Saturno V

Saturno V

La primera Saturno V, AS-501, antes de la puesta en marcha de Apolo 4
Función	Tripulado LEO y Lunar vehículo de lanzamiento
Fabricante	Boeing ( S-IC) Norteamericana ( S-II) Douglas ( S-IVB)
País de origen	Estados Unidos
Tamaño
Altura	110.6 m (363 ft)
Diámetro	10.1 m (33 pies)
Masa	3.038.500 kg (6.699.000 libras)
Etapas	3
Capacidad
Carga útil para LEO	118.000 kg (260.000 libras)
Carga útil para Órbita lunar	47.000 kg (100.000 libras)
Cohetes asociadas
Familia	Saturno
Derivados	Saturno INT-21
Comparable	N1 cohete
Historia de Lanzamiento
Estado	Jubilado
Los sitios de lanzamiento	LC-39, Centro Espacial Kennedy
Lanzamientos totales	13 (incluyendo INT-21)
Éxitos	13 (ver nota)
Fallas	0
Fracasos parciales	2 (véase Apolo 6 y Apolo 13)
Primer vuelo	9 de noviembre de 1967 ( SA-501)
Último vuelo	6 de diciembre de 1972 ( 14 de mayo de 1973 - INT-21)
Primera Etapa - S-IC
Motores	5 Rocketdyne F-1
Empuje	34.02 MN (7648000 libras f)
Burn tiempo	150 segundos
Combustible	RP-1 / LOX
Segunda Etapa - S-II
Motores	5 Rocketdyne J-2
Empuje	5 MN (1.000.000 libras f)
Burn tiempo	360 segundos
Combustible	LH2 / LOX
Tercera Etapa - S-IVB
Motores	1 Rocketdyne J-2
Empuje	1 MN (£ 225 000 f)
Burn tiempo	165 + 335 segundos (2 quemaduras)
Combustible	LH2 / LOX

El Saturno V (pronunciado 'Saturno Cinco', popularmente conocido como el Rocket Luna) era un combustible líquido multietapa reemplazable cohete utilizado por la NASA 's Apolo y Programas Skylab desde 1967 hasta 1973. En total NASA lanzó trece cohetes Saturno V, sin pérdida de carga útil. Sigue siendo el más poderoso vehículo de lanzamiento traído nunca a estado de funcionamiento, desde una altura, el peso y punto de vista de la carga útil. El ruso Energia, que voló dos misiones de prueba a finales de 1980, tenía un poco más de empuje de despegue.

El modelo de producción más grande de la Familia de cohetes Saturno, el Saturno V fue diseñado bajo la dirección de Wernher von Braun en la Marshall Space Flight Center en Huntsville, Alabama, con Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft Company, y IBM como los contratistas principales. Las tres etapas del Saturno V fueron desarrollados por diferentes contratistas de la NASA, pero siguiendo una secuencia de fusiones y absorciones todos ellos son ahora propiedad de Boeing.

Fondo

En 1957, la Unión Soviética lanzó el Sputnik 1 , el primer artificial satélite. Lyndon B. Johnson -En el momento Senado líder de la mayoría y más tarde Presidente -recalled sintiendo "la profunda conmoción de darse cuenta de que podría ser posible que otra nación para lograr la superioridad tecnológica sobre este gran país nuestro." La resultante Crisis Sputnik continuó, y para 1961, cuando el cosmonauta soviético Yuri Gagarin orbitó la Tierra a bordo Vostok 1 durante el primer los vuelos espaciales tripulados, muchas personas en los Estados Unidos consideraron que los soviéticos habían desarrollado una considerable ventaja en la carrera espacial .

En 25 de mayo de 1961 , el presidente Kennedy anunció que Estados Unidos trataría de un hombre a la Luna a finales de la década. En ese momento, la única experiencia de los Estados Unidos tuvo con el vuelo espacial humano fue el de 15 minutos de vuelo suborbital de Alan Shepard a bordo Libertad 7. Ningún cohete disponible entonces era capaz de propulsar un tripulada nave espacial a la Luna en una sola pieza. La Saturno estaba en desarrollo, pero no volaría durante seis meses. Aunque más grande que otros cohetes contemporáneos, requeriría varios lanzamientos para colocar todos los componentes de una nave espacial en órbita lunar. El mucho más grande de Saturno V no había sido diseñado, aunque su potente F-1 motor ya había sido desarrollado y prueba despedido.

Configuración Misión

Al principio del proceso de planificación, la NASA considera tres ideas principales para la misión a la Luna: Tierra Orbit Rendezvous, Ascenso Directo, y LOR (LOR). Una configuración de ascenso directo lanzaría un cohete más grande que aterrizar directamente en la superficie lunar, mientras una órbita cita Tierra lanzaría dos naves más pequeñas que combinaría en órbita terrestre. Una misión LOR implicaría un solo cohete lanzamiento de una sola nave, pero sólo una pequeña parte de esa nave aterrizaría en la luna. Ese módulo de aterrizaje más pequeño entonces encontrarse con la nave principal, y el equipo volvería a casa.

NASA al principio desestimó LOR como una opción más arriesgada, dado que un cita orbital aún no se había realizado en la órbita terrestre, y mucho menos en la órbita lunar. Varios funcionarios de la NASA, incluyendo ingeniero Centro de Investigación Langley John Houbolt y administrador de la NASA George Low, argumentó que una órbita lunar Rendezvous proporcionó el aterrizaje más simple en la Luna, el vehículo de lanzamiento más rentable y, quizás lo más importante, la mejor oportunidad de lograr un aterrizaje lunar dentro de la década. Otros funcionarios de la NASA estaban convencidos, y LOR fue seleccionada oficialmente como la configuración de la misión para el programa Apolo de 07 de noviembre 1962.

