Saturn V

Saturn V

O primeiro Saturn V, AS-501, antes do lançamento do Apollo 4
Função	Tripulado LEO e Lunar veículo de lançamento
Fabricante	Boeing ( S-IC) Norte-Americano ( S-II) Douglas ( S-IVB)
País de origem	Estados Unidos
Tamanho
Altura	110.6 m (363 ft)
Diâmetro	10,1 m (33 ft)
Massa	3.038.500 kg (6.699.000 libra)
Estágios	3
Capacidade
Payload para LEO	118.000 kg (£ 260,000)
Payload para Órbita lunar	47.000 kg (£ 100,000)
Foguetes associados
Família	Saturno
Derivativos	Saturno INT-21
Comparável	N1 foguete
História Lançamento
Estado	Aposentado
Locais de lançamento	LC-39, Centro Espacial Kennedy
Total de lançamentos	13 (incluindo INT-21)
Sucessos	13 (ver nota)
Falhas	0
Falhas parciais	2 (ver Apollo 6 e Apollo 13)
Primeiro vôo	9 de novembro de 1967 ( SA-501)
Último vôo	6 de dezembro de 1972 ( 14 de maio de 1973 - INT-21)
Primeira Etapa - S-IC
Motores	5 Rocketdyne F-1
Impulso	34.02 MN (7.648.000 lb f)
Queimar tempo	150 segundo
Combustível	RP-1 / LOX
Segunda Etapa - S-II
Motores	5 Rocketdyne J-2
Impulso	5 MN (1.000.000 £ f)
Queimar tempo	360 segundo
Combustível	LH2 / LOX
Terceira Etapa - S-IVB
Motores	1 Rocketdyne J-2
Impulso	1 MN (225.000 £ f)
Queimar tempo	165 + 335 segundo (2 queimaduras)
Combustível	LH2 / LOX

O Saturn V (pronunciado "Saturn Five ', popularmente conhecido como o Foguete da lua) foi um multiestágio de combustível líquido prescindível foguete usado por NASA 's Apollo e Programas de Skylab desde 1967 até 1973. Em NASA total lançado treze foguetes Saturno V, sem perda de carga útil. Continua a ser o mais poderoso veículo de lançamento trazido nunca ao estado operacional, a partir de uma altura, peso e ponto de vista da carga útil. O russo Energia, que voou apenas duas missões de teste no final de 1980, teve um pouco mais empuxo de decolagem.

O maior modelo de produção do Família Saturn dos foguetes, o Saturn V foi projetado sob a direcção de Wernher von Braun no Marshall Space Flight Center em Huntsville, Alabama, com Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft Company, e IBM como os contratantes de chumbo. Os três estágios do Saturno V foram desenvolvidos por vários empreiteiros da NASA, mas seguindo uma sequência de fusões e aquisições todos eles são agora detidas pela Boeing.

Fundo

Em 1957, a União Soviética lançou o Sputnik 1 , o primeiro artificial por satélite. Lyndon B. Johnson -No tempo Líder da maioria no Senado e mais tarde Presidente -recalled sentindo "o profundo choque de perceber que poderia ser possível para outra nação para alcançar a superioridade tecnológica sobre este nosso grande país." O resultado Crise Sputnik continuou, e em 1961, quando o cosmonauta soviético Yuri Gagarin orbitou a Terra a bordo Vostok 1 durante o primeiro voos espaciais tripulados, muitas pessoas nos Estados Unidos sentiu os soviéticos haviam desenvolvido uma vantagem considerável na corrida espacial .

Em 25 de maio de 1961 , o presidente Kennedy anunciou que a América iria tentar pousar um homem na Lua até o final da década. Naquela época, a única experiência os Estados Unidos tinham com o voo espacial humano foi o vôo suborbital de 15 minutos de Alan Shepard a bordo Freedom 7. Nenhum foguete então disponível era capaz de impulsionar uma tripulado nave espacial para a Lua em uma única peça. O Saturno estava em desenvolvimento, mas não iria voar para seis meses. Embora maior do que outros foguetes contemporâneas, isso exigiria vários lançamentos para colocar todos os componentes de uma nave espacial em órbita lunar. O muito maior Saturn V não tinha sido projetado, apesar de sua poderosa F-1 motor já tinha sido desenvolvido e teste demitido.

