The Moon Rocket (2) – Il Primo Stadio (S-IC)

Schema dell'S-IC

Schema dell'S-IC

L’S-IC (si pronuncia “ess one see”) è il primo stadio del Saturn V. È stato costruito dalla Boeing Company nella Michoud Assembly Facility, New Orleans (dove vengono ora costruiti i grandi serbatoi esterni usati dallo Shuttle). La maggior parte della sua massa di oltre 2000 tonnellate è data dal carburante, in questo caso l’RP-1 e dall’ossigeno liquido (LOX, ossigeno raffreddato a -183 ºC). È dotato di 5 motori F-1 disposti a croce. Il motore nella posizione centrale è fisso, mentre i quattro motori esterni possono essere direzionati (“gimballed“) tramite un sistena idraulico in modo da controllare la traiettoria di volo. Durante un lancio, il motore centrale veniva spento 26 secondi circa prima di quelli esterni per limitare l’accelerazione del razzo. L’S-IC rimaneva acceso per 168 secondi (l’accensione avveniva a 7 secondi dal decollo vero e proprio, il liftoff) e allo spegnimento, il razzo si trovava a 68 km di altitudine, a 93 Km di distanza dalla rampa di lancio e si muoveva ad una velocità di circa 2390 m/sec (8604 Km/h).

La Boeing Company vinse l’appalto per la costruzione il 15 Dicembre 1961. A quella data il design generale dello stadio era stato definito dagli ingegneri al Marshall Space Flight Center (MSFC). I test nella galleria del vento furono effettuati a Seattle e tutti i macchinari e gli utensili richiesti per la costruzione furono realizzati a Wichita, Kansas. Occorrevano da 7 a 9 mesi per costruire i serbatoi e circa 14 mesi per completare uno stadio.

L’MSFC costruì i primi 3 stadi usati per i test (S-IC-T, S-IC-S e S-IC-F) e i primi due stadi che volarono effetivamente (S-IC-1 e S-IC-2). Il primo S-IC costruito interamente dalla Boeing fu l’S-IC-D, uno stadio usato per i test.

Lunghezza: 42.06 m
Diametro: 10.06 m
Peso (con carburante): 2,286,217 kg
Peso (senza carburante): 135,218 kg
Motori: 5 x F-1
Spinta: 38,703.160 kN
Tempo di Accensione: 161 sec
Propellente: Ossigeno liquido / Kerosene 

La parte più grande e pesante dell’S-IC è la struttura di sostegno dei motori alla base dello stadio (pesa 21 tonnellate). È stata progettata per sopportare la spinta dei 5 motori e ridistribuirla equamente su tutta la base. Questa sezione include anche 4 alette stabilizzatrici, in grado di resistere a temperature fino a 1100°C.
Subito sopra questa struttura troviamo il serbatoio del carburante, capace di contenere 770.000 litri di RP-1. Il serbatoio vuoto pesa 11 tonnellate ed è in grado di erogare ai motori 7300 litri di carburante al secondo. Si cominciava a riempire questo serbatoio per primo a 13 ore dal decollo (T-13 hrs), approfittando del fatto che l’RP-1 fosse il meno volatile dei carburanti usati (e quindi poteva restare più a lungo nel serbatoi senza evaporare). Delle bolle di azoto venivano fatte passare nel serbatoio prima del lancio per mescolare il carburante. Durante il volo, il carburante veniva mantenuto pressurizato utilizzando elio, conservato in serbatoi separati.
Tra il serbatorio del carburante e quello del LOX si trovava il cosiddetto intertank, uno strato che manteneva separati ed isolati le due parti dello stadio.

L'S-IC nel VAB

L'S-IC nel VAB

Il serbatoio del LOX era in grado di contenerne 1.204.000 litri e presentò alcune sfide interessanti per i progettisti. Ovviamente il serbatoio doveva essere in grado di contenere un liquido a bassissima temperatura, riducendo al massimo le dispersioni (il LOX in condizioni normali tende naturalmente a tornare allo stato gassoso). Le linee attraverso cui il LOX raggiungeva i motori dovevano essere diritte e quindi dovevano passare attraverso il serbatorio dell’RP-1. Questo significò far passare queste linee in 5 tunnel isolati termicamente per evitare che facessero congelare il carburante. Il riempimento di questo serbatoio (cosi’ come quelli degli stadi S-II e S-IVB) avveniva in due tempi: prima il serbatoio veniva ripulito accuratamente da ogni residuo e preparato per accogliere il LOX super freddo pompando elio in forma gassosa a basse temperature. Dpodichè il LOX veniva pompato, inizialmente con un flusso ridotto (in modo che rafreddasse ulteriormente le parete del serbatoio) per poi aumentarlo gradualmente e ridurlo nuovamente verso la fine del riempimento. Un minimo flusso costante di LOX veniva mantenuto fino a pochi minuti dal lancio per compensare le inevitabili perdite per evaporazione.
Ognuna delle carenature dei 4 motori esterni conteneva anche 2 retrorazzi a combustibile solido. Al momento della separazione dello stadio (ormai esaurito), gli 8 retrorazzi venivano accesi, allontanandolo dal resto del Saturn V mentre i motori del secondo stadio (S-II) venivano accesi.

L'S-IC in viaggio per il KSC

L'S-IC in viaggio per il KSC

Sulla rampa di lancio 4 ancore (attaccate all’S-IC) mantenevano fermo in posizione il razzo mentre nei primi secondi dopo l’accensione la spinta dei motori raggiungeva il valore desiderato. Erano tra i prodotti forgiati in alluminio più grandi del tempo, lunghi 4.3 m e del peso di 816 Kg.
L’S-IC veniva trasportato su dei barconi che scendevano il fiume Mississippi fino al Golfo del Messico e, dopo aver girato attorno alla Florida, arrivavano al VAB utilizzando la Intra-Coastal Waterway. 

L’RP-1 (o Rocket Propellant-1 o Refined Petroleum-1) è una forma altamente raffinata di kerosene simile a quello usato nell’aviazione.
Viene comunemente utilizzato insieme al LOX (liquid oxigen, ossigeno iquido). È stato utilizzato come propellente per i razzi Titan I, Saturn I e Saturn IB. E’ attualmente usato come propellente per il primo stadio dei razzi Delta I-III e Atlas.

The Moon Rocket 
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