Desarrollo

C-1 a C-4

Entre 1960 y 1962, la Centro espacial Marshall de Vuelo (MSFC) cohetes diseñados que podrían ser utilizados para diferentes misiones.

El C-1 se desarrolló en el Saturno I, y el cohete C-2 dejaron caer temprano en el proceso de diseño a favor de la C-3, que tenía la intención de utilizar dos F-1 motores en su primera etapa, cuatro Motores J-2 para su segunda etapa, y una etapa S-IV, usando seis RL-10 motores.

NASA planeaba usar el C-3 como parte de la Tierra Orbit Rendezvous concepto, con por lo menos cuatro o cinco lanzamientos necesarios para una sola misión, pero MSFC ya estaba planeando un cohete aún más grande, el C-4, que utilizaría cuatro F -1 motores en su primera etapa, una ampliada segunda etapa C-3, y la S-IVB, un escenario con un único motor J-2, como su tercera etapa. El C-4 necesitaría sólo dos lanzamientos para llevar a cabo una misión Earth Orbit Rendezvous.

C-5

En 10 de enero de 1962 , la NASA anunció planes para construir el C-5. El cohete de tres etapas constaría de cinco motores F-1 para la primera etapa, cinco motores J-2 para la segunda etapa, y una sola, motor adicional J-2 para la tercera etapa. El C-5 fue diseñado para la capacidad de carga útil superior necesario para una misión lunar, y podía transportar hasta 41.000 kg en órbita lunar.

El C-5 sería someterse a las pruebas de componentes, incluso antes de que se construyó el primer modelo. Tercera etapa del cohete se utilizaría como la segunda etapa de la C-IB, que serviría tanto para demostrar la prueba de concepto y la viabilidad de la C-5, sino que también proporcionan datos críticos de vuelo para el continuo desarrollo de la C-5 . En vez de someterse a las pruebas para cada componente principal, el C-5 se pondrá a prueba en una moda "todo-up", lo que significa que el primer vuelo de prueba del cohete también en las versiones completas de las tres etapas. Al poner a prueba todos los componentes a la vez, se necesitarían muchos menos vuelos de prueba antes de un lanzamiento tripulado.

El C-5 fue confirmada como la elección de la NASA para el programa Apolo a principios de 1963, y se le dio un nuevo nombre, el Saturno V.

Tecnología

Tamaño y carga útil enorme capacidad del Saturno V empequeñecido todos los otros cohetes anteriores que habían volado con éxito en ese momento. Más de 363 pies (110,6 m) de altura y 33 pies (10 m) (sin aletas) de diámetro, con una masa total de más de tres mil toneladas cortas y una capacidad de carga útil de 260,000 libras (118,000 kg) a LEO, comparativamente, a 364 pies, el Saturno V es sólo un pie más corto que la Catedral de San Pablo en Londres, y sólo borra las puertas de la VAB por 6 pies (1,82 m) cuando se puso en marcha. En contraste, la Redstone utiliza en Libertad 7, el primer vuelo espacial tripulado estadounidense, fue un poco menos de 11 pies de largo que el Etapa S-IVB, y menos potente que el Cohetes del sistema de escape Lanzamiento montados en el módulo de comando del Apolo.

Saturno V fue diseñado principalmente por el Marshall Space Flight Center en Huntsville, Alabama, a pesar de numerosos sistemas importantes, incluyendo la propulsión, fueron diseñados por los subcontratistas. Se utiliza el nuevo y potente F-1 y J-2 motores para la propulsión de cohetes. Cuando se prueba, estos motores añicos las ventanas de las casas vecinas. Los diseñadores decidieron desde el principio para intentar utilizar tanto la tecnología del programa Saturno I como sea posible. Como tal, el S-IVB tercera etapa del Saturno V se basa en la S-IV segunda etapa del Saturno I. La unidad instrumento que controla el Saturno V características con que llevadas por el Saturno I. compartida

Etapas

Diagrama de Saturno V

El Saturno V consistió en tres etapas - la primera etapa S-IC, segunda etapa S-II y la tercera etapa S-IVB - y la unidad de instrumento. Las tres etapas usado oxígeno líquido (LOX) como oxidante. La primera etapa utilizado RP-1 para el combustible, mientras que la segunda y tercera etapas utilizan hidrógeno líquido (LH2). Las etapas superiores también utilizaron pequeña de combustible sólido motores vacíos de los tanques que ayudaron a separar las etapas durante el lanzamiento, y para asegurar que los propulsores líquidos estaban en una posición adecuada para ser arrastrados a las bombas.

Primera etapa S-IC

La primera etapa del Apolo 8 Saturno V se erigió en el VAB en 1 de febrero de 1968

Los cinco motores F-1 en la parte trasera del cohete Saturno V, que se exhiben en el Centro Espacial Kennedy

El S-IC fue construido por La compañía Boeing en el Fondo Asamblea Michoud, Nueva Orleans, donde el Transbordador Espacial Tanques externos ahora se construyen. La mayor parte de su masa de más de dos mil toneladas métricas en el lanzamiento era propelente, en este caso RP-1 y combustible para cohetes oxígeno líquido oxidante. Era 138 pies (42 m) de altura y 33 pies (10 m) de diámetro, y proporcionó más de 34 MN (fuerza de £ 7,64 millones) de empuje para conseguir el cohete a través de los primeros 61 kilómetros de ascenso. El cinco F-1 motores estaban dispuestas en forma de cruz. El motor central era fijo, mientras que los cuatro motores externos podrían ser hidráulicamente convertido ("Cardan") para controlar el cohete. En vuelo, el motor central se apagó antes de limitar la aceleración.