Configuração Missão

Logo no início do processo de planejamento, a NASA considerou três ideias principais para a missão à Lua: Rendezvous Earth Orbit, Ascent directa, e Rendezvous Órbita Lunar (LOR). Uma configuração de ascensão direta iria lançar um foguete maior, que iria pousar diretamente sobre a superfície lunar, enquanto um encontro órbita da Terra lançaria dois menores nave espacial que combinam em órbita da Terra. Uma missão LOR envolveria um único foguete lançar uma única nave espacial, mas apenas uma pequena parte dessa nave espacial iria pousar na lua. Esse módulo de aterrissagem menor, então, encontrar com a nave principal, ea tripulação iria voltar para casa.

NASA no início demitido LOR como uma opção mais arriscada, uma vez que um encontro orbital tinha ainda a ser realizada na órbita da Terra, muito menos em órbita lunar. Vários oficiais da NASA, incluindo engenheiro Centro de Pesquisa Langley John Houbolt e administrador da NASA George Baixo, argumentou que a órbita lunar Rendezvous desde o pouso na lua mais simples, o veículo de lançamento mais custo-eficiente e, talvez mais importante, a melhor chance de realizar um pouso lunar dentro de uma década. Outros oficiais da NASA estavam convencidos, e LOR foi oficialmente selecionado como a configuração de missão para o programa Apollo em 07 de novembro de 1962.

Desenvolvimento

C-1 a C-4

Entre 1960 e 1962, a Marshall Space Flight Center (MSFC) foguetes projetados que poderiam ser usados para várias missões.

O C-1 foi desenvolvido para a Saturn I, e o foguete C-2 foi abandonado no início do processo de criação em favor do C-3, o qual se destina a usar dois F-1 motores em sua primeira fase, quatro Motores J-2 para a sua segunda fase, e numa fase S-IV, utilizando seis RL-10 motores.

NASA planejava usar o C-3 como parte do conceito Terra Orbit Rendezvous, com pelo menos quatro ou cinco lançamentos necessários para uma única missão, mas MSFC já estava planejando um foguete ainda maior, o C-4, que usaria quatro F -1 motores em sua primeira fase, uma alargada segunda etapa C-3, eo S-IVB, um palco com um único motor J-2, como sua terceira etapa. O C-4 precisaria de apenas dois lançamentos para realizar uma missão Orbit Rendezvous Terra.

C-5

Em 10 de janeiro de 1962 , a NASA anunciou planos para construir o C-5. O foguete de três estágios seria composto por cinco F-1 motores para a primeira fase, cinco J-2 motores para a segunda fase, e um único motor, adicional J-2 para a terceira fase. O C-5 foi projetado para a capacidade de carga útil superior necessário para uma missão lunar, e pode transportar até 41.000 kg em órbita lunar.

O C-5 iria sofrer testes de componentes, mesmo antes do primeiro modelo foi construído. Terceiro estágio do foguete seria utilizado como o segundo estágio para o C-IB, que iria servir para demonstrar prova de conceito e de viabilidade para o C-5, mas também fornecer dados de voo cruciais para o desenvolvimento contínuo do C-5 . Ao invés de passar por testes para cada componente principal, o C-5 seria testado de forma "all-up", o que significa que o primeiro vôo de teste do foguete iria incluir versões completas de todos os três estágios. Ao testar todos os componentes de uma só vez, muito menos voos de teste seriam necessários antes de um lançamento tripulado.

O C-5 foi confirmado como a escolha da NASA para o programa Apollo, no início de 1963, e foi dado um novo nome-do Saturno V.

Tecnologia

Tamanho e capacidade de carga enorme capacidade do Saturno V ofuscado todos os outros foguetes anteriores, que tinham voado com sucesso naquele tempo. Mais de 363 pés (110,6 m) de altura e 33 pés (10 m) (sem barbatanas) de diâmetro, com uma massa total de mais de três mil toneladas curtas e uma capacidade de carga útil de 260.000 libras (118.000 kg) para LEO, Comparativamente, a 364 pés, o Saturn V é apenas um pé mais curto do que a Catedral de St Paul em Londres, e só limpou as portas do VAB por 6 pés (1,82 m), quando desenrolado. Em contraste, o Redstone utilizado em Freedom 7, o primeiro voo espacial tripulado americano, foi ligeiramente inferior a 11 pés mais longo que o Estágio S-IVB, e menos poderoso do que o Foguetes de lançamento do sistema escape montado no módulo de comando da Apollo.

