Saturn V -Saturn V

Saturn V
Wystrzelenie Apollo 11 — GPN-2000-000630.jpg
Wystrzelenie Apollo 11 na Saturn V SA-506, 16 lipca 1969 r.
Funkcjonować
Producent
Kraj pochodzenia Stany Zjednoczone
Koszt projektu 6,417 miliarda dolarów w latach 1964-1973 (około 49,9 miliarda dolarów w 2020 roku)
Koszt na uruchomienie 185 mln USD w latach 1969–1971 (1,23 mld USD w 2019 r.).
Rozmiar
Wzrost 363,0 stóp (110,6 m)
Średnica 33,0 stóp (10,1 m)
Masa od 6221 000 funtów (2822 000 kg) do 6537 000 funtów (2 965 000 kg)
Gradacja 2-3
Pojemność
Ładunek do LEO
Wysokość 90 mil morskich (170 km)
Nachylenie orbity 30°
Masa 310 000 funtów (140 000 kg)
Ładunek do TLI
Masa 43 500 kg (95 900 funtów)
Powiązane rakiety
Rodzina Saturn
Praca pochodna Saturn INT-21
Porównywalny
Historia uruchamiania
Status Na emeryturze
Uruchom witryny LC-39 , Centrum Kosmiczne im. Kennedy'ego
Razem uruchomień 13
Sukces(y) 12
Awarie 0
Awarie częściowe 1 ( Apollo 6 )
Pierwszy lot 9 listopada 1967 (AS-501 Apollo 4 )
Ostatni lot 14 maja 1973 (AS-513 Skylab )
Pierwszy etap – S-IC
Wzrost 138,0 stóp (42,1 m)
Średnica 33,0 stóp (10,1 m)
Pusta masa 303 000 funtów (137 000 kg)
Masa brutto 4 881 000 funtów (2 214 000 kg)
Zasilany przez 5 Rocketdyne F-1
Maksymalny ciąg 7 891 000 lbf (35 100 kN) na poziomie morza
Specyficzny impuls 263 sekundy (2,58 km/s) poziom morza
Czas palenia 168 sekund
Gaz pędny RP-1 / LOX
II etap – S-II
Wzrost 81,5 stopy (24,8 m)
Średnica 33,0 stóp (10,1 m)
Pusta masa 88 400 funtów (40 100 kg)
Masa brutto 1.093.900 funtów (496.200 kg)
Zasilany przez 5 Rocketdyne J-2
Maksymalny ciąg 1155800 lbf (5141 kN) próżni
Specyficzny impuls 421 sekund (4,13 km/s) próżni
Czas palenia 360 sekund
Gaz pędny LH 2 / LOX
Trzeci etap – S-IVB
Wzrost 61,6 stopy (18,8 m)
Średnica 21,7 stopy (6,6 m)
Pusta masa 33600 funtów (15200 kg)
Masa brutto 271 000 funtów (123 000 kg)
Zasilany przez 1 Rocketdyne J-2
Maksymalny ciąg 232 250 lbf (1033,1 kN) próżni
Specyficzny impuls 421 sekund (4,13 km/s) próżni
Czas palenia 165 + 335 sekund (2 oparzenia)
Gaz pędny LH 2 / LOX

Saturn V to wycofany amerykański superciężki pojazd startowy opracowany przez NASA w ramach programu Apollo do eksploracji Księżyca przez ludzi . Rakieta była przystosowana dla ludzi , posiadała trzy stopnie i była zasilana paliwem płynnym . Oblatywał go w latach 1967-1973. Był używany do dziewięciu załogowych lotów na Księżyc oraz do uruchomienia Skylab , pierwszej amerykańskiej stacji kosmicznej .

Od 2022 r. Saturn V pozostaje jedynym pojazdem nośnym, który przenosi ludzi poza niską orbitę okołoziemską (LEO). Saturn V posiada rekordy pod względem najcięższego wystrzelonego ładunku i największego udźwigu na niskiej orbicie okołoziemskiej: 310 000 funtów (140 000 kg), co obejmowało trzeci stopień i niespalone paliwo potrzebne do wysłania modułu dowodzenia i obsługi Apollo oraz modułu księżycowego na Księżyc.

Największy produkcyjny model z rodziny rakiet Saturn, Saturn V został zaprojektowany pod kierunkiem Wernhera von Brauna w Marshall Space Flight Center w Huntsville w stanie Alabama ; głównymi wykonawcami były Boeing , North American Aviation , Douglas Aircraft Company i IBM . W sumie zbudowano 15 pojazdów zdolnych do lotu oraz trzy do testów naziemnych. Trzynaście zostało wystrzelonych z Centrum Kosmicznego im. Kennedy'ego bez utraty załogi ani ładunku . W sumie 24 astronautów zostało wystrzelonych na Księżyc z Apollo 8 (grudzień 1968) do Apollo 17 (grudzień 1972).

Historia

Tło

We wrześniu 1945 r. rząd USA sprowadził do Stanów Zjednoczonych niemieckiego technologa rakietowego Wernhera von Brauna oraz ponad 1500 niemieckich inżynierów i techników rakietowych w ramach operacji Paperclip , programu autoryzowanego przez prezydenta Trumana . Von Braun, który pomagał w tworzeniu rakiety V-2 , został przydzielony do dywizji projektowania rakiet armii. W latach 1945-1958 jego praca ograniczała się do przekazywania idei i metod kryjących się za V-2 amerykańskim inżynierom, chociaż pisał książki i artykuły w popularnych czasopismach.

Podejście to zmieniło się w 1957 r., kiedy Sowieci wystrzelili Sputnika 1 na szczycie ICBM R-7 , który mógł przenosić głowicę termojądrową do USA. Armia i rząd zaczęły podejmować poważne kroki w celu wysłania Amerykanów w kosmos. Zwrócili się do zespołu von Brauna, który stworzył i eksperymentował z serią rakiet Jupiter . Rakieta Juno I wystrzeliła pierwszego amerykańskiego satelitę w styczniu 1958 roku. Von Braun uznał serię Jowisza za prototyp i nazwał ją „młodym Saturnem”.

Rozwój Saturna

Konfiguracje pojazdu testowego Saturn V i pojazdu latającego
von Braun z silnikami F-1 pierwszego stopnia Saturn V w US Space and Rocket Center

Nazwany na cześć następnej planety po Jowiszu , projekt Saturna wyewoluował z rakiet serii Jowisz. W latach 1960-1962 Centrum Lotów Kosmicznych Marshalla (MSFC) zaprojektowało serię rakiet Saturn, które można było rozmieścić na różnych orbitach ziemskich lub misjach księżycowych.

NASA planowała wykorzystać Saturn C-3 jako część metody spotkania na orbicie okołoziemskiej (EOR), z co najmniej dwoma lub trzema startami potrzebnymi do pojedynczej misji księżycowej. MSFC zaplanowało jednak jeszcze większą rakietę, C-4, która miałaby wykorzystywać cztery silniki F-1 w pierwszym stopniu, powiększony drugi stopień C-3 oraz S-IVB , stopień z pojedynczym J-2. silnik, jako jego trzeci etap. C-4 potrzebowałby tylko dwóch startów, aby przeprowadzić misję księżycową EOR.

10 stycznia 1962 NASA ogłosiła plany budowy C-5. Trzystopniowa rakieta składałaby się z pierwszego stopnia S-IC z pięcioma silnikami F-1; drugi stopień S-II, z pięcioma silnikami J-2; i trzeci stopień S-IVB, z jednym silnikiem J-2.