Segunda etapa S-II

El S-II fue construido por North American Aviation en Seal Beach, California. Uso hidrógeno líquido y oxígeno líquido, que tenía cinco J-2 motores en una disposición similar a la S-IC, utilizando también los motores externos para el control. El S-II fue de 81 pies y 7 pulgadas (24,9 m) de altura con un diámetro de 33 pies (10 m), idéntica a la S-IC, y por lo tanto es el más grande jamás construido etapa criogénica. La segunda etapa se aceleró el Saturno V a través de la atmósfera superior con 5,1 MN de empuje (en el vacío). Cuando se carga, mucho más que el 90 por ciento de la masa de la etapa fue propulsor, sin embargo, el diseño ultraligero había llevado a dos fracasos en las pruebas estructurales. En lugar de tener una estructura intertanque para separar los dos depósitos de combustible como se hizo en el S-IC, el S-II utiliza un mamparo común que fue construido a partir de tanto la parte superior del depósito de LOX y fondo del tanque LH2. Se componía de dos de aluminio hojas separadas por una estructura de panal hecha de resina fenólica. Esto tenía que aislar contra la 70 ° C (125 ° F) diferencia de temperatura entre los dos tanques. El uso de un mamparo común guardados 3,6 toneladas métricas en peso. Al igual que el S-IC, el S-II fue transportado por mar.

Tercera etapa S-IVB

El S-IVB fue construido por el Douglas Aircraft Company en Huntington Beach, California. Tenía un motor J-2 y utiliza el mismo combustible que el S-II. El S-IVB utiliza un mamparo común para aislar los dos tanques. Era 58 pies y 7 pulgadas (17,85 m) de altura con un diámetro de 21 pies y 8 pulgadas (6,60 m) y también fue diseñado con una alta eficiencia de masas, aunque no es tan agresiva como la S-II. Esta etapa se utilizó dos veces durante la misión: por primera vez en un 2,5 min quema para la inserción en órbita después de la segunda etapa de corte, y más tarde para el inyección lunar trans (TLI) se quema, que dura unos 6 minutos. Dos unidades del sistema de propulsión auxiliar de combustible líquido montado en el extremo de popa de la etapa se utilizaron para el control de actitud durante el órbita de aparcamiento y las fases trans-lunar de la misión. Los dos APSs también se utilizaron como motores vacíos de los tanques para ayudar a resolver el combustible antes de la quemadura inyección translunar.

El S-IVB era la única etapa del cohete del Saturno V suficientemente pequeño para ser transportado en avión, en este caso el Guppy. Aparte de el adaptador entre etapas, esta etapa es casi idéntica a la segunda etapa de la Cohete Saturno IB.

Unidad del equipo

La Unidad Instrumento para el Apolo 4 Saturn V

La Unidad instrumento fue construido por IBM y se fue encima de la tercera etapa. Fue construido en el Centro de Sistemas Espaciales en Huntsville. Este ordenador controla las operaciones del cohete desde justo antes del despegue hasta que el S-IVB se descartó. Incluía orientación y sistemas de telemetría para el cohete. Mediante la medición de la actitud y la aceleración del vehículo, se podría calcular la posición y la velocidad del cohete y corregir cualquier desviación.

Seguridad Range

En caso de una interrupción que requiere la destrucción del cohete, el oficial de seguridad de gama remotamente cerraría los motores y después de varios segundos envían otro comando para las cargas explosivas en forma de adjuntos a las superficies exteriores del cohete para detonar. Éstos harían recortes en los tanques de combustible y oxidante para dispersar el combustible de forma rápida y para reducir al mínimo la mezcla. La pausa entre estas acciones daría tiempo para que la tripulación de escapar usando la Lanzamiento de escape de la torre o (en las etapas posteriores del vuelo) del sistema de propulsión del módulo de servicio. Un tercer comando, "seguro", fue utilizado después de la etapa S-IVB alcanzado la órbita para desactivar irreversiblemente el sistema de autodestrucción. El sistema también estuvo inactivo mientras el cohete estaba todavía en la plataforma de lanzamiento.

Las comparaciones

La F-1 motores de la primera etapa S-IC empequeñecen su creador, Wernher von Braun .

La Contraparte soviética del Saturno V fue el N-1 cohete. El Saturno V era más alto, más pesado, tenía más empuje del despegue, y una mayor carga útil, pero primero diámetro escenario del N-1 era más grande. El N1 tenía cuatro lanzamientos de prueba antes de que se canceló el programa, cada uno lo que resulta en el vehículo de manera catastrófica en su defecto temprano en el vuelo. La primera etapa del Saturno V utilizó cinco motores potentes en lugar de los 30 motores más pequeños de la N-1, necesarios como los soviéticos no habían desarrollado los motores de potencia similar en ese momento. Durante dos lanzamientos, Apolo 6 y Apolo 13, el Saturno V fue capaz de recuperarse de incidentes de pérdida de motor. La N-1 del mismo modo fue diseñado para compensar las fallas de motor, pero el sistema nunca salvó con éxito un lanzamiento de falta. En general, la principal razón de los fracasos de la N-1 parece ser trazable a carecer de todo pruebas de seguimiento de la primera etapa, a su vez, debido a la insuficiencia de fondos.

Rendimiento empuje primera etapa Saturno V durante Apolo 15 lanzamiento. 7823000 libras (34.8 MN) de empuje del despegue.

El de tres etapas Saturno V tuvo un empuje máximo de al menos 34.02 MN (SA-510 y posterior) y una capacidad de elevación de 118 000 kg de LEO. La misión SA-510 (Apolo 15) tuvo un empuje de despegue de 7.823.000 libras (34.8 MN). La misión SA-513 (Skylab) tuvo ligeramente mayor empuje de despegue de 7.891 millones libras (35.1 MN). Ningún otro vehículo de lanzamiento operativo ha superado nunca el Saturno V en la altura, el peso o carga útil. Si los dos rusa Lanzamientos de prueba Energia se cuentan como operativa, que tenía el mismo empuje del despegue como SA-513, 35,1 MN.