Saturn V foi projetado principalmente pelo Marshall Space Flight Center em Huntsville, Alabama, apesar de numerosos sistemas principais, incluindo propulsão, foram projetados por subcontratados. Ele usou o novo e poderoso F-1 e J-2 motores de foguete para a propulsão. Quando testado, estes motores quebrou as janelas de casas próximas. Designers decidiu no início para tentar usar o máximo de tecnologia do programa de Saturno I quanto possível. Como tal, o S-IVB terceira fase do Saturn V foi baseada na S-IV segundo estágio do Saturno I. A unidade de instrumento que controlava o Saturn V características com que transportados pelo I. Saturno compartilhada

Estágios

Saturn V diagrama

O Saturno V consistiu em três fases - a primeira fase S-IC, segunda fase S-II eo terceiro estágio S-IVB - ea unidade de instrumento. Todas as três fases usado oxigénio líquido (LOX) como um oxidante. A primeira etapa utilizadas RP-1 para o combustível, enquanto que a segunda e terceira fases usadas de hidrogénio líquido (LH2). Os estágios superiores também usou pequena de combustível sólido motores ullage que ajudou a separar as fases durante o lançamento, e para assegurar que os propulsores líquidos estavam em posição adequada para ser arrastado para as bombas.

S-IC primeira fase

A primeira etapa da Apollo 8 Saturn V que está sendo erguido no VAB em 1 de fevereiro de 1968

Os cinco motores de F-1 na parte traseira do foguete Saturn V, em exposição no Centro Espacial Kennedy

O S-IC foi construída por A Companhia Boeing no Facilidade Assembleia Michoud, New Orleans, onde o Nave Espacial Tanques externos são agora construídos. A maior parte de sua massa de mais de duas mil toneladas no lançamento foi propulsor, neste caso RP-1 combustível de foguete e oxigênio líquido oxidante. Ele foi de 138 pés (42 m) de altura e 33 pés (10 m) de diâmetro, e forneceu mais de 34 MN (7.640.000 £ força) de empuxo para obter o foguete durante os primeiros 61 km de subida. Os cinco F-1 motores foram arranjados em um padrão cruzado. O motor central foi fixada, enquanto os quatro motores externos poderia ser hidraulicamente virou ("Gimballed") para controlar o foguete. Em voo, o motor central foi desligado anteriormente de limitar a aceleração.

Segunda fase S-II

O S-II foi construído por North American Aviation em Seal Beach, Califórnia. Uso hidrogênio líquido e oxigênio líquido, que tinha cinco J-2 motores em um arranjo semelhante ao S-IC, utilizando também os motores externos de controle. O S-II era de 81 pés e 7 polegadas (24,9 m) de altura com um diâmetro de 33 pés (10 m), idêntico ao S-IC, e, assim, é maior a fase criogénico já construído. A segunda etapa acelerou o Saturn V através da atmosfera superior com 5,1 MN de impulso (no vácuo). Quando carregados, significativamente mais do que 90 por cento da massa da fase de propulsor foi, no entanto, o desenho ultra-leve levou a duas falhas no teste estrutural. Em vez de ter uma estrutura interdepósitos para separar os dois tanques de combustível, como foi feito no S-IC, o S-II utilizado um anteparo comum que foi construída a partir de ambos o topo do tanque de LOX e inferior do tanque de LH2. Ela consistia de duas alumínio folhas separadas por uma estrutura em favo de mel feita de resina fenólica. Este tinha para isolar contra a 70 ° C (125 ° F) diferença de temperatura entre os dois tanques. O uso de um anteparo comum salvou 3,6 toneladas em peso. Tal como o S-IC, o S-II foi transportado por via marítima.