C-5 przeszedł testy podzespołów jeszcze przed skonstruowaniem pierwszego modelu. Trzeci stopień S-IVB zostałby użyty jako drugi stopień dla C-1B, który służyłby zarówno do wykazania słuszności koncepcji i wykonalności dla C-5, ale także dostarczałby danych lotu, które mają kluczowe znaczenie dla rozwoju C- 5. Zamiast poddawać się testom dla każdego głównego komponentu, C-5 byłby testowany w sposób „całkowity”, co oznacza, że ​​pierwszy lot testowy rakiety obejmowałby kompletne wersje wszystkich trzech etapów. Dzięki testowaniu wszystkich komponentów jednocześnie, przed startem z załogą potrzeba byłoby znacznie mniej lotów testowych. C-5 został potwierdzony jako wybrany przez NASA do programu Apollo na początku 1962 roku i został nazwany Saturn V. C-1 stał się Saturnem I, a C-1B został Saturnem IB. Von Braun kierował zespołem w MSFC, aby zbudować pojazd zdolny do wystrzelenia załogowego statku kosmicznego na Księżyc. Podczas tych zmian zespół odrzucił pojedynczy silnik konstrukcji V-2 i przeszedł na konstrukcję wielosilnikową.

Ostateczny projekt Saturn V miał kilka kluczowych cech. Do I stopnia wybrano silniki F-1, a do II i III stopnia nowy układ napędowy na ciekły wodór o nazwie J-2. NASA sfinalizowała swoje plany kontynuacji projektów Saturna von Brauna, a program kosmiczny Apollo nabrał tempa.

Po sfinalizowaniu konfiguracji NASA zwróciła uwagę na profile misji. Pojawiły się kontrowersje między wykorzystaniem spotkania z orbitą księżycową dla modułu księżycowego a spotkaniem z orbitą okołoziemską. Rada ds. Zarządzania Załogowymi Lotami Kosmicznymi preferowała LOR, podczas gdy Naukowy Komitet Doradczy Prezydenta preferował EOR. Po serii badań James Webb potwierdził 7 listopada, że ​​wybrano miejsce spotkania z orbitą księżycową dla modułu księżycowego. Sceny zostały zaprojektowane przez Marshall Space Flight Center von Brauna w Huntsville, a do budowy wybrano zewnętrznych wykonawców: Boeinga ( S-IC ), North American Aviation ( S-II ), Douglas Aircraft ( S-IVB ) i IBM ( jednostka przyrządu ).

Wybór do lądowania na Księżycu Apollo

Na początku procesu planowania NASA rozważała trzy metody misji na Księżycu: spotkanie na orbicie okołoziemskiej (EOR), bezpośrednie wznoszenie i spotkanie po orbicie księżycowej (LOR). Konfiguracja bezpośredniego wznoszenia wymagałaby bardzo dużej rakiety, aby wysłać trzyosobowy statek kosmiczny do lądowania bezpośrednio na powierzchni Księżyca. EOR wystrzeliłby bezpośrednio lądujący statek kosmiczny w dwóch mniejszych częściach, które połączyłyby się na orbicie okołoziemskiej. Misja LOR obejmowałaby wystrzelenie jednej rakiety dwóch statków kosmicznych: statku-matki i mniejszego, dwuosobowego modułu lądującego, który spotkałby się z głównym statkiem kosmicznym na orbicie księżycowej. Lądownik zostanie wyrzucony, a statek-matka wróci do domu.

Początkowo NASA odrzuciła LOR jako bardziej ryzykowną opcję, ponieważ kosmiczne spotkanie nie zostało jeszcze przeprowadzone na orbicie Ziemi, a tym bardziej na orbicie księżycowej. Kilku urzędników NASA, w tym inżynier z Langley Research Center John Houbolt i administrator NASA George Low , argumentowało, że spotkanie na orbicie księżycowej zapewnia najprostsze lądowanie na Księżycu przy użyciu najbardziej opłacalnego pojazdu startowego i największą szansę na wykonanie lądowania na Księżycu na Księżycu. dekada. Inni urzędnicy NASA zostali przekonani i 7 listopada 1962 roku LOR został oficjalnie wybrany jako konfiguracja misji dla programu Apollo. Arthur Rudolph został dyrektorem projektu programu rakietowego Saturn V w sierpniu 1963 roku. Opracował wymagania dla systemu rakietowego oraz plan misji dla programu Apollo. Pierwszy start Saturn V wystartował z Centrum Kosmicznego im. Kennedy'ego i odbył się bezbłędnie 9 listopada 1967, w urodziny Rudolpha. Następnie został przydzielony jako specjalny asystent dyrektora MSFC w maju 1968, a następnie odszedł z NASA 1 stycznia 1969. 16 lipca 1969 Saturn V wystrzelił Apollo 11 , umieszczając człowieka na Księżycu.

Historia uruchamiania

Wszystkie starty Saturn V, 1967-1973

Numer seryjny
Misja
Data uruchomienia
(UTC)
Podkładka Uwagi
SA-500F Integracja obiektów Służy do sprawdzania dokładnych pasowań i działania obiektów testowych na Pad 39A, zanim model lotu był gotowy. Pierwszy stopień zezłomowany, drugi stopień przerobiony na S-II- F/D, trzeci stopień wystawiony w Kennedy Space Center .
SA-500D Testy dynamiczne Służy do oceny reakcji pojazdu na wibracje. Na wystawie w US Space & Rocket Center w Huntsville w Alabamie .
S-IC-T Test wszystkich systemów Pierwszy stopień używany do testów statycznych w Centrum Lotów Kosmicznych Marshalla. Na wystawie w Kennedy Space Center .
SA-501 Apollo 4 9 listopada 1967
12:00:01
39A Pierwszy lot testowy bez załogi; pełny sukces.
SA-502 Apollo 6 4 kwietnia 1968
12:00:01
39A Drugi lot testowy bez załogi; Problemy z silnikiem J-2 spowodowały wczesne wyłączenie dwóch silników w drugim etapie i uniemożliwiły ponowne uruchomienie trzeciego etapu.
SA-503 Apollo 8 21 grudnia 1968
12:51:00
39A Pierwszy lot z załogą; pierwszy trans-księżycowy zastrzyk modułu dowodzenia i obsługi Apollo .
SA-504 Apollo 9 3 marca 1969
16:00:00
39A Załogowy test na niskiej orbicie okołoziemskiej kompletnego statku kosmicznego Apollo z modułem księżycowym (LM).
SA-505 Apollo 10 18 maja 1969
16:49:00
39B Drugi załogowy trans-księżycowy zastrzyk kompletnego statku kosmicznego Apollo z LM; Tylko Saturn V wystartował z Pad 39B.
SA-506 Apollo 11 16 lipca 1969
13:32:00
39A Pierwsze załogowe lądowanie na Księżycu na Morzu Spokoju .
SA-507 Apollo 12 14 listopada 1969
16:22:00
39A Krótko po starcie pojazd został dwukrotnie uderzony piorunem, bez poważnych uszkodzeń. Precyzyjne lądowanie na Księżycu z załogą w pobliżu Surveyor 3 w Ocean of Storms .
SA-508 Apollo 13 11 kwietnia 1970
19:13:03
39A Silne oscylacje pogo w drugim stopniu spowodowały wczesne wyłączenie centralnego silnika; prowadzenie kompensowane przez dłuższe spalanie pozostałych silników. Trzecia załogowa misja lądowania na Księżycu została przerwana z powodu awarii modułu serwisowego.
SA-509 Apollo 14 31 stycznia 1971
21:03:02
39A Trzecie lądowanie na Księżycu z załogą, w pobliżu Fra Mauro , zamierzonego miejsca lądowania Apollo 13.
SA-510 Apollo 15 26 lipca 1971
13:34:00
39A Czwarte załogowe lądowanie na Księżycu w Hadley-Apennine . Pierwsza rozszerzona misja Apollo, niosąca moduł orbitalnego instrumentu naukowego i pojazd księżycowy .
SA-511 Apollo 16 16 kwietnia 1972
17:54:00
39A Piąte załogowe lądowanie na Księżycu w Descartes Highlands .
SA-512 Apollo 17 7 grudnia 1972
05:33:00
39A Tylko nocny start. Szóste i ostatnie załogowe lądowanie księżycowe w Taurus-Littrow .
SA-513 Skylab 1 14 maja 1973 r.
17:30:00
39A Bezzałogowy start warsztatu orbitalnego Skylab, który zastąpił trzeci stopień, S-IVB-513, wystawiony w Johnson Space Center . Pierwotnie przeznaczony do anulowanego Apollo 18 .
SA-514 Nie używany Pierwotnie przeznaczony do anulowanego Apollo 18 lub 19; nigdy nie używany. Zaproponowano uruchomienie Międzynarodowego Skylabu . Stacja ta byłaby obsługiwana przez Apollo, Sojuz , a później przez prom kosmiczny . Pierwszy etap (S-IC-14) wystawiony w Johnson Space Center , drugi i trzeci etap (S-II-14, S-IV-14) wystawiony w Kennedy Space Center . Interstage S-II znajduje się w Parque de las Ciencias w Puerto Rico .
SA-515 Nie używany Pierwotnie przeznaczony do Apollo 20, nigdy nie używany. Później zaproponowano wystrzelenie zapasowej stacji Skylab na orbitę między styczniem 1975 a kwietniem 1976. W ten sposób mogłaby ona wydłużyć misję Apollo-Sojuz o 56-90 dni. Pierwszy etap był wystawiany w Michoud Assembly Facility , do czerwca 2016 roku został przeniesiony do Centrum Nauki INFINITY w Mississippi. Drugi etap (S-II-15) jest wystawiany w Johnson Space Center. Trzeci etap został przekształcony w zapasowy warsztat orbitalny Skylab i jest wystawiony w Narodowym Muzeum Lotnictwa i Kosmosu .