Hipotéticas futuras versiones del Soviet Energia habría sido mucho más poderoso que el Saturno V, la entrega de 46 MN de empuje y capaz de entregar hasta 175 toneladas métricas de LEO en la configuración "Vulkan". Versiones uprateds planificadas del Saturno V que utilizan motores F-1A habrían tenido un 18 por ciento más de empuje y 137.250 kg (302,580 libras) de carga útil. NASA contempla la construcción de los miembros más grandes de la familia de Saturno, como el Saturno C-8, y también los cohetes no relacionados, tales como Nova, pero éstos nunca fueron producidos.

La Transbordador espacial genera un empuje máximo de 30,1 MN, y la capacidad de carga útil de LEO (excl. En sí traslado Orbiter) es 28.800 kg, que es aproximadamente 25 por ciento de la carga útil del Saturno V. Si el propio traslado Orbiter se cuenta como carga útil, esta sería de unos 112.000 kg (248.000 libras). Una comparación equivalente sería la masa orbital total de tercera etapa Saturno V S-IVB en el Apolo 15, que era 140.976 kg (310.800 libras).

Algunos otros vehículos recientes de lanzamiento tienen una pequeña fracción de la capacidad de carga útil del Saturno V: la europea Ariane 5 con las versiones más recientes Ariane 5 ECA ofrece hasta 10.000 kg de órbita de transferencia geoestacionaria (GTO). Los EE.UU. Delta 4 pesado, que lanzó un satélite ficticio en 21 de diciembre de 2004 , tiene una capacidad de 13.100 kg a una órbita de transferencia geoestacionaria. La Cohete Atlas V (el uso de motores basados en un diseño ruso) ofrece hasta 25.000 kg a 13.605 kg y LEO a GTO.

S-IC empuje comparaciones

Debido a su gran tamaño, la atención se centra a menudo en la S-IC empuje y cómo se compara con otros cohetes de gran tamaño. Sin embargo, varios factores hacen tales comparaciones más compleja de lo que parece a primera vista:

• Números de empuje comúnmente referenciados son una especificación, no una medición real. Etapas individuales y los motores estén lejos o superar la especificación, a veces de manera significativa.
• La Especificación empuje F-1 fue uprated comenzando con Apolo 15 (SA-510) a partir de 1,5 millones de lbf (6.67 MN) a 1.522.000 lb (6,77 MN), o 7,61 millones lbf (33.85 MN) para la etapa S-IC. El empuje superior se logró a través de un rediseño de los orificios del inyector y una tasa de flujo de masa propelente ligeramente superior. Sin embargo, comparando el número especificado para el empuje medido real de 7.823.000 lbf (34.8 MN) sobre el Apollo 15 muestra una diferencia significativa.
• No hay manera de "báscula de baño" para medir directamente el empuje de un cohete en vuelo. Más bien un cálculo matemático está hecha de presión de la cámara de combustión, velocidad de la turbobomba, la densidad de propelente calculado y la velocidad de flujo, diseño de la boquilla, y las condiciones atmosféricas, en particular, la presión externa.
• El empuje varía mucho con la presión externa y, por tanto, con la altitud, aunque sea por un motor no estrangulada. Por ejemplo en el Apolo 15, el empuje total despegue calculado (basado en mediciones reales) estaba a punto 7823000 lbf (34.8 MN), que aumentó a 9.180.000 lbf (40.8 MN) en T + 135 segundos, justo antes de corte motor central (CECO ), momento en que el avión estaba fuertemente infraexpandido.
• Especificaciones de empuje se dan a menudo como empuje al vacío (para etapas superiores) o empuje el nivel del mar (por etapas inferiores o refuerzos), a veces sin calificación que uno. Esto puede conducir a comparaciones incorrectas.
• Especificaciones de empuje se dan a menudo como empuje medio o empuje máximo, a veces sin calificación que uno. Incluso para un motor no estrangulado a una altura fija, el empuje a menudo puede variar algo durante el período de cocción debido a varios factores. Estos incluyen cambios intencionales o no de relación de mezcla, ligeros cambios de densidad propulsor durante el período de cocción, y variaciones en la turbo bomba, boquilla y el rendimiento del inyector durante el período de cocción.

Sin conocer la técnica de medición exacta y el método matemático utilizado para determinar el empuje para cada cohete diferente, las comparaciones son a menudo inexactas. Como muestra de arriba, el empuje especificado menudo difiere significativamente de empuje vuelo real calculada a partir de mediciones directas. El empuje declarado en varias referencias a menudo no están suficientemente cualificados como para aspirar vs el nivel del mar, o pico vs empuje medio.

Del mismo modo, el aumento de la carga útil se consiguen a menudo en misiones posteriores independientes de empuje del motor. Este es por reducción de peso o remodelación trayectoria.

El resultado es que no hay una sola cifra absoluta de empuje del motor, la fase de empuje o carga útil del vehículo. Hay valores especificados y los valores reales de vuelo, y varias formas de medir y derivar esos valores reales de vuelo.

La rentabilidad de cada lanzamiento Saturno V se analizó extensamente y un Informe de Evaluación de lanzamiento producido por cada misión, incluyendo un gráfico de empuje / hora para cada etapa del vehículo en cada misión.

