Se esperaba que el Vanguard SLV-6 , también llamado Vanguard Satellite Launch Vehicle-Six , fuera el tercer vuelo exitoso del cohete estadounidense Vanguard después del exitoso lanzamiento del satélite Vanguard 2 a bordo del cohete Vanguard SLV-4 . El Vanguard Satellite Launch Vehicle-6 (SLV-6) fue diseñado para llevar un pequeño satélite esférico a la órbita terrestre para estudiar el calentamiento solar de la Tierra y el equilibrio térmico. Una válvula de presión defectuosa en la segunda etapa provocó un fracaso de la misión.
Vanguard fue la designación utilizada tanto para el vehículo de lanzamiento como para el satélite. La primera etapa del vehículo de prueba Vanguard de tres etapas estaba propulsada por un motor cohete de combustible líquido General Electric X-405 de 125 000 N (28 000 lb f ) de empuje, propulsado por queroseno ( RP-1 ) y oxígeno líquido , con helio como presurizador. No tenía aletas, medía 13,4 m (44 ft) de alto, 1,14 m (3 ft 9 in) de diámetro y tenía una masa de lanzamiento de aproximadamente 8180 kg (18 030 lb). [1]
La segunda etapa era un motor de gas líquido Aerojet General AJ-10 de 5,8 m (19 pies) de alto y 0,8 m (2 pies 7 pulgadas) de diámetro que quemaba dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) y ácido nítrico fumante inhibido blanco (WIFNA) con un tanque de presión de helio. Producía un empuje de 33 300 N (7500 lb f ) y tenía una masa de lanzamiento de aproximadamente 1980 kg (4370 lb). Esta etapa contenía el sistema completo de guía y control . [1]
La Grand Central Rocket Company desarrolló un cohete de combustible sólido con un empuje de 10 400 N (2300 lb ·f ) (para un tiempo de combustión de 30 segundos) para satisfacer los requisitos de la tercera etapa. La etapa tenía 1,5 m (4 pies 11 pulgadas) de altura, 0,8 m (2 pies 7 pulgadas) de diámetro y una masa de lanzamiento de 194 kg (428 libras). La delgada carcasa de acero de 0,076 cm (0,030 pulgadas) para la tercera etapa tenía una cúpula delantera hemisférica con un eje en el centro para sostener el satélite y una cúpula trasera que se cerraba en una boquilla de salida de acero . [1]
La altura total del vehículo con el carenado del satélite era de unos 21,9 m (72 pies). La capacidad de carga útil era de 11,3 kg (25 libras) a una órbita terrestre de 555 km (345 mi). En un lanzamiento nominal, la primera etapa llevaría el cohete a una altitud de 58 km (36 mi), seguida de la segunda etapa a 480 km (300 mi), tras lo cual la tercera etapa llevaría el satélite a la órbita. Esta era la misma configuración del vehículo de lanzamiento, con modificaciones menores, que la utilizada para el Vanguard TV-3 y todos los vuelos posteriores de Vanguard hasta este. [1]
El satélite SLV-6 era una esfera de 10,8 kg (24 lb) y 50,8 cm (20,0 in) de diámetro. La carcasa estaba compuesta de aleación de magnesio y el interior estaba presurizado. El paquete de instrumentación de carga útil estaba montado en el centro de la esfera. El paquete estaba dispuesto en una pila cilíndrica con baterías de mercurio en la parte inferior, seguido de la electrónica del sistema de seguimiento Minitrack , la electrónica ambiental, la instrumentación de telemetría y la electrónica experimental. Debajo del paquete, en la parte inferior de la esfera, estaba el dispositivo de separación, un tubo accionado por resorte con un temporizador diseñado para empujar el satélite lejos de la tercera etapa después de alcanzar la órbita. En la parte superior del interior de la esfera había un manómetro. Cuatro varillas de metal accionadas por resorte de 76,2 cm (30,0 in) estaban dobladas a lo largo del ecuador de la esfera y sobresalían radialmente hacia afuera cuando se desplegaban, actuando como una antena de torniquete. Montado en el extremo de cada varilla de antena había un termistor para medir los procesos de calentamiento solar. Se utilizaron dos transmisores, uno de 10 mW que transmitía a 108,00 MHz y otro de 100 mW a 108,03 MHz. [1]
El Vanguard SLV-6 fue lanzado el 22 de junio de 1959 a las 20:16:09 GMT . Fue lanzado desde el Complejo de Lanzamiento 18A (LC-18A) en la Estación de la Fuerza Aérea de Cabo Cañaveral (CCAFS). La válvula de la botella de control de helio de la segunda etapa no se abrió correctamente al encender el motor. Las presiones del tanque y de la cámara decayeron rápidamente durante la combustión de la segunda etapa y, 40 segundos después del arranque del motor, la botella de helio se rompió debido a la acumulación de presión. Luego, la tercera etapa se separó y se encendió, impulsándose a sí misma y al satélite hacia el Océano Atlántico a 500 km (310 mi) de distancia. [2] [3] [4] [5] [1]
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