S-IVB terceira fase

O S-IVB foi construído pelo Douglas Aircraft Company em Huntington Beach, Califórnia. Ele tinha um motor de J-2 e utilizado o mesmo combustível que a S-II. O S-IVB utilizada uma antepara comum para isolar os dois tanques. Ele foi de 58 pés e 7 polegadas (17,85 m) de altura com um diâmetro de 21 pés e 8 polegadas (6,60 m) e também foi concebido com eficiência elevada em massa, embora não tão agressiva como o S-II. Essa etapa foi utilizado duas vezes durante a missão: primeiro em um 2,5 min queimar para a inserção em órbita após a segunda fase de corte, e mais tarde para o injeção trans lunar (TLI) queimar, com duração de cerca de 6 mins. Duas unidades do sistema de propulsão auxiliar combustível líquido montados na extremidade posterior da fase foram utilizados para controlo de orientao durante o órbita de estacionamento e as fases lunares de trans-missão. Os dois apss também foram utilizados como motores de ullage para ajudar a resolver o combustível antes da queimadura injeção translunar.

O S-IVB foi a única fase do foguete Saturn V suficientemente pequenas para serem transportados pelo plano, neste caso, o Guppy. Para além do adaptador entre andares, nesta fase, é quase idêntica à segunda fase do Foguete Saturno IB.

Unidade do aparelho

A Unidade de Instrumento para o Apollo 4 Saturn V

A Unidade de Instrumento foi construído pela IBM e montou em cima da terceira fase. Foi construído no Centro de Sistemas Espaciais em Huntsville. Este computador controlado o funcionamento do foguete de apenas antes da decolagem até que o S-IVB foi descartado. Ele incluiu orientação e sistemas de telemetria para o foguete. Através da medição da aceleração e atitude do veículo, que pode calcular a posição e velocidade do foguete e corrigir qualquer desvio.

Faixa de segurança

No caso de um aborto exige a destruição do foguete, o oficial de segurança da escala seria remotamente desligar os motores e depois de alguns segundos enviar outro comando para as cargas explosivas em forma ligados às superfícies exteriores do foguete para detonar. Estes fariam cortes nos tanques de combustível e oxidante para dispersar o combustível de forma rápida e para minimizar a mistura. A pausa entre essas ações daria tempo para a tripulação escapar usando o Lançamento escapar Torre ou (nas fases posteriores do voo), o sistema de propulsão do módulo de serviço. Um terceiro comando, "seguro", foi utilizado após a fase de S-IVB alcançou a órbita para desactivar irreversivelmente o sistema de auto-destruição. O sistema também foi inativo desde que o foguete ainda estava na plataforma de lançamento.

Comparações

O F-1 motores do primeiro estágio S-IC anão seu criador, Wernher von Braun .

O Contraparte soviética do Saturn V foi o N-1 foguete. O Saturno V era mais alto, mais pesado, tinha mais impulso a decolagem, e maior carga útil, mas primeiro diâmetro fase do N-1 foi maior. O N1 teve quatro lançamentos de teste antes que o programa foi cancelado, cada um, resultando no veículo catastroficamente falhando no início do voo. A primeira fase de Saturno V utilizados cinco motores potentes, em vez dos 30 motores menores do N-1, necessárias como os soviéticos não tinham desenvolvido motores poderosos semelhante naquele momento. Durante dois lançamentos, Apollo 6 e Apollo 13, o Saturn V foi capaz de se recuperar de incidentes de perda do motor. O N-1 da mesma forma foi projetado para compensar falhas de motor, mas o sistema nunca salvou com sucesso um lançamento de fracasso. No geral, o principal motivo para falhas N-1 do parece ser feita com base em falta de tudo-up testes da primeira fase, por sua vez, devido ao financiamento insuficiente.

Saturn V desempenho impulso primeira fase durante Apollo 15 lançamento. 7823000 libras (34,8 MN) impulso a decolagem.

Os três estágios Saturn V teve um impulso de pico de pelo menos 34,02 MN (SA-510 e seguintes) e uma capacidade de elevação de 118 mil kg de LEO. O SA-510 missão (Apollo 15) teve um impulso decolagem de £ 7.823.000 (34,8 MN). A missão SA-513 (Skylab) teve um pouco maior impulso a decolagem de £ 7.891.000 (35,1 MN). Nenhum outro veículo de lançamento operacional já superou o Saturn V na altura, peso ou carga útil. Se os dois Russo Lançamentos de teste Energia são contados como operacional, teve o mesmo impulso decolagem como SA-513, 35,1 MN.