Montaje

La Apolo 10 Saturn V durante lanzamiento

Después de que se completó la construcción de un estadio, que fue enviado al Centro Espacial Kennedy. Las dos primeras etapas eran tan grandes que la única manera de transportar ellos estaba en barcazas. El S-IC construido en Nueva Orleans fue transportado por el río Mississippi al Golfo de México . Después de redondeo Florida , fue entonces transportado hasta la Intra-Coastal Hidrovía al Asamblea Vertical Building (ahora llamado el Edificio de Ensamblaje de Vehículos). El S-II se construyó en California y así viajó a través del Canal de Panamá . La tercera etapa y la Unidad de instrumento podría ser transportadas por la Aero Spacelines Guppy embarazada y Guppy estupendo.

A la llegada a Vertical edificio de la Asamblea, cada etapa se desprotegió en posición horizontal antes de ser trasladado a una posición vertical. NASA también construyó grandes estructuras en forma de carrete que se podrían utilizar en lugar de las etapas si una etapa particular era tarde. Estos carretes tenían la misma altura y masa y contenían las mismas conexiones eléctricas como las etapas reales.

NASA decidió usar una torre de lanzamiento móvil, o " crawler ", construido por Marion Power Shovel de Ohio. Esto significaba que el cohete fue construido sobre la plataforma de lanzamiento en el VAB y luego toda la estructura fue trasladada a la base de lanzamiento por el rastreador, que todavía se utiliza hoy en día por el programa del transbordador espacial. Se ejecuta en cuatro peldaños orugas dobles, cada una con 57 'zapatos'. Cada zapato pesa 900 kg (2.000 libras). Este transportador tenía que mantener el nivel de cohetes, ya que viajó los 3 millas (5 kilómetros) al lugar de lanzamiento.

Secuencia de lanzamiento de la misión Lunar

El Saturno V llevó el Apolo astronautas a la Luna. Todas las misiones Saturno V lanzados desde el Complejo de Lanzamiento 39 en el John F. Kennedy Space Center. Después de que el cohete se aclaró la torre de lanzamiento, control de la misión transferido a la Centro Espacial Johnson en Houston, Texas .

Una misión de promedio utiliza el cohete para un total de sólo 20 minutos. Aunque Apolo 6 y Apolo 13 fallos de motor experimentados, los ordenadores de a bordo fueron capaces de compensar por la quema de los demás motores más tiempo, y ninguno de los lanzamientos de Apolo resultaron en una pérdida de carga útil.

Secuencia de S-IC

La condensación de las nubes se ve pegando al Apolo 11 Saturn V vehículo de lanzamiento, ya que se abre camino a través de la densa atmósfera, inferior. Ver: Max Q.

La primera etapa se quemó durante 2,5 minutos, levantando el cohete a una altitud de 42 millas (68 kilómetros) y una velocidad de 6164 mph (9.921 kmh) y la quema de 2.000.000 kg de combustible.

En 8,9 segundos antes del lanzamiento, la primera secuencia de encendido etapa comenzó. El motor central enciende primero, seguido por pares opuestos fuera de borda, a veces stagger 300 milisegundos para reducir las cargas estructurales en el cohete. El empuje lleno momento había sido confirmado por los ordenadores de a bordo, el cohete era "suave liberado» en dos fases: en primer lugar, los brazos de sujeción liberan el cohete, y segundo, como el cohete comenzó a acelerarse hacia arriba, que se celebró de nuevo un tanto por pasadores metálicos cónicos se tira a través de los agujeros. Esta última se prolongó durante medio segundo. Una vez que el cohete había levantado, no podía conformarse con seguridad hacia abajo en la almohadilla de si los motores fallaron.

Le tomó cerca de 12 segundos para que el cohete para borrar la torre. Al moverse más allá de la torre, el cohete guiñó distancia para garantizar el espacio adecuado en caso de vientos adversos. A una altura de 430 pies (130 metros) el cohete comenzó a rodar y luego lanzar al acimut correcto. Desde el lanzamiento hasta 38 segundos después de la segunda etapa de ignición, el Saturno V volaría un programa de paso preprogramado sesgada por los vientos predominantes durante el mes de lanzamiento. Los cuatro motores fuera de borda también inclinados lejos del centro, por lo que si un motor había cerrado temprano, el empuje de los motores restantes habría sido hacia el cohete centro de gravedad . El Saturno V se aceleró rápidamente, llegando a 1.600 pies / s. (500 m / s) a 1+ milla (2 km) de altitud. Gran parte de la primera parte del vuelo se gastaron ganando altura, con la velocidad requerida viene después.

A unos 80 segundos, el cohete alcanzó el punto del vuelo con la presión dinámica máxima, conocido como Max Q. El presión dinámica en un cohete varía conjuntamente como densidad del aire alrededor del cohete y el cuadrado de la velocidad. Aunque la velocidad aumenta a medida que el cohete se hace mayor, la densidad del aire más allá Max Q está disminuyendo tan rápidamente que la presión dinámica se reduce efectivamente.

A 135,5 segundos, el motor central cerraría para reducir las cargas de aceleración en el cohete, ya que se convirtió más ligero como se utilizó combustible. El motor de F-1 no podría moderar la marcha, así que era el método más fácil. La tripulación también experimentó su mayor aceleración, 4 g (129 ft / s²; 39 m / s²), justo antes de la primera etapa cortada. Los otros motores seguían ardiendo hasta que el oxidante o combustible se agotó, medido por los sensores en las asambleas de succión. La primera etapa separada 600 milisegundos después de que el punto de corte del motor. Esto se hizo con la ayuda de los ocho pequeños motores de separación de combustible sólido y se produjo a una altitud de cerca de 38 millas (62 km). La primera etapa seguido una altitud de 68 millas (110 kilómetros), y luego cayó en el Océano Atlántico a unas 350 millas (560 kilómetros) de la plataforma de lanzamiento.