Opis

Rysunek rakiety Saturn V, przedstawiający wszystkie etapy rakiety z krótkimi opisami i dwiema malutkimi postaciami, aby pokazać względną wielkość.
Wykres Saturna V

Rozmiar i ładowność Saturn V przewyższały wszystkie inne poprzednie rakiety, które z powodzeniem latały w tamtym czasie. Ze statkiem kosmicznym Apollo na szczycie miał 363 stopy (111 m) wysokości i, pomijając płetwy, miał 33 stopy (10 m) średnicy. W pełni zatankowany Saturn V ważył 6,5 miliona funtów (2 900 000 kg) i miał ładowność na niskiej orbicie okołoziemskiej (LEO) pierwotnie szacowaną na 261 000 funtów (118 000 kg), ale został zaprojektowany, aby wysłać co najmniej 90 000 funtów (41 000 kg) do Księżyc. Późniejsze ulepszenia zwiększyły tę pojemność; w ostatnich trzech misjach księżycowych Apollo wysłał na Księżyc do 95 901 funtów (43 500 kg). (Nigdy nie był używany do uruchomienia pełnej funkcjonalności LEO).

Na wysokości 363 stóp (111 m) Saturn V był 58 stóp (18 m) wyższy od Statuy Wolności od ziemi do pochodni i 48 stóp (15 m) wyższy niż Wieża Elżbiety , w której mieści się Big Ben w Pałacu Westminsterskim . W przeciwieństwie do tego, Mercury-Redstone Launch Vehicle używany w Freedom 7 , pierwszym załogowym amerykańskim locie kosmicznym, był około 11 stóp (3,4 m) dłuższy niż etap S-IVB i zapewniał mniejszy ciąg na poziomie morza (78 000 funtów siły (350 kN). ) niż rakieta Launch Escape System (o ciągu 150 000 funtów siły (667 kN) na poziomie morza) zamontowana na szczycie modułu dowodzenia Apollo. Apollo LES strzelał znacznie krócej niż Mercury-Redstone (3,2 sekundy vs. 143,5 sekundy).

Saturn V został zaprojektowany głównie przez Centrum Lotów Kosmicznych Marshalla w Huntsville w stanie Alabama , chociaż wiele głównych systemów, w tym napęd, zostało zaprojektowanych przez podwykonawców. Do napędu używał potężnych silników rakietowych F-1 i J-2 ; rozbiły okna pobliskich domów, kiedy były testowane w Stennis Space Center. Projektanci wcześnie postanowili spróbować wykorzystać jak najwięcej technologii z programu Saturn I. W konsekwencji trzeci stopień S-IVB- 500 Saturn V był oparty na drugim stopniu S-IVB-200 Saturn IB . Instrument , który kontrolował Saturn V, miał wspólne cechy z tym, który nosi Saturn IB.

Saturn V został zbudowany głównie z aluminium . Wykonano go również z tytanu , poliuretanu , korka i azbestu . Plany i inne plany Saturn V są dostępne na mikrofilmach w Marshall Space Flight Center.

Składał się z trzech stopni — pierwszego stopnia S-IC, drugiego stopnia S-II i trzeciego stopnia S-IVB — oraz zespołu przyrządów. Wszystkie trzy etapy wykorzystywały ciekły tlen (LOX) jako utleniacz . Pierwszy etap wykorzystywał jako paliwo RP-1 , natomiast drugi i trzeci etap wykorzystywał ciekły wodór (LH2). Podczas gdy LH2 ma znacznie wyższą gęstość energii , która może zostać podniesiona na orbitę masowo, RP-1 ma znacznie wyższą gęstość energii pod względem objętości. W konsekwencji jako paliwo pierwszego stopnia wybrano RP-1, ponieważ wymagana objętość LH2 byłaby ponad trzykrotnie większa i powodowałaby znacznie wyższy opór aerodynamiczny podczas fazy doładowania przez atmosferę. Górne stopnie również wykorzystywały małe silniki uliczne na paliwo stałe , które pomogły oddzielić stopnie podczas startu i zapewnić, że paliwo ciekłe znajdowało się w odpowiedniej pozycji, aby mogło zostać wciągnięte do pomp.

Pierwszy etap S-IC

Pierwszy etap Apollo 8 Saturn V wzniesiony w VAB 1 lutego 1968 r. Jeszcze nie zamontowano owiewek i stateczników silnika.

S-IC został zbudowany przez Boeing Company w Michoud Assembly Facility w Nowym Orleanie , gdzie zewnętrzne zbiorniki wahadłowca kosmicznego były później budowane przez Lockheed Martin . W chwili startu większość jego masy stanowiło paliwo RP-1 z ciekłym tlenem jako utleniaczem . Miał 138 stóp (42 m) wysokości i 33 stopy (10 m) średnicy i zapewniał ponad 7 500 000 funtów siły (33 000 kN) ciągu. Stopień S-IC miał suchą masę około 303 000 funtów (137 000 kg); po pełnym zatankowaniu w momencie startu miał całkowitą masę 4881 000 funtów (2214 000 kilogramów). Był napędzany przez pięć silników Rocketdyne F-1 ułożonych w kwinkunks . Centralny silnik był utrzymywany w stałej pozycji, podczas gdy cztery zewnętrzne silniki można było obracać hydraulicznie za pomocą przegubów , aby sterować rakietą. W locie centralny silnik został wyłączony około 26 sekund wcześniej niż silniki zaburtowe, aby ograniczyć przyspieszenie. Podczas startu S-IC odpalał silniki na 168 sekund (zapłon nastąpił około 8,9 sekundy przed startem), a po wyłączeniu silnika pojazd znajdował się na wysokości około 42 mil (67 km), był w zasięgu około 58 mil (93 km ). ) i poruszał się z prędkością około 7500 stóp na sekundę (2300 m/s).

