
raketmotorn förbrukat sitt drivmedel lossgöres
ej steg 3 omedelbart utan steg 2 med steg 3
fortsätter i en ballistisk bana under vilken
farkosten injusteras i rätt läge med heliumstrålar.
Steg 2 innehåller hela den inbyggda
styrkontrollen, bestående av lutningsprogramgivare,
kastbanetidkalkylator med integrerande
acce-lerometer, treaxligt gyrosystem, autopilot och
programtidsställare.
Under uppfartsbanan skyddas den i nosen
belägna satellitsfären mot aerodynamisk
uppvärmning av en noskon, som kastas under
andra stegets drivning ca 180 s efter starten från
marken. Noskonen bör kastas så snart
tillräckligt förtunnad atmosfär uppnåtts för att minska
accelerationsenergibehovet.
När under friflyktsbanan rätt utgångsläge
erhållits för tredje och sista steget inträffar
följande:
Ett litet raketpar spinner upp en axialt
lagrad bädd, på vilken tredje steget befinner sig,
till en rotationshastighet av ca 150 r/m,
varefter ett par retardationsraketer bromsar
andra stegets hylsa, så att det spinnande tredje
steget frilägges. En korttidsfördröjare startar
tredje stegets krutraketmotor.
Under tredje stegets acceleration spännes av
reaktionen från satelliten en fjäderkatapult,
som sedan raketen brunnit färdigt, utlöses med
26 s fördröjning. En relativ
separationshastighet mellan satellit och steget på ca 1 m/s fås,
varför även den tomma rakethylsan kommer
att bli en satellit i till en början praktiskt taget
identisk bana med Vanguard.
Materialen i raketkonstruktionen är uppifrån
räknat: noskonens spets titan, övrig del av ett
asbestarmerat plastmaterial. Noskonen räknas
till andra steget, som helt omsluter det tredje.
Resten av andra steget fram till tankarna är
utfört i magnesium-toriumlegering medan
tankarna, som tillika är farkostvägg, är utförda av
syrabeständigt stål.
I steg 1 är tankarna utförda i en
aluminiumlegering medan övriga delar över och under
tankarna är av en magnesiumlegering. För inre
fackverk och drivkraftpåkända delar har
aluminiumlegeringar valts. Om tredje stegets
krutrakethylsa föreligger inga säkra uppgifter.
Raketmotorer och drivmedel
Första stegets motor är en regenerativt kyld
flytande syre-fotogenmotor. Uppgifter om
ar-betstryck, blandförhållandet mellan oxidator
och bränsle m.fl. uppgifter har ej publicerats,
varför motorprestanda får uppskattas. Detta
drivmedel bör kunna ge en specifik dragkraft
av inemot 225 kp per kg/s vid markhöjd och
normalt motorutförande. Mot drivningens slut
skulle då specifika dragkraften ha ökat 10—
12 %.
Andra stegets raketmotor är likaså en
regenerativt kyld motor med vitrykande
salpetersyra—asymmetrisk dimetylhydrazin som
drivmedel.
Brännkammaren med expansionsmunstycke
Fig. 4. Vanguard-raketen strax före statiskt prov. Märk
frostbeläggningen omkring flytande syre-tanken. Under funktionsprovet hos
grundstegets raketmotorsystem studeras vibrationerna i övriga farkostdelar.
är av spaghettityp, dvs. väggarna uppbyggs
av längsgående, sammansvetsade rör av en
aluminiumlegering. I rören strömmar
kylvätskan (salpetersyran) och hela
konstruktionen utmärkes av mycket gynnsamt
dragkraft-viktförhållande.
Fig. 5. Miniatyrbandspelare för registrering av
kosmisk strålning.
TEKNISK TIDSKRIFT 1958 tf)J
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