Secuencia de S-II

Fotograma de material fílmico de Entre etapas Apolo 6 's apostasía (NASA)

Después de la secuencia S-IC, la segunda etapa S-II se quemó durante 6 minutos y propulsó la nave a 109 millas (176 kilometros) y 15,647 mph (25.182 kilometros / h - 7,00 kilometros / s), con lo que cerca de velocidad orbital.

La segunda etapa tenía un proceso de encendido de dos partes, que varió durante la duración del programa. En la primera parte de los dos primeros lanzamientos no tripulados, ocho de combustible sólido motores vacíos de los tanques se encendieron durante cuatro segundos para dar aceleración positiva, seguido de los cinco motores J-2. Durante los primeros siete misiones Apolo tripuladas sólo se utilizaron cuatro motores vacíos de los tanques, y fueron eliminados por completo para los últimos cuatro lanzamientos. En la segunda parte, aproximadamente 30 segundos después de la primera etapa separada, la popa entre etapas separa de la segunda etapa. Esta fue una maniobra controlada con precisión como entre etapas no podía ser permitido tocar los motores y tenía una distancia de tan sólo un metro. Al mismo tiempo que la separa entre etapas, la Sistema de escape del lanzamiento fue desechado. Ver Apolo abortar modos para obtener más información acerca de los diversos modos de abortar que podrían haber sido utilizados durante un lanzamiento.

Apolo 6 entre etapas

Unos 38 segundos después de la segunda fase de encendido de la guía de control del Saturno V pasó de una rutina de paso preprogramado a modo de orientación iterativo, controlado por la Unidad instrumento, basado en acelerómetros y sensores de altitud. Si la Unidad Instrumento tomó el cohete fuera permitido limita la tripulación podría bien abortar o tomar el control del cohete utilizando uno de los controladores de mano de rotación en la cápsula.

Unos 90 segundos antes de la segunda etapa de corte, el motor de centro cerrado para reducir longitudinal oscilaciones pogo. Un supresor de pogo, voló por primera vez en el Apolo 14, detiene este movimiento, pero el motor sigue siendo el centro fue cerrado temprano para limitar la aceleración Fuerzas G. En alrededor de este tiempo, la velocidad de flujo disminuyó LOX, el cambio de la relación de mezcla de los dos propulsores, asegurando que no habría ser tan poco como sea posible propelente que queda en los tanques al final de la segunda etapa de vuelo. Esto se hizo en una predeterminada delta-v.

Había cinco sensores en la parte inferior de cada tanque de la S-II. Cuando dos de ellos fueron descubiertos, la Unidad Instrumento iniciaría la secuencia de puesta en escena. Un segundo después de la segunda etapa de cortado se separó y una décima de segundo más tarde, la tercera etapa de encendido. Retro-cohetes de combustible sólido montados en el entre etapas en la parte superior de la etapa dispararon para ayudar a retroceder la segunda etapa agotado desde el resto de la pila. La S-II impactó unos 4.200 km del sitio de lanzamiento.

Secuencia S-IVB

La tercera etapa se quemó durante otros 2,5 minutos, aumentando la velocidad de 17,450 mph (28.083 kilometros / h), unos 12 minutos después del lanzamiento. Para las misiones que no sean órbita baja de la Tierra, la tercera etapa se mantuvo unido mientras la nave espacial orbitado la Tierra dos veces y media en un órbita de aparcamiento, mientras que los astronautas y los controladores de la misión examinaron la nave espacial y el cohete para asegurarse de que todo funcionaba nominalmente.

A diferencia de la separación anterior, no había separación de dos etapas. El entre etapas entre la segunda y tercera etapas se mantuvo unida a la segunda etapa (a pesar de que fue construido como parte de la tercera etapa).

La etapa S-IVB de la Vuelo Apolo 7 en órbita terrestre. Aunque Apolo 7 utiliza un refuerzo de Saturno IB, se utilizó la etapa S-IVB tanto en el Saturno IB y Saturno V. En los vuelos de Saturno V los paneles adaptadores / LM cuatro naves espaciales se deshicieron a permitir el acceso al módulo lunar

A los 10 minutos y 30 segundos después del lanzamiento, el Saturno V fue de 164 km de altitud y 1.700 kilometros hacia el suelo del sitio de lanzamiento. Después de unos cinco minutos de la quema, el cohete cortó. En las primeras misiones Apolo, la nave se puso en una "órbita de aparcamiento" temporal de unos 180 km por 165 kilómetros. Esto es bastante bajo para los estándares de la órbita de la Tierra y no se habría mantenido estable durante mucho tiempo debido a la interacción entre la nave y la atmósfera de la Tierra. Durante los últimos tres vuelos de Apolo, la órbita de estacionamiento temporal fue aún menor (aproximadamente 150 km), para permitir una mayor capacidad de carga útil lunar para estas misiones. Para las dos misiones de órbita terrestre del Saturno V, Apolo 9 y Skylab, las órbitas eran más altos, más propio de las misiones orbitales tripulados. Las próximas órbitas de dos y medio se gastaron comprobar los sistemas de la nave espacial y la preparación de la nave espacial para Trans Inyección Lunar (TLI).

TLI llegó aproximadamente dos horas y media después de su lanzamiento, cuando la tercera etapa reavivó para propulsar la nave espacial a la Luna. El S-IVB ardió durante casi seis minutos, por lo que la velocidad total de la nave espacial en corte estaba cerca de los 11,2 km / s (40.320 kilometros / h; 25,053 mph) la velocidad de escape. Esto resultó en una transferencia eficiente de la energía de tal manera que la gravedad de la luna ayudaría a llegar a la diana, resultando también en el consumo de combustible más bajo para la inserción en la órbita de la luna.