S-II etap II

Etap S-II podniesiony na stanowisko testowe A-2 w ośrodku testowym w Mississippi

S-II został zbudowany przez North American Aviation w Seal Beach w Kalifornii . Używając ciekłego wodoru i ciekłego tlenu, miał pięć silników Rocketdyne J-2 w układzie podobnym do S-IC, a także używał silników zewnętrznych do sterowania. S-II miał 81,6 stopy (24,87 m) wysokości i średnicę 33 stóp (10 m), identyczną jak S-IC, i tym samym był największym etapem kriogenicznym do czasu wystrzelenia promu kosmicznego w 1981 roku. II miał suchą masę około 80 000 funtów (36 000 kg); po pełnym zatankowaniu ważył 1 060 000 funtów (480 000 kg). Drugi etap przyspieszył Saturn V przez górną atmosferę z siłą ciągu 1100 000 funtów (4900 kN) w próżni.

Po załadowaniu znacznie ponad 90 procent masy sceny stanowiło paliwo; jednak ultralekka konstrukcja doprowadziła do dwóch niepowodzeń w testach strukturalnych. Zamiast mieć strukturę międzyzbiornikową, aby oddzielić dwa zbiorniki paliwa, jak to miało miejsce w S-IC, S-II używał wspólnej przegrody , która została zbudowana zarówno z góry zbiornika LOX, jak i spodu zbiornika LH2. Składał się z dwóch blach aluminiowych oddzielonych strukturą plastra miodu z żywicy fenolowej . Ta przegroda musiała izolować przed różnicą temperatur 126 ° F (52 ° C) między dwoma zbiornikami. Zastosowanie wspólnej grodzi pozwoliło zaoszczędzić 7900 funtów (3,6 t) zarówno dzięki wyeliminowaniu jednej grodzi, jak i skróceniu długości sceny. Podobnie jak S-IC, S-II został przetransportowany z zakładu produkcyjnego na Przylądek Kennedy drogą morską.

III etap S-IVB

S-IVB

S -IVB został zbudowany przez Douglas Aircraft Company w Huntington Beach w Kalifornii . Miał jeden silnik J-2 i używał tego samego paliwa co S-II. S-IVB używał wspólnej grodzi do oddzielenia dwóch zbiorników. Miał 58,6 stopy (17,86 m) wysokości i średnicę 21,7 stopy (6,604 m) i został zaprojektowany z wysoką wydajnością masową, choć nie tak agresywnie jak S-II. S-IVB miał masę suchą około 23 000 funtów (10 000 kg) i w pełni zatankowany ważył około 262 000 funtów (119 000 kg).

S-IVB był jedynym stopniem rakietowym Saturn V, który był wystarczająco mały, aby mógł być transportowany przez samolot transportowy Aero Spacelines Pregnant Guppy .

W przypadku misji księżycowych został wystrzelony dwukrotnie: najpierw w celu wprowadzenia na orbitę okołoziemską po odcięciu drugiego etapu, a następnie w celu wstrzyknięcia przez księżyc (TLI).

Jednostka przyrządu

Jednostka instrumentalna dla Apollo 4 Saturn V

Jednostka przyrządowa została zbudowana przez IBM i została umieszczona na trzecim stopniu. Został zbudowany w Centrum Systemów Kosmicznych w Huntsville w stanie Alabama . Ten komputer kontrolował operacje rakiety od momentu startu do momentu wyrzucenia S-IVB. Zawierał systemy naprowadzania i telemetrii dla rakiety. Mierząc przyspieszenie i położenie pojazdu , może obliczyć położenie i prędkość rakiety oraz skorygować wszelkie odchylenia.

Montaż

Po zakończeniu budowy i testów naziemnych każdy etap został wysłany do Centrum Kosmicznego im. Kennedy'ego. Pierwsze dwa etapy były tak masywne, że jedynym sposobem na ich przetransportowanie była barka. S-IC, skonstruowany w Nowym Orleanie, został przetransportowany rzeką Missisipi do Zatoki Meksykańskiej .

Po okrążeniu Florydy etapy zostały przetransportowane w górę Intra-Coastal Waterway do budynku montażu pojazdów (pierwotnie nazywanego budynkiem montażu pionowego). Była to w zasadzie ta sama trasa, którą później wykorzystano do wysyłania zewnętrznych zbiorników wahadłowca kosmicznego . S-II został skonstruowany w Kalifornii i podróżował na Florydę przez Kanał Panamski . Trzeci stopień i Instrument Unit były przewożone przez Aero Spacelines Pregnant Guppy i Super Guppy , ale mogły być również przewożone barką, gdyby było to uzasadnione.

Po przybyciu do budynku montażu pionowego każdy etap był sprawdzany w pozycji poziomej przed ustawieniem w pionie. NASA zbudowała również duże konstrukcje w kształcie szpuli, które można było wykorzystać zamiast etapów, gdyby dany etap był opóźniony. Te szpule miały tę samą wysokość i masę oraz zawierały te same połączenia elektryczne, co rzeczywiste stopnie.

NASA ułożyła (zmontowała) Saturn V na wyrzutni mobilnej , która składała się z wieży pępkowej startowej z dziewięcioma ramionami obrotowymi (w tym ramieniem dostępowym dla załogi), dźwigiem „młotowym” i systemem tłumienia wody, który został aktywowany przed startem. Po zakończeniu montażu cały stos został przeniesiony z budynku montażu pojazdów (VAB) do wyrzutni za pomocą transportera gąsienicowego (CT). Zbudowany przez firmę Marion Power Shovel Company (a później używany do transportu mniejszego i lżejszego promu kosmicznego), CT poruszał się na czterech dwugąsienicowych bieżnikach, każdy z 57 „butami”. Każdy but ważył 2000 funtów (910 kg). Transporter ten był również wymagany do utrzymania rakiety w poziomie podczas przebycia 3 mil (4,8 km) do miejsca startu, zwłaszcza przy nachyleniu 3% napotkanym na wyrzutni. CT posiadał również Mobilną Strukturę Serwisową (MSS), która umożliwiała technikom dostęp do rakiety do ośmiu godzin przed startem, kiedy to została przeniesiona do punktu „w połowie” na Crawlerway (połączenie między VAB a dwoma wyrzutniami). .

Koszt

Od 1964 do 1973 roku na badania i rozwój oraz loty Saturn V przeznaczono łącznie 6,417 miliarda dolarów (równowartość 35,4 miliarda dolarów w 2020 roku) , przy czym maksymalna kwota wyniosła w 1966 roku 1,2 miliarda dolarów (równowartość 7,46 miliarda dolarów w 2020 roku). W tym samym roku NASA otrzymała największy całkowity budżet w wysokości 4,5 miliarda dolarów, około 0,5 procent produktu krajowego brutto (PKB) Stanów Zjednoczonych w tym czasie.