Versões futuras hipotéticas do Soviete Energia teria sido significativamente mais poderoso do que o Saturno V, entregando 46 MN da impulsão e capaz de entregar até 175 toneladas métricas para LEO na configuração "Vulkan". Versões uprated planejados do Saturno V, utilizando motores de F-1A teria cerca de 18 por cento mais impulso e 137.250 kg (£ 302.580) de carga útil. NASA contemplou a construção de maiores membros da família Saturn, como o Saturn C-8, e também foguetes não relacionados, tais como a Nova, mas estes nunca foram produzidos.

O Space Shuttle gera um impulso de pico de 30,1 MN, e capacidade de carga útil para LEO (excl. Próprio Shuttle Orbiter) é 28.800 kg, o que é cerca de 25 por cento da carga útil do Saturno V. Se o próprio Shuttle Orbiter é contado como carga útil, este seria de cerca de 112,000 kg (£ 248,000). Uma comparação equivalente seria a massa orbital total de terceira fase Saturn V S-IVB na Apollo 15, que foi 140.976 kg (£ 310.800).

Alguns outros lançadores recentes têm uma pequena fração da capacidade de carga útil do Saturno V: o Europeu Ariane 5 com as versões mais recentes Ariane 5 ECA oferece até 10.000 kg de órbita de transferência geoestacionária (GTO). Os EUA Delta 4 pesado, que lançou um satélite em manequim 21 de dezembro de 2004 , tem uma capacidade de 13.100 kg órbita de transferência geoestacionária para. O Atlas do foguete V (usando motores com base em um projeto russo) oferece até 25.000 kg a LEO e 13.605 kg para GTO.

S-IC empurrou comparações

Devido ao seu tamanho grande, a atenção é focada no frequentemente S-IC empurrou e como isso se compara com outras grandes foguetes. No entanto, vários fatores fazem tais comparações mais complexo do que aparece primeiro:

• Números de impulso comumente referenciados são uma especificação, e não uma medição real. Estágios individuais e motores pode ficar aquém ou exceder a especificação, por vezes de forma significativa.
• O Especificação impulso F-1 foi uprated começando com Apollo 15 (SA-510) a partir de 1,5 milhões lbf (6,67 MN) para 1.522.000 lbf (6,77 MN), ou 7.610.000 lbf (33,85 MN) para a fase S-IC. Quanto maior impulso foi conseguida através de uma reformulação dos orifícios de injector e uma taxa de fluxo de massa propulsor ligeiramente superior. No entanto, comparando o número especificado para o esforço medido real de 7.823.000 lbf (34,8 MN) em Apollo 15 mostra uma diferença significativa.
• Não há nenhuma maneira "balança de banheiro" para medir diretamente a pressão de um foguete em vôo. Em vez de um cálculo matemático é feito de pressão da câmara de combustão, turbopump velocidade, densidade do propulsor calculado ea taxa de fluxo, design bocal, e as condições atmosféricas, em especial pressão, externa.
• Thrust varia muito, com pressão externa e, portanto, com a altitude, mesmo para um motor não-estrangulado. Por exemplo na Apollo 15, o impulso decolagem total calculado (baseado em medições reais) era de cerca de 7.823.000 lbf (34,8 MN), que aumentou para 9.180.000 lbf (40,8 MN) em t + 135 segundo, pouco antes de corte motor central (CECO ), altura em que o jacto era fortemente underexpanded.
• Especificações de impulso muitas vezes são dadas como impulso de vácuo (para estágios superiores) ou impulso do nível do mar (para estágios mais baixos ou boosters), às vezes sem qualificação que um. Isto pode levar a comparações incorrectas.
• Especificações de impulso muitas vezes são dadas como esforço médio ou impulso de pico, às vezes sem qualificação que um. Mesmo para um motor não-estrangulado em uma altitude fixa, o impulso muitas vezes pode variar um pouco ao longo do período de queima devido a vários fatores. Estas incluem modificações intencionais ou não razão de mistura, densidade do propulsor ligeiras alterações ao longo do período de disparo, e as variações dos turbo, bocal e o desempenho do injector durante o período de queima.