Un par de horas después de TLI el módulo de comando de Apolo Servicio (CSM) separado de la tercera etapa, gira 180 grados, y se acopló con la Módulo lunar (LM), que cabalgaba por debajo de la CSM durante el lanzamiento. El CSM y LM separan entonces de la tercera etapa.

Si fuera a permanecer en la misma trayectoria que la nave espacial, el refuerzo podría haber presentado un peligro más adelante en la misión, por lo que el propelente restante en los tanques fue ventilado fuera del motor, cambiando su trayectoria. Por tercera etapas de Apolo 13 en adelante, los controladores dirigidas a impactar la Luna. Los sismómetros dejados por anteriores misiones detectan los impactos, y la información ayudaron mapa del interior de la Luna. Antes de eso, las etapas (excepto Apolo 9) se dirigieron hacia un sobrevuelo de la luna diseñado para utilizar la gravedad lunar como honda gravitatoria en órbitas solares. Apolo 9 's S-IVB se coloca directamente en una órbita solar.

En 3 de septiembre de 2002 , Bill Yeung descubrió un supuesto asteroide , que se le dio la designación descubrimiento J002E3. Parecía estar en órbita alrededor de la Tierra, y pronto se descubrió a partir del análisis espectral que se tratarán en blanco pintura dióxido de titanio, la misma pintura que se usa para el Saturno V. Cálculo de los parámetros orbitales identificado el asteroide aparente como la etapa S-IVB del Apolo 12. Controladores de la misión habían planeado enviar S-IVB del Apolo 12 en órbita solar, pero la quemadura después de separarse de la nave espacial Apolo durado demasiado tiempo, y de ahí no pasó lo suficientemente cerca de la Luna, que permanece en una órbita casi-estable alrededor de la Tierra y la Luna. En 1971, a través de una serie de perturbaciones gravitacionales, que se cree que ha entrado en una órbita solar y luego regresó a la órbita terrestre débilmente capturado-31 años después. Dejó la órbita terrestre de nuevo en junio de 2003.

Skylab

El último lanzamiento Saturno V llevó a la estación espacial Skylab a bajo la órbita de la Tierra en lugar de la tercera etapa.

En 1968, la Programa de Aplicaciones de Apolo fue creado para investigar las misiones científicas que podrían realizarse con el hardware Apolo excedente. Gran parte de la planificación centrada en la idea de una estación espacial, que finalmente dio lugar a la Programa Skylab. Skylab fue lanzado utilizando una de dos etapas Saturno V, a veces llamada Saturno INT-21 ,. Fue el único lanzamiento que no están directamente relacionadas con el programa de alunizaje del Apolo.

Originalmente se planeaba utilizar un ' taller húmedo "concepto, con una etapa de cohete siendo lanzado en órbita por un Saturno 1B y su pasado S-IVB equipados en el espacio, pero esto fue abandonado por el "concepto de taller seca ': Una etapa S-IVB de un Saturno IB se convirtió en una estación espacial en el suelo y se lanzó en un Saturno V. copia de seguridad, construido a partir de una tercera etapa de Saturno V, ahora está en exhibición en el National Air and Space Museum.

Tres tripulaciones vivían a bordo de Skylab de25 de mayo de1973al8 de febrero de1974, con el Skylab permanecer en órbita hasta el11 de julio de1979.

Originalmente era de esperar que el Skylab permanecería en órbita el tiempo suficiente para ser visitado por el transbordador espacial durante sus primeros vuelos. El traslado podría haber planteado la órbita de Skylab, y ha permitido que sea utilizado como base para las futuras estaciones espaciales. Sin embargo, el traslado no voló hasta 1981, y ahora se dio cuenta en retrospectiva que Skylab habría sido de poca utilidad, ya que no fue diseñado para ser reformado y se repone con suministros.

Desarrollos post-Apolo Propuestos

El (cancelado) segundo ciclo de producción de Saturno Vs muy probablemente han utilizado el motor F-1A en su primera etapa, proporcionando un impulso sustancial del rendimiento. Otros cambios que probablemente habría sido la eliminación de las aletas (que resultó ofrecer poco beneficio en comparación con su peso); una primera etapa S-IC estirada para apoyar el más poderoso F-1As; y mejorados J-2 para las etapas superiores.

Un número de vehículos alternativos Saturno se propusieron basa en el Saturno V, que van desde elSaturno INT-20 con unaetapa S-IVB y entre etapas montado directamente en unaetapa S-IC, hasta elSaturno V-23 (L), que haría no sólo tienen cinco F-1 en los motores de la primera etapa, pero también cuatro cinturón-boosters con dos motores F-1 cada uno: que dan un total de trece F-1 motores que encienden en el lanzamiento.

La Transbordador Espacial fue concebido inicialmente como un transporte de carga que se utilizará en concierto con el Saturno V, incluso hasta el punto de que un " Saturno-Shuttle ", usando la nave actual y el tanque externo, pero con el depósito montado en un modificado, vuela Versión -back de la S-IC, se utilizaría para alimentar el traslado durante los dos primeros minutos de vuelo, después de lo cual la S-IC se deshizo (que luego volar de regreso a la KSC por reformas) y los motores principales del transbordador espacial sería entonces el fuego y colocar el orbitador en órbita. El traslado se ocuparía de la estación espacial de la logística, mientras que Saturno V lanzaría componentes. La falta de un segundo ciclo de producción de Saturn V mató a este plan y ha dejado a los Estados Unidos sin un refuerzo de carga pesada. Algunos en la comunidad espacial de Estados Unidos han llegado a lamentar esta situación, ya que la producción continuada habría permitido a la Estación Espacial Internacional , usando un Skylab o Mir configuración con los EEUU y los puertos de acoplamiento rusos, que se han levantado con sólo un puñado de lanzamientos, con el concepto de "Saturno Shuttle" posiblemente eliminar las condiciones que causaron el Challenger de Desastres en 1986.