Dwa główne powody anulowania ostatnich trzech misji Apollo to duże inwestycje w Saturn V i stale rosnące koszty wojny w Wietnamie dla USA w pieniądzach i zasobach. W okresie od 1969 do 1971 koszt wystrzelenia misji Saturn V Apollo wynosił od 185 000 000 do 189 000 000 dolarów, z czego 110 milionów dolarów wykorzystano na produkcję pojazdu (równowartość 1,02 miliarda-1,04 miliarda dolarów w 2020 roku).

Sekwencja uruchomienia misji księżycowej

Saturn V wykonał wszystkie misje księżycowe Apollo, które zostały wystrzelone z Launch Complex 39 w John F. Kennedy Space Center na Florydzie . Po tym, jak rakieta opróżniła wieżę startową, kontrola lotu została przeniesiona do Centrum Kontroli Misji w Johnson Space Center w Houston w Teksasie . Przeciętna misja używała rakiety w sumie przez zaledwie 20 minut. Chociaż Apollo 6 doświadczył trzech awarii silnika, a Apollo 13 jednego wyłączenia silnika, komputery pokładowe były w stanie to zrekompensować, spalając pozostałe silniki dłużej, aby osiągnąć orbitę parkingową.

Bezpieczeństwo zasięgu

W przypadku przerwania, wymagającego zniszczenia rakiety, funkcjonariusz strzelnicy zdalnie wyłączał silniki i po kilku sekundach wysyłał kolejne polecenie, aby uformowane ładunki wybuchowe przyczepione do zewnętrznych powierzchni rakiety zdetonowały się. Spowodowałyby one cięcia w zbiornikach paliwa i utleniacza, aby szybko rozproszyć paliwo i zminimalizować mieszanie. Przerwa pomiędzy tymi czynnościami dawałaby czas załodze na ucieczkę przez wieżę ewakuacyjną startową lub (w późniejszych etapach lotu) układ napędowy modułu serwisowego. Trzecie polecenie, „bezpieczne”, zostało użyte po wejściu na orbitę stopnia S-IVB, aby nieodwracalnie dezaktywować system samozniszczenia. System był nieaktywny, dopóki rakieta wciąż znajdowała się na wyrzutni.

Sekwencja startowa

Chmury kondensacyjne otaczające Saturn V Apollo 11 , gdy przedzierają się przez gęstą niższą atmosferę.

Pierwszy etap palił się przez około 2 minuty i 41 sekund, podnosząc rakietę na wysokość 42 mil (68 km) i prędkość 6164 mil na godzinę (2756 m/s) i spalając 4 700 000 funtów (2 100 000 kg) paliwa.

Na 8,9 sekundy przed startem rozpoczęła się sekwencja zapłonu pierwszego stopnia. Najpierw zapalił się środkowy silnik, a następnie przeciwstawne pary silników zaburtowych w odstępach 300-milisekundowych, aby zmniejszyć obciążenia strukturalne rakiety. Po potwierdzeniu ciągu przez komputery pokładowe rakieta została „miękko wypuszczona” w dwóch etapach: po pierwsze, ramiona dociskowe wypuściły rakietę, a po drugie, gdy rakieta zaczęła przyspieszać w górę, została spowolniona przez zwężający się metal szpilki przeciągnięte przez otwory na pół sekundy.

Gdy rakieta wzbiła się w powietrze, nie mogła bezpiecznie osiąść z powrotem na płycie, gdyby silniki zawiodły. Astronauci uważali ten moment za jeden z najbardziej napiętych momentów podczas jazdy na Saturn V, ponieważ jeśli rakieta nie wystartuje po wypuszczeniu, mieli małe szanse na przeżycie, biorąc pod uwagę duże ilości paliwa. Aby poprawić bezpieczeństwo, Saturn Emergency Detection System (EDS) uniemożliwił wyłączenie silnika przez pierwsze 30 sekund lotu. Gdyby wszystkie trzy stopnie eksplodowały jednocześnie na wyrzutni, co było mało prawdopodobne, Saturn V miał całkowitą wydajność wybuchu 543 ton trotylu lub 0,543 kiloton (2271 912 000 000 J lub 155 143 funtów utraty wagi), co stanowi 0,222 kt dla I etap, 0,263 kt za II etap i 0,068 kt za III etap. (Patrz Saturn V Instrument Unit )

Oczyszczenie wieży zajęło rakiety około 12 sekund. W tym czasie odchylił się o 1,25 stopnia od wieży, aby zapewnić odpowiedni prześwit pomimo niesprzyjających wiatrów; to zbaczanie, choć niewielkie, można zobaczyć na zdjęciach startowych wykonanych ze wschodu lub zachodu. Na wysokości 430 stóp (130 m) rakieta przetoczyła się do właściwego azymutu lotu , a następnie stopniowo opadła do 38 sekund po odpaleniu drugiego stopnia. Ten program boiska został ustalony zgodnie z wiatrami przeważającymi w miesiącu startu.

Cztery silniki zaburtowe również przechylały się na zewnątrz, aby w przypadku przedwczesnego wyłączenia silnika zaburtowego pozostałe silniki przebiły się przez środek masy rakiety . Saturn V osiągnął 400 stóp na sekundę (120 m/s) na wysokości ponad 1 mili (1600 m). Większość początkowej części lotu spędziła na zdobywaniu wysokości, a wymagana prędkość pojawiła się później. Saturn V przełamał barierę dźwięku w nieco ponad 1 minutę na wysokości od 3,45 do 4,6 mili (5,55 do 7,40 km). W tym momencie wokół dolnej części modułu dowodzenia i wokół górnej części drugiego stopnia utworzyłyby się kołnierze wstrząsowe lub chmury kondensacyjne.

Maksymalna sekwencja Q

Separacja Apollo 11 S-IC

Po około 80 sekundach rakieta doświadczyła maksymalnego ciśnienia dynamicznego (max q). Ciśnienie dynamiczne na rakiecie zmienia się wraz z gęstością powietrza i kwadratem prędkości względnej . Chociaż prędkość stale rośnie, gęstość powietrza zmniejsza się tak szybko wraz z wysokością, że ciśnienie dynamiczne spada poniżej max q.

Propelent w samym S-IC stanowił około trzech czwartych całej masy startowej Saturna V i był zużywany z prędkością 13 000 kilogramów na sekundę (1 700 000 funtów/min). Druga zasada dynamiki Newtona mówi, że siła jest równa masie pomnożonej przez przyspieszenie lub równoważnie, że przyspieszenie jest równe sile podzielonej przez masę, więc gdy masa maleje (i siła nieco wzrasta), przyspieszenie rosło. Wraz z grawitacją przyspieszenie startu wyniosło tylko 1+14  g , czyli astronauci czuli 1+1 4  g , podczas gdy rakieta przyspieszyła pionowo z prędkością 1 4  g . Gdy rakieta gwałtownie straciła masę, całkowite przyspieszenie, w tym grawitacja, wzrosło do prawie 4  g przy T+135 sekund. W tym momencie silnik wewnętrzny (środkowy) został wyłączony, aby zapobiec zwiększeniu przyspieszenia powyżej 4  g .

Gdy w zespołach ssących wykryto zużycie utleniacza lub paliwa, pozostałe cztery silniki zaburtowe zostały wyłączone. Oddzielenie pierwszego stopnia nastąpiło niecałą sekundę później, aby umożliwić odskoczenie ciągu F-1. Osiem małych silników separacji paliwa stałego wspierało S-IC od reszty pojazdu na wysokości około 42 mil (67 km). Pierwszy etap trwał balistycznie do wysokości około 68 mil (109 km), a następnie spadł do Oceanu Atlantyckiego około 350 mil (560 km) w dół.