Sem conhecer a técnica de medição exata e método matemático usado para determinar impulso para cada foguete diferente, as comparações são muitas vezes inexata. Como mostra acima, o impulso especificado frequentemente difere significativamente do impulso voo real calculado a partir de medições diretas. O impulso declarou em várias referências muitas vezes não é devidamente qualificado como para aspirar vs nível do mar, ou pico vs esforço médio.

Da mesma forma, os aumentos de carga útil são muitas vezes alcançados em missões posteriores independentes de propulsão do motor. Este é, de redução de peso ou reformulação trajetória.

O resultado é que não há valor absoluto único para a propulsão do motor, fase impulso ou a carga útil do veículo. Há valores especificados e os valores de voo reais, e várias formas de medir e decorrentes desses valores voo reais.

O desempenho de cada lançamento Saturn V foi extensivamente analisados e um Relatório de Avaliação de Lançamento produzido para cada missão, incluindo um gráfico impulso / tempo para cada etapa veículo em cada missão.

Montagem

O Apollo 10 Saturn V durante rollout

Após a construção de uma etapa foi concluída, ele foi enviado para o Centro Espacial Kennedy. As duas primeiras fases eram tão grandes que a única maneira de transportá-los foi por barcaça. O S-IC construídos em Nova Orleans foi transportado para baixo o rio Mississippi para o Golfo do México . Depois de arredondamento Florida , foi então transportado até o Intra-Costeira Hidrovia ao Vertical Assembly Building (agora chamado o Edifício de Montagem de Veículos). O S-II foi construído em Califórnia e assim viajou através do Canal do Panamá . A terceira fase e Unidade instrumento poderia ser realizado pela Aero Spacelines Grávida Guppy e Super Guppy.

Na chegada ao Vertical Assembly Building, cada etapa foi verificado em uma posição horizontal antes de ser movido para uma posição vertical. NASA também construído grandes estruturas em forma de bobina que pode ser usado no lugar de estágios se uma fase particular era tarde. Estas bobinas tinha a mesma altura e massa e continha as mesmas conexões eléctricas como os estágios reais.

NASA decidiu usar uma torre de lançamento móvel, ou " crawler ", construído por Marion pá de poder de Ohio. Isto significava que o foguete foi construído na plataforma de lançamento no VAB e, em seguida, toda a estrutura foi transferida para o local de lançamento pelo rastreador, que ainda hoje é utilizado pelo programa Space Shuttle. Ele roda em quatro passos monitorados de casal, cada um com 57 'sapatos'. Cada sapato pesa 900 kg (2.000 lb). Este transportador tinha que manter o nível de foguetes como ele viajou os três milhas (cinco quilômetros) para o local de lançamento.

Seqüência de lançamento missão Lunar

O Saturno V levou o Apollo astronautas à Lua. Todas as missões Saturn V lançados do complexo de lançamento 39, no John F. Kennedy Space Center. Após o foguete limpou a torre de lançamento, controle de missão transferido para o Centro Espacial Johnson, em Houston, Texas .

Uma missão de média usou o foguete para um total de apenas 20 minutos. Embora Apollo 6 e Apollo 13 experientes falhas de motor, os computadores de bordo foram capazes de compensar pela queima dos motores restantes mais tempo, e nenhum dos Apollo lança resultou em uma perda de carga útil.

Sequência S-IC

A condensação nuvem é visto degola para a Apollo 11 Saturn V veículo de lançamento, uma vez que trabalha o seu caminho até a densa atmosfera, menor. Veja: Max Q.

A primeira etapa queimado durante 2,5 minutos, o levantamento do foguete a uma altitude de 42 milhas (68 km) e uma velocidade de 6164 mph (9921 kmh) e queima de 2 milhões kg de propelente.

Em 8,9 segundos antes do lançamento, a primeira seqüência de ignição fase começou. O motor de centro inflamado em primeiro lugar, seguido por pares opostos de popa, às vezes stagger 300 milissegundos para reduzir as cargas estruturais no foguete. O momento de impulso completo tinha sido confirmado pelos computadores de bordo, o foguete foi 'soft-lançado' em duas etapas: na primeira, os braços de sujeição lançou o foguete, e segundo, como o foguete começou a acelerar para cima, foi retido um pouco por pinos metálicos cônicos sendo puxado através de buracos. Este último durou meio segundo. Uma vez que o foguete tinha tirado, ele não poderia se contentar com segurança de volta para baixo para o teclado se os motores falhou.

