Vanguard SLV-6

El Vanguard SLV-6 , también conocido como Vehículo de Lanzamiento de Satélites Vanguard-6 , aspiraba a ser el tercer vuelo exitoso del cohete estadounidense Vanguard , tras el exitoso lanzamiento del satélite Vanguard 2 a bordo del cohete Vanguard SLV-4 . El Vehículo de Lanzamiento de Satélites Vanguard-6 (SLV-6) fue diseñado para transportar un pequeño satélite esférico a la órbita terrestre con el fin de estudiar el calentamiento solar de la Tierra y su balance térmico. Una válvula de presión defectuosa en la segunda etapa provocó el 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, impulsado por queroseno ( RP-1 ) y oxígeno líquido , con helio como presurizador. No tenía aletas, medía 13,4 m (44 pies) de altura, 1,14 m (3 pies 9 pulgadas) de diámetro y tenía una masa de lanzamiento de aproximadamente 8180 kg (18 030 lb) . ^{[ 1 ]}         

La segunda etapa era un motor de combustible líquido Aerojet General AJ-10 de 5,8 m (19 pies) de altura y 0,8 m (2 pies 7 pulgadas) de diámetro, que utilizaba dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) y ácido nítrico fumante blanco inhibido (WIFNA) con un tanque de helio como combustible. 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 guiado y control . ^{[ 1 ]}         

La Grand Central Rocket Company desarrolló un cohete de propulsor sólido con un empuje de 10 400 N (2300 lb _f ) (durante 30 segundos de combustión) para cumplir con los requisitos de la tercera etapa. Esta 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 lb) . La delgada carcasa de acero de 0,076 cm (0,030 pulgadas) de la tercera etapa tenía una cúpula frontal hemisférica con un eje en el centro para soportar el satélite y una cúpula posterior que se unía a una tobera de salida de acero . ^{[ 1 ]}            

La altura total del vehículo con la cofia del satélite era de aproximadamente 21,9 m (72 pies) . La capacidad de carga útil era de 11,3 kg (25 lb) a una órbita terrestre de 555 km (345 millas) . Un lanzamiento nominal implicaría que la primera etapa llevara el cohete a una altitud de 58 km (36 millas) , seguida de la segunda etapa a 480 km (300 millas) , tras lo cual la tercera etapa pondría el satélite en 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 Vanguard posteriores 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 su interior estaba presurizado. El paquete de instrumentación de la carga útil estaba montado en el centro de la esfera. Este paquete estaba dispuesto en una pila cilíndrica con baterías de mercurio en la base, seguidas por la electrónica del sistema de seguimiento Minitrack , la electrónica ambiental, la instrumentación de telemetría y la electrónica del experimento. Debajo del paquete, en la base de la esfera, se encontraba el dispositivo de separación, un tubo con resorte y un temporizador diseñado para alejar el satélite de la tercera etapa una vez alcanzada la órbita. En la parte superior del interior de la esfera había un manómetro. Cuatro varillas metálicas con resorte de 76,2 cm (30,0 in) estaban plegadas a lo largo del ecuador de la esfera y sobresalían radialmente al desplegarse, actuando como una antena giratoria . 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 emitía 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 arrancar el motor. Las presiones del tanque y la cámara disminuyeron 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. 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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• Mallove, Eugene F. y Matloff, Gregory L. El manual de los vuelos estelares: Guía para pioneros en los viajes interestelares , Wiley, ISBN 0-471-61912-4