Procedura wyłączania silnika została zmieniona przed uruchomieniem Skylab, aby uniknąć uszkodzenia montażu teleskopu Apollo . Zamiast wyłączać wszystkie cztery silniki zaburtowe naraz, wyłączano dwa naraz z opóźnieniem, aby jeszcze bardziej zmniejszyć maksymalne przyspieszenie.

Sekwencja S-II

Odpadające międzysceniczne Apollo 6. Spaliny silnika z etapu S-II żarzą się, gdy uderzają w międzystopniową.

Po oddzieleniu S-IC, drugi stopień S-II palił się przez 6 minut i rozpędzał pojazd do 109 mil (175 km) i 15 647 mil na godzinę (25 181 km/h), bliskiej prędkości orbitalnej .

Podczas pierwszych dwóch startów bez załogi, osiem silników ulicznych na paliwo stałe zapalało się na cztery sekundy, aby przyspieszyć etap S-II, po czym nastąpił zapłon pięciu silników J-2. W pierwszych siedmiu misjach Apollo z załogą na S-II użyto tylko czterech silników ulażowych, które zostały wyeliminowane podczas ostatnich czterech startów. Około 30 sekund po separacji pierwszego stopnia pierścień międzystopniowy spadł z drugiego stopnia. Dokonano tego przy ustawieniu bezwładnościowym — orientacji wokół środka ciężkości — tak, aby międzyetapowy, tylko 3 stopy i 3 cale (1 metr) od silników zaburtowych J-2, spadał gładko, nie uderzając w nie, tak jak to mogło mieć miejsce potencjalnie uszkodził dwa silniki J-2, jeśli był dołączony do S-IC. Krótko po separacji międzystopniowej zrezygnowano również z Launch Escape System .

Około 38 sekund po zapłonie drugiego stopnia Saturn V przełączył się z zaprogramowanej trajektorii na „zamkniętą pętlę” lub tryb naprowadzania iteracyjnego. Zespół przyrządów obliczył teraz w czasie rzeczywistym najbardziej oszczędną trajektorię w kierunku docelowej orbity. W przypadku awarii przyrządu załoga mogła przełączyć sterowanie Saturna na komputer modułu dowodzenia, przejąć sterowanie ręczne lub przerwać lot.

Około 90 sekund przed wyłączeniem drugiego etapu środkowy silnik wyłączył się, aby zredukować podłużne drgania pogo. Mniej więcej w tym czasie natężenie przepływu LOX spadło, zmieniając proporcje mieszania dwóch paliw i zapewniając, że pozostało jak najmniej paliwa w zbiornikach pod koniec drugiego etapu lotu. Dokonano tego we wcześniej ustalonym delta-v .

Podczas lotu S-II uzbrojono pięć czujników poziomu na dnie każdego zbiornika z paliwem S-II, co pozwalało dowolnym dwóm uruchomić odcięcie S-II i zainscenizować je, gdy zostały odkryte. Sekundę po odcięciu drugiego stopnia oddzielił się, a kilka sekund później zapalił się trzeci stopień. Retro-rakiety na paliwo stałe zamontowane na międzystopniowej górze S-II wystrzeliły, by odsunąć go od S-IVB. S -II uderzył około 2600 mil (4200 km) od miejsca startu.

Podczas misji Apollo 13 silnik pokładowy cierpiał na poważne oscylacje pogo, co spowodowało wczesne automatyczne odcięcie. Aby zapewnić osiągnięcie wystarczającej prędkości, pozostałe cztery silniki były utrzymywane w stanie aktywnym dłużej niż planowano. Tłumik pogo został zamontowany w późniejszych misjach Apollo, aby tego uniknąć, chociaż wczesne odcięcie silnika 5 pozostało, aby zmniejszyć przeciążenia .

Sekwencja S-IVB

Etap rakietowy Apollo 17 S-IVB , wkrótce po transpozycji i zadokowaniu z modułem księżycowym

W przeciwieństwie do dwupłaszczyznowej separacji S-IC i S-II, stopnie S-II i S-IVB są oddzielone jednym krokiem. Mimo, że powstał w ramach III etapu, międzyscenia pozostała dołączona do II etapu. Trzeci etap nie zużył dużo paliwa, aby dostać się na LEO (Low Earth Orbit), ponieważ drugi etap wykonał większość pracy.

Podczas Apollo 11 , typowej misji księżycowej, trzeci stopień palił się przez około 2,5 minuty, aż do pierwszego odcięcia w 11 minutach i 40 sekundach. W tym momencie było to 1645,61 mil (2 648,35 km) w dół i na orbicie parkingowej na wysokości 118 mil (190 km) i prędkości 17 432 mil na godzinę (28 054 km/h). Trzeci stopień pozostał przymocowany do statku kosmicznego, gdy okrążał Ziemię półtora raza, podczas gdy astronauci i kontrolerzy misji przygotowywali się do wstrzyknięcia translunarnego (TLI).

Ta orbita parkingowa była dość niska jak na standardy orbity ziemskiej i byłaby krótkotrwała z powodu oporu aerodynamicznego. Z perspektywy czasu, obecna ISS krąży na wysokości około 250 mil (400 km) i wymaga ponownego doładowania mniej więcej raz w miesiącu. Nie stanowiło to problemu podczas misji księżycowej ze względu na krótki pobyt na orbicie parkingowej. S-IVB kontynuował również pchanie na niskim poziomie, wypuszczając gazowy wodór, aby utrzymać paliwo w zbiornikach i zapobiec tworzeniu się gazowych wnęk w przewodach zasilających paliwo. To odpowietrzanie utrzymywało również bezpieczne ciśnienie, ponieważ ciekły wodór odparowywał w zbiorniku paliwa. Ten ciąg odpowietrzający z łatwością przewyższał opór aerodynamiczny.

W przypadku ostatnich trzech lotów Apollo tymczasowa orbita parkingowa była jeszcze niższa (około 107 mil lub 172 kilometry), aby zwiększyć ładunek dla tych misji. Misja Apollo 9 na orbicie okołoziemskiej została wystrzelona na nominalną orbitę zgodną z Apollo 11, ale statek kosmiczny był w stanie użyć własnych silników, aby podnieść perygeum wystarczająco wysoko, aby utrzymać 10-dniową misję. Skylab został wystrzelony na zupełnie inną orbitę, z perygeum o długości 270 mil (434 km), które utrzymywało go przez sześć lat, a także z większym nachyleniem do równika (50 stopni w porównaniu z 32,5 stopnia dla Apollo).

Sekwencja modułu księżycowego

W Apollo 11 TLI pojawiło się 2 godziny i 44 minuty po uruchomieniu. S-IVB płonął przez prawie sześć minut, nadając statkowi kosmicznemu prędkość zbliżoną do prędkości ucieczki Ziemi wynoszącej 25 053 mil na godzinę (40 319 km/h). Dało to energooszczędny transfer na orbitę księżycową, a Księżyc pomógł przechwycić statek kosmiczny przy minimalnym zużyciu paliwa CSM.

Około 40 minut po TLI moduł dowodzenia i obsługi Apollo (CSM) oddzielił się od trzeciego stopnia, obrócił się o 180 stopni i zadokował z modułem księżycowym (LM), który podczas startu znajdował się poniżej CSM. CSM i LM oddzieliły się od spędzonego trzeciego etapu 50 minut później, w manewrze znanym jako transpozycja, dokowanie i ekstrakcja .