Demorou cerca de 12 segundos para o foguete para limpar a torre. Como ele se mudou após a torre, o foguete guinou longe para garantir espaço adequado em caso de ventos adversos. A uma altitude de 430 pés (130 metros) o foguete começou a rolar e, em seguida, lançar para o azimute correto. Desde o lançamento até 38 segundo após segundo ignição fase, o Saturn V voaria um programa pré-programado campo tendenciosa para os ventos predominantes durante o mês de lançamento. Os quatro motores fora de borda também inclinada para longe do centro da cidade, de modo que, se um motor tinha fechado mais cedo, o impulso dos motores restantes teria sido no sentido do foguete centro de gravidade . O Saturno V rapidamente acelerou, atingindo 1.600 pés / s. (500 m / s) em 1+ milhas (2 km) de altitude. Grande parte da porção inicial do voo foi gasto ganhando altitude, com a velocidade necessária vindo mais tarde.

Em cerca de 80 segundos, o foguete chegou ao ponto de o voo com a pressão dinâmica máxima, conhecido como Max Q. A pressão dinâmica em um foguete varia conjuntamente, conforme o densidade do ar ao redor do foguete eo quadrado da velocidade. Embora a velocidade está aumentando à medida que o foguete fica maior, a densidade do ar para além Max Q está a diminuir rapidamente de modo que a pressão dinâmica é efectivamente reduzida.

No 135,5 segundo, o centro motor seria desligado para reduzir as cargas de aceleração no foguete, uma vez que se tornou mais leve foi usada como combustível. O motor de F-1 não poderia acelerador para baixo assim que este era o método mais fácil. A tripulação também experimentou seu maior aceleração, 4 g (129 pés / s²; 39 m / s²), apenas antes da primeira fase cortada. Os outros motores continuou a queimar até que o oxidante ou combustível foi esvaziado como medida por sensores nas assembleias de sucção. A primeira etapa separados 600 milissegundos após o corte do motor. Isso foi feito com a ajuda dos oito pequenos motores de separação de combustível sólido e ocorreu a uma altitude de cerca de 38 milhas (62 km). A primeira fase continuaram a uma altitude de 68 milhas (110 quilômetros), em seguida, caiu no Oceano Atlântico a cerca de 350 milhas (560 quilômetros) da plataforma de lançamento.

Sequência S-II

Ainda a partir de filmagens de Interstage Apollo 6 's apostasia (NASA)

Após a seqüência S-IC, o segundo estágio S-II queimado durante 6 minutos e impulsionou a embarcação a 109 milhas (176 km) e 15,647 mph (25,182 km / h - 7,00 km / s), aproximando-a velocidade orbital.

A segunda fase tinha um processo de ignição de duas partes, que variou ao longo da duração do programa. Na primeira parte para os dois primeiros lançamentos não tripulados, oito de combustível sólido motores ullage inflamado durante quatro segundos para dar aceleração positiva, seguido pelos cinco J-2 motores. Durante os primeiros sete missões Apollo tripuladas foram utilizados apenas quatro motores margem de vazio, e eles foram eliminados completamente para cada um dos quatro finais. Na segunda parte, cerca de 30 segundos após a primeira fase separada, a interfase ré separada da segunda fase. Esta foi uma manobra controlada com precisão como o interstage não poderia ser permitido tocar os motores e tinha uma folga de apenas um metro. Ao mesmo tempo que a interfase separadas, a Lançamento de escape do sistema foi descartado. Ver Apollo abortar modos para obter mais informações sobre os vários modos de abortagem que poderiam ter sido utilizados durante um lançamento.

Apollo 6 interstage

Cerca de 38 segundos após a ignição segunda fase, a orientação do Saturn V controle mudou de uma rotina passo pré-programado para o Modo de Orientação iterativo, controlado pela Unidade de Instrumento, baseado em acelerômetros e sensores de altitude. Se a Unidade de Instrumento levou o foguete fora permitido limita a tripulação poderia ou abortar ou assumir o controle do foguete usando um dos controladores de rotação de mão na cápsula.