El Saturno V habría sido el vehículo de lanzamiento de primera para los cancelados Voyagersondas a Marte, y que iba a ser el vehículo de lanzamiento para la etapa del cohete nuclearprograma de pruebas RIFT y la tardeNERVA.

Sucesores

Propuestas de Estados Unidos para un cohete más grande que el Saturno V desde finales del 1950 hasta principios de 1980 eran generalmente llamados Nova. Más de treinta diferentes grandes propuestas cohetes llevan el nombre de Nova.

Wernher von Braun y otros también tenían planes para un cohete que habría ofrecido ocho F-1 motores en su primera etapa que le permiten lanzar una nave espacial tripulada en un vuelo de ascenso directo a la Luna. Otros planes para el Saturno V llamados para usar un centauro como una etapa superior o añadiendo refuerzos correa-en. Estas mejoras se han aumentado su capacidad de enviar grandes naves no tripuladas a las exteriores planetas o naves espaciales tripuladas a Marte .

A partir de 2006, la NASA planea construir la carga pesada Ares V, un traslado Derivado Launch Vehicle sólo 5 pies más corto que el Saturno V, pero puede levantar la misma cantidad de peso (~ 125 a 130 T) que su predecesor. El lanzador ha sido nombrado como un homenaje a la de Saturno V. Se pretende que sea un vehículo de carga pesada no tripulados, como el de la INT-21 de configuración / Skylab Saturno, pero a diferencia de la de Saturno INT-21, el Ares V será utilizado para apoyar tanto a los futuros alunizajes tripulados e incluso futuras misiones tripuladas a Marte en 2030.

El Saturno V utiliza tres etapas de combustible líquido, la primera quema de oxígeno líquido y queroseno, y los dos superiores quema hidrógeno líquido y oxígeno. En cambio, el Ares V utilizará dos etapas de hidrógeno / oxígeno de combustible líquido, y para los primeros dos minutos de vuelo a motor, dos modificado transbordador espacial cohetes de combustible sólido. El escenario central estará propulsado por cinco modificados RS-68 motores de cohetes en el mismo modelo de la cruz que el utilizado en los escenarios S-IC y S-II. El diseño inicial Ares V utilizado cinco motores principales del transbordador espacial, pero el RS-68 fue posteriormente adoptado basa en costos más bajos, y su éxito en el uso de vuelo no tripulado Delta IV sistema de lanzamiento VTE, además de ser más potente y fácil de construir que su SSME contraparte.

El RS-68 motores, construidos por la División de Rocketdyne Pratt y Whitney (anteriormente bajo las titularidades de Boeing y Rockwell International) producen menos de la mitad del empuje por motor como los motores F-1 del Saturno V, pero son más eficientes y pueden ser estrangulado hasta o hacia abajo. El motor J-2 utilizado en la S-II y S-IVB se modificará en el motor J-2X mejorado para su uso en la etapa de la tierra de salida (EDS), y en la segunda etapa de la propuesta Ares I. Tanto la EDS y la segunda etapa Ares I sería utilizar un solo motor J-2X, aunque la EDS fue diseñado originalmente para utilizar dos motores hasta el rediseño empleando los cinco RS-68s en lugar de las cinco SSMEs.

Costo

Desde 1964 hasta 1973, un total de US $ 6,5 mil millones se asignó para el Saturno V, con el ser máximo en 1966 con US $ 1,2 mil millones. Teniendo en cuenta la inflación esto es equivalente a aproximadamente $ 32-45 billion en 2007 dinero. Esto se resuelve con un costo amortizado de $ 2,4 hasta 3,5 mil millones por cada lanzamiento.

Una de las principales razones de la cancelación del programa Apolo era el costo. En 1966, la NASA recibió su presupuesto más alto de US $ 4,5 mil millones, aproximadamente el 0,5 por ciento del PIB de los Estados Unidos en ese momento.

Vehículos de Saturn V y lanzamientos

El Saturno V lanzó día o de noche, en mal tiempo o justo, en el momento apropiado para llegar a su destino, como se muestra en este montaje de todos los lanzamientos.

Actualmente hay tres Saturno Vs en exhibición:

A Saturno V en exhibición en el Espacio de Estados Unidos y centro de Rocket enHuntsville, Alabama, antes de su traslado a la pantalla de interior en el Centro Davidson para la Exploración Espacial.

• En el Centro Espacial Johnson compone de primera etapa de la SA-514, la segunda etapa de la SA-515 y la tercera etapa de la SA-513.
• En el Centro Espacial Kennedy compone de S-IC-T (fase de pruebas) y la segunda y tercera etapas de SA-514.
• En el EE.UU. Espacio & Rocket Center, compuesto por S-IC-D, S-II-F / D y S-IVB-D (todas las etapas de la prueba no significaba para el vuelo real) (se muestra en el Centro Davidson para la Exploración Espacial).

De estos tres, sólo el uno en el Centro Espacial Johnson se compone en su totalidad de las etapas destinado a ser puesto en marcha. La Centro Espacial de EE.UU. y Rocket de Huntsville también tiene en exhibición una erecto modelo de la escala completa del Saturno V. Además, la etapa S-IC de SA-515 reside en exhibición en el Fondo para la Asamblea Michoud en Nueva Orleans, Louisiana. la etapa S-IVB del SA-515 fue convertido para su uso como una copia de seguridad de Skylab. La copia de seguridad Skylab está ahora en exhibición en el Museo Nacional del Aire y del Espacio en Washington, DC .

Todavía existen los planos u otros planes para el Saturno V enmicrofilm en elCentro de Vuelo Espacial Marshall.