Gdyby miał pozostać na tej samej trajektorii, co statek kosmiczny, S-IVB mógłby stwarzać zagrożenie kolizją, więc pozostałe paliwo zostało odpowietrzone, a pomocniczy układ napędowy został uruchomiony, aby go oddalić. W misjach księżycowych przed Apollo 13, S-IVB był skierowany w stronę krawędzi spływu Księżyca na swojej orbicie, aby Księżyc wyrzucił go poza prędkość ucieczki Ziemi i na orbitę słoneczną. Od Apollo 13 kontrolerzy kierowali S-IVB, aby uderzył w Księżyc. Sejsmometry pozostawione przez poprzednie misje wykryły uderzenia, a uzyskane informacje pomogły zmapować wewnętrzną strukturę Księżyca .

Sekwencja Skylab

W 1965 r. utworzono program Apollo Applications Program (AAP), aby przyjrzeć się misjom naukowym, które można wykonać przy użyciu sprzętu Apollo. Wiele planów koncentrowało się na idei stacji kosmicznej. Wcześniejsze plany Wernhera von Brauna (1964) wykorzystywały koncepcję „ warsztatu mokrego ”, w którym zużyty drugi stopień S-II Saturn V został wystrzelony na orbitę i wyposażony w przestrzeń kosmiczną. W następnym roku AAP badał mniejszą stację z wykorzystaniem drugiego stopnia Saturn IB . Do 1969 r. cięcia finansowania Apollo wyeliminowały możliwość zakupu większej ilości sprzętu Apollo i wymusiły anulowanie niektórych późniejszych lotów lądowania na Księżycu. Uwolniło to co najmniej jednego Saturn V, pozwalając na zastąpienie mokrego warsztatu koncepcją „suchego warsztatu”: stacja (obecnie znana jako Skylab) zostałaby zbudowana na ziemi z nadwyżek drugiego stopnia Saturna IB i uruchomiona na szczycie pierwszego dwie żywe sceny Saturn V. Stacja zapasowa, zbudowana z trzeciego stopnia Saturn V, została zbudowana i jest obecnie wystawiana w Narodowym Muzeum Lotnictwa i Kosmosu .

Skylab był jedynym startem niezwiązanym bezpośrednio z programem lądowania na Księżycu Apollo. Jedyne znaczące zmiany w Saturnie V w porównaniu z konfiguracjami Apollo obejmowały pewną modyfikację S-II, która działała jako końcowy etap umieszczania ładunku Skylab na orbicie Ziemi i odprowadzania nadmiaru paliwa po wyłączeniu silnika, aby zużyty stopień nie pękł na orbicie. S-II pozostawał na orbicie przez prawie dwa lata i wszedł w niekontrolowany powrót 11 stycznia 1975 roku.

Trzy załogi mieszkały na pokładzie Skylab od 25 maja 1973 do 8 lutego 1974. Skylab pozostawał na orbicie do 11 lipca 1979.

Propozycja post-Apollo

Koncepcja Saturn- Shuttle

Po Apollo Saturn V miał być głównym pojazdem startowym dla Prospectora , który miał zostać wystrzelony na Księżyc. Prospector był proponowanym 330-kilogramowym (730 funtów) łazikiem, podobnym do radzieckich łazików Lunokhod Lunokhod 1 i Lunokhod 2, sond Voyager Mars oraz powiększonej wersji sond międzyplanetarnych Voyager . Miała też służyć jako pojazd nośny dla programu testowego RIFT w fazie rakiety jądrowej oraz dla niektórych wersji późniejszej NERVA . Wszystkie z tych planowanych zastosowań Saturna V zostały anulowane, a koszty były głównym czynnikiem. Edgar Cortright , który był dyrektorem NASA Langley , stwierdził dekady później, że „JPL nigdy nie lubił wielkiego podejścia. Zawsze się temu przeciwstawiali. Prawdopodobnie byłem głównym zwolennikiem używania Saturn V i przegrałem. Zgubiłem."

Anulowana druga seria produkcyjna Saturn V najprawdopodobniej wykorzystałaby silnik F-1A w pierwszym etapie, zapewniając znaczny wzrost wydajności. Innymi prawdopodobnymi zmianami byłoby usunięcie płetw (co okazało się nie przynosić większych korzyści w porównaniu z ich wagą), rozciągnięty pierwszy stopień S-IC w celu wsparcia silniejszych F-1A i ulepszone J-2 lub M -1 dla wyższych stopni.

Zaproponowano szereg alternatywnych pojazdów Saturn opartych na Saturn V, począwszy od Saturn INT-20 ze stopniem S-IVB i międzystopniowym zamontowanym bezpośrednio na stopniu S-IC , po Saturn V-23(L), ​​który nie tylko pięć silników F-1 w pierwszym etapie, ale także cztery dopalacze typu strap-on z dwoma silnikami F-1 każdy, co daje w sumie trzynaście silników F-1 odpalanych w momencie startu.

Brak drugiej serii produkcyjnej Saturn V zabił ten plan i opuścił Stany Zjednoczone bez superciężkiego pojazdu startowego. Niektórzy w amerykańskiej społeczności kosmicznej zaczęli lamentować nad tą sytuacją, ponieważ ciągła produkcja mogła pozwolić na podniesienie Międzynarodowej Stacji Kosmicznej, wykorzystującej konfigurację Skylab lub Mir z amerykańskimi i rosyjskimi portami dokowania, zaledwie kilkoma startami. Koncepcja Saturn-Shuttle mogła również wyeliminować promy rakietowe promu kosmicznego , które ostatecznie doprowadziły do ​​wypadku Challengera w 1986 roku.

Proponowani następcy

Post-Apollo

Porównanie Saturn V, Shuttle, Ares I, Ares V, Ares IV i SLS Block 1

Propozycje USA dotyczące rakiety większej niż Saturn V od późnych lat pięćdziesiątych do wczesnych lat osiemdziesiątych były ogólnie nazywane Nova . Ponad trzydzieści różnych propozycji dużych rakiet nosiło nazwę Nova, ale żadna nie została opracowana.

Wernher von Braun i inni mieli również plany na rakietę, która w pierwszym etapie miałaby zawierać osiem silników F-1, takich jak Saturn C-8 , umożliwiając bezpośredni lot wznoszący się na Księżyc. Inne plany dotyczące Saturn V zakładały użycie Centaura jako wyższego stopnia lub dodanie dopalaczy z paskiem . Udoskonalenia te umożliwiłyby wystrzelenie dużych robotów kosmicznych na planety zewnętrzne lub wysłanie astronautów na Marsa . Inne analizowane pochodne Saturna V obejmowały rodzinę „zmodyfikowanych pojazdów startowych” Saturn MLV , które prawie podwoiłyby zdolność podnoszenia ładunku standardowego Saturna V i były przeznaczone do użycia w proponowanej misji na Marsa do 1980 roku .

W 1968 roku Boeing badał inną pochodną Saturn-V, Saturn C-5N , która zawierała jądrowy termiczny silnik rakietowy dla trzeciego stopnia pojazdu. Saturn C-5N miałby znacznie większy ładunek do międzyplanetarnych lotów kosmicznych . Prace nad silnikami jądrowymi, wraz ze wszystkimi pojazdami ELV Saturn V , zakończyły się w 1973 roku.