Cerca de 90 segundos antes da segunda fase de corte, o motor central desligado para reduzir longitudinal oscilações de pogo. Um supressor de pogo, primeiro voou na Apollo 14, parou este movimento, mas o motor central ainda foi desligado cedo para limitar a aceleração Forças G. Por esta altura, a diminuição da taxa de fluxo de LOX, mudando a relação de mistura dos dois gases propulsores, assegurando que não seria tão pouco quanto possível propulsor deixou nos tanques no final da segunda fase de voo. Isso foi feito em um predeterminado delta-v.

Havia cinco sensores no fundo de cada tanque do S-II. Quando dois destes foram descobertos, a Unidade de Instrumento iria iniciar a seqüência de teste. Um segundo depois a segunda etapa cortado se separou e um décimo de segundo mais tarde a terceira fase inflamado. Combustível sólido retro-foguetes montados na interfase, na parte superior da fase disparado para ajudar a recuar no segundo estágio empobrecido a partir do resto da pilha. O S-II impactado cerca de 4200 km do local de lançamento.

Sequência S-IVB

A terceira etapa queimado por mais 2,5 minutos, aumentando a velocidade de 17,450 mph (28,083 km / h), cerca de 12 minutos após o lançamento. Para outros que não as missões órbita baixa da Terra, o terceiro estágio permaneceu ligado enquanto a nave espacial orbitou a Terra duas vezes e meia em um estacionamento órbita enquanto astronautas e controladores da missão examinou a nave espacial e foguetes para se certificar que tudo funcionava nominalmente.

Ao contrário da separação anterior, não havia separação em duas fases. A interfase entre as segunda e terceira fases permaneceu ligado à segunda fase (apesar de ter sido construído como parte da terceira fase).

A fase S-IVB do Voo Apollo 7 em órbita da Terra. Embora Apollo 7 utilizado um reforço Saturn IB, o estágio S-IVB foi usada em ambos o Saturn IB e Saturno V. Nos voos Saturn V as quatro naves espaciais / LM painéis adaptador seria alijado para permitir o acesso ao Módulo Lunar

Em 10 minutos e 30 segundos para o lançamento, o Saturn V foi de 164 km de altitude e 1700 km downrange do local de lançamento. Após cerca de cinco minutos a mais de queima, o foguete cortado. Nas primeiras missões Apollo, a sonda foi colocada em uma "órbita de estacionamento" temporário de cerca de 180 km por 165 km. Isto é bastante baixa para os padrões órbita da Terra e não teria permanecido estável durante muito tempo devido à interação entre a nave ea atmosfera da Terra. Para os três lances finais da Apollo, a órbita de estacionamento temporário foi ainda menor (aproximadamente 150 km), para permitir uma maior capacidade de carga útil lunar para estas missões. Para as duas missões de órbita da Terra do Saturno V, Apollo 9 e Skylab, as órbitas foram maiores, mais típico de missões orbitais tripuladas. Os próximos órbitas dois anos e meio foram gastos verificar os sistemas da espaçonave e preparar a nave espacial para Injeção Trans Lunar (TLI).

TLI veio cerca de duas horas e meia após o lançamento, quando a terceira fase reacendeu para impulsionar a nave espacial para a Lua. O S-IVB queimado por quase seis minutos, para que a velocidade total nave espacial no corte foi próximo aos 11,2 km / s (40,320 km / h; 25,053 mph) a velocidade de escape. Isto resultou em uma transferência eficiente de energia de tal forma que a gravidade da Lua ajudaria a chegar ao alvo, também resultando em menor consumo de combustível para a inserção na órbita lunar.

Um par de horas depois de TLI o Apollo Módulo de Serviço de Comando (CSM) separada da terceira fase, virou 180 graus, e atracou com o Módulo Lunar (LM) que montou abaixo do CSM durante o lançamento. O CSM LM e, em seguida, separado da terceira fase.

Se fosse para permanecer na mesma trajectória como a sonda, o impulsionador poderiam apresentar um risco mais tarde na missão, de modo que o propulsor restante nