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.
Fig. 3. Vanguard-raketens uppbyggnad.
Projekt Vanguard
Uppfartsbanan för Vanguard kan illustreras av
en schematisk figur, fig. 1. Startplatsen är
Patrick Air Force Base vid Cape Canaveral i
Florida.
Satellitbana
Den beräknade satellitbanan blir en ellips
med perigeum på ca 300 km höjd och apogeum
på 1 200—1 500 km höjd. Detta förutsätter
relativt snäva toleranser för tredje stegets
lägesorientering i startögonblicket samt för den
uppnådda sluthastigheten. Ett vinkelfel utöver
ett par grader pius eller minus samt ett
hastighetsunderskott på någon procent kommer
att bli ödesdigert för satelliten, vars
banperi-geum då kommer alltför nära jorden.
Omloppstiden kan beräknas ur medelhöjden
och blir ca 100 min. Starten går mot sydöst
med en banvinkel mot ekvatorn av 35—40°,
varvid ett hastighetstillskott från
jordrotationen på ca 3% av den erforderliga
sluthastigheten vinnes.
Väl etablerad kommer således Vanguard att
pendla mellan 35—40° nordlig till sydlig lati-
Tabell 2. Data för cirkulär satellitbana
Höjd över jordytan km [-Kretshastighet-] {+Krets- hastighet+} i banan km/s [-Omloppstid-] {+Omlopps- tid+} min Livslängd
0 7,91 84,4
100 7,85 86,3 15 min
200 7,80 88,2 7 h-—6 dygn
250 7,76 89,3 4—50 dygn
300 7,73 90,5 0,1—15 år
500 7,63 94,3 1 år— (oo)
1 000 7,35 105 (oo)i
36 000 3,07 1 dygn oo
1 Lång ändlig tid som nu ej kan anges.
Tabell 3. Huvuddata för Vanguard-projektet
Farkostdel Vikt kg [-Dragkraft-] {+Drag- kraft+} kp Längd m [-Diameter-] {+Dia- meter+} m [-Motortyp-] {+Motor- typ+} Driv tid s
Babyvanguard .... 1,6 _ _ 0,16 _ _
Vanguard ......... 10 — — 0,5 — —
Steg 3 + nyttolast . . 230 1 650 2,1 0,5 krut 30
Steg 2 + nyttolast . . . . 2 150 3 400 9,4 0,81 vätska 120
Steg 1 + nyttolast . . . . 10 300 12 200 13,4 1.14 vätska 146
tud i banor, som, enär satelliten gör 14—15
varv/dygn, blir successivt förskjutna ca 25°
motsatt jordens rotation, fig. 2.
Därmed kommer Vanguard att uppträda över
ett bälte som i norr ungefär sträcker sig
genom halva USA och Kina medan Europa och
Sovjet nätt och jämnt berörs. I söder kommer
hela Afrika samt nästan hela Sydamerika och
Australien att överkorsas.
Smärre förskjutningar och avvikelser i
banorna kommer att orsakas av precessionen till
följd av jordens avplattning samt av anomalier
i jordens massfördelning.
Konstruktion och funktion
Farkosten består av en trestegsraket, fig. 3,
där varje stegs nyttolast definieras som
summan av resp. efterföljande steg, tabell 3. Tredje
stegets nyttolast utgörs av själva satelliten,
Vanguard. De data, som anges för tredje steget,
är osäkra. Farkostens totala längd är 22 m och
stegen är delvis inskjutna i varandra.
Raketfarkosten, fig. 4, placeras på en
startplattform försedd med synkroniserade
fast-hållningsklammer och fyra tryck- och
drag-kraftgivare, varigenom dels raketens vikt tom
och tankad kan kontrolleras, dels första
stegets dragkraft mätas statiskt liksom
vindsidokrafter vid planerad start. Plattformen, som
är försedd med raketstråldeflektor, skall kunna
motstå upprepade användningar. Ett
rälsgående torn i fem våningar erbjuder skydd för och
tillgång till farkosten under förberedelse och
kontroll.
Första steget är utfört som cylindrisk
konstruktion med integrala tankar utan
förstyv-ningselement. Drivmedlet pumpas till
raketmotorn med en dubbel centrifugalpump, vars
turbin drivs med den överhettade ångan från
katalysatorsönderdelad högprocentig
väteper-oxid. Drivmedelstankarna står under ett lågt
heliumövertryck för att förhindra kavitation i
pumpinloppen.
Farkosten saknar stabiliserande fenor och
styrytor och stabiliseras och styres genom
förställning av den kardanskt upphängda
raketmotorn med upp till 5° avvikelse från
centrallinjen. För rollkontroll utnyttjas
reaktionskraften hos turbopumparnas avloppsånga, som leds
till tangentiellt riktade munstycken.
Denna tvp av rollkontroll liksom den
förställbara raketmotorn har redan tidigare använts
hos höghöjdsforskningsraketen Viking, som
dock även hade yttre fenor i bakdelen. Ett
fem-årigt forskningsprogram med smärre fenlösa
raketer resulterade i det nu valda viktmässigt
fördelaktigare alternativet utan fenor.
När första stegets drivmedel förbrukats skils
andra steget från det första med sex
detona-tionsbultar, varefter andra stegets drivning
omedelbart börjar. Drivmedlet matas till
raketmotorn enbart med helium av lämpligt tryck
och även här styrs och stabiliseras farkosten
genom förställbar raketmotor och tangentiella
heliumgasstrålar för rollstabiliseringen.
Steg 2 fortsätter den av steg 1 påbörjade av-
TEKNISK TIDSKRIFT 1958 tf)J
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