Comet HLLV był masywnym pojazdem nośnym o dużym udźwigu zaprojektowanym dla programu First Lunar Outpost , który znajdował się w fazie projektowania od 1992 do 1993 roku w ramach Inicjatywy Badań Kosmicznych ( Space Exploration Initiative ) . Był to pojazd startowy wywodzący się z Saturn V o ponad dwukrotnie większej ładowności i całkowicie oparłby się na istniejącej technologii. Wszystkie silniki były zmodernizowanymi wersjami ich odpowiedników Apollo, a zbiorniki paliwa byłyby rozciągnięte. Jego głównym celem było wsparcie programu First Lunar Outpost i przyszłych misji załogowych na Marsa. Został zaprojektowany tak, aby był jak najtaniej i jak najłatwiejszy w obsłudze.

Rodzina Aresa

W 2006 roku, w ramach proponowanego programu Constellation , NASA ujawniła plany zbudowania dwóch pojazdów startowych opartych na wahadłowcach, Ares I i Ares V , które wykorzystałyby niektóre istniejące urządzenia i infrastrukturę promu kosmicznego i Saturn V. Obie rakiety miały na celu zwiększenie bezpieczeństwa poprzez specjalizację każdego pojazdu do różnych zadań, Ares I do startu załogi i Ares V do startu ładunku. Oryginalny projekt ciężkiego podnośnika Ares V, nazwanego w hołdzie dla Saturn V, miał 360 stóp (110 m) wysokości i zawierał główną scenę opartą na zewnętrznym zbiorniku wahadłowca kosmicznego o średnicy 28 stóp (8,4 m). ). Miał być napędzany pięcioma RS-25 i dwoma pięciosegmentowymi dopalaczami rakietowymi promu kosmicznego (SRB). Wraz z rozwojem projektu silniki RS-25 zostały zastąpione pięcioma silnikami RS-68 , tymi samymi silnikami stosowanymi w Delta IV . Przejście z RS-25 na RS-68 miało na celu zmniejszenie kosztów, ponieważ ten ostatni był tańszy, prostszy w produkcji i mocniejszy niż RS-25, chociaż niższa wydajność RS-68 wymagała zwiększenia średnica rdzenia etapu do 33 stóp (10 m), taka sama jak średnica etapów S-IC i S-II w Saturnie V.

W 2008 r. NASA ponownie przeprojektowała Ares V, wydłużając główny etap, dodając szósty silnik RS-68 i zwiększając SRB do 5,5 segmentów każdy. Ten pojazd miałby 381 stóp (116 metrów) wysokości i podczas startu wytwarzałby całkowity ciąg około 8 900 000  lbf (40  MN ), więcej niż Saturn V czy sowiecka Energia , ale mniej niż sowiecki N-1 . Przewidywane umieszczenie około 400 000 funtów (180 ton) na orbicie, Ares V przewyższyłby Saturn V pod względem ładowności. Górny stopień, etap odlotu z Ziemi , wykorzystywałby bardziej zaawansowaną wersję silnika J-2, J-2X . Ares V umieściłby lądownik księżycowy Altair na niskiej orbicie okołoziemskiej. Pojazd załogi Oriona wystrzelony na Aresie I zadokowałby na Altair, a etap odlotu z Ziemi wysłałby połączony stos na Księżyc.

Kosmiczny system startowy

Po anulowaniu programu Constellation – a tym samym Ares I i Ares V – NASA ogłosiła wprowadzenie ciężkiego pojazdu startowego Space Launch System (SLS) do eksploracji kosmosu poza niską orbitą okołoziemską. SLS, podobnie jak pierwotna koncepcja Ares V, będzie napędzany czterema silnikami RS-25 i dwoma pięciosegmentowymi SRB. Jego konfiguracja w bloku 1 podniesie około 209 000 funtów (95 t) do firmy LEO. W bloku 1B zostanie dodany Exploration Upper Stage , napędzany czterema silnikami RL10 , aby zwiększyć ładowność. Ewentualny wariant Block 2 zostanie zmodernizowany do zaawansowanych dopalaczy, zwiększając ładowność LEO do co najmniej 290 000 funtów (130 ton).

Jedna z propozycji zaawansowanych dopalaczy wykorzystywałaby pochodną F-1 Saturn V , F-1B, i zwiększała ładowność SLS do około 330 000 funtów (150 t) dla LEO. F-1B ma mieć lepszy impuls właściwy i być tańszy niż F-1, z uproszczoną komorą spalania i mniejszą liczbą części silnika, wytwarzając jednocześnie 1 800 000 lbf (8,0 MN) ciągu na poziomie morza, co oznacza wzrost o około 1 550,000 lbf (6,9 MN) osiągnięty przez dojrzały silnik Apollo 15 F-1,

Wyświetlacze Saturn V

  • W US Space & Rocket Center w Huntsville znajdują się dwa wyświetlacze:
    • SA-500D jest na poziomym wyświetlaczu składającym się z S-IC-D, S-II-F/D i S-IVB-D. To były wszystkie etapy testowe, które nie były przeznaczone do lotu. Ten pojazd był wystawiany na zewnątrz od 1969 do 2007 roku, został odrestaurowany i jest obecnie wystawiany w Davidson Center for Space Exploration.
    • Pionowy ekspozytor (replika) zbudowany w 1999 roku umieszczony na sąsiednim terenie.
  • Jest jeden w Johnson Space Center złożony z pierwszego etapu z SA-514, drugiego etapu z SA-515 i trzeciego etapu z SA-513 (zastąpionego do lotu przez warsztat Skylab). Z etapami, które pojawiły się w latach 1977-1979, był on wystawiany na otwartej przestrzeni do czasu jego renowacji w 2005 r., Kiedy wokół niego zbudowano konstrukcję w celu ochrony. Jest to jedyny wyświetlacz Saturn składający się w całości ze scen przeznaczonych do uruchomienia.
  • Kolejny w Kompleksie Turystycznym Centrum Kosmicznego im. Kennedy'ego , składający się z S-IC-T (etap testowy) oraz drugiego i trzeciego etapu z SA-514. Był wystawiany na zewnątrz przez dziesięciolecia, a następnie w 1996 roku został zamknięty w celu ochrony przed żywiołami w Centrum Apollo/Saturn V.
  • Scena S-IC z SA-515 jest prezentowana w Infinity Science Center w Mississippi .
  • Scena S-IVB z SA-515 została przekonwertowana do użytku jako kopia zapasowa dla Skylab i jest wystawiana w National Air and Space Museum w Waszyngtonie, DC

Odrzucone etapy

3 września 2002 astronom Bill Yeung odkrył podejrzaną asteroidę , której nadano odkrycie oznaczenie J002E3 . Wyglądało na to, że znajduje się na orbicie okołoziemskiej i wkrótce na podstawie analizy spektralnej odkryto, że jest pokryty białym dwutlenkiem tytanu , który był głównym składnikiem farby używanej na Saturnie V. Obliczenie parametrów orbitalnych doprowadziło do wstępnej identyfikacji jako Etap Apollo 12 S-IVB. Kontrolerzy misji planowali wysłać S-IVB Apollo 12 na orbitę słoneczną po oddzieleniu od statku kosmicznego Apollo, ale uważa się, że spalanie trwało zbyt długo, a zatem nie wysłało go wystarczająco blisko Księżyca, więc pozostał w ledwie stabilnym orbitę wokół Ziemi i Księżyca. Uważa się, że w 1971 roku, poprzez serię perturbacji grawitacyjnych , wszedł na orbitę słoneczną, a następnie 31 lat później powrócił na słabo uchwyconą orbitę Ziemi. Opuścił orbitę ziemską ponownie w czerwcu 2003 roku.

Zobacz też

Uwagi

Bibliografia

Źródła

Książki

artykuły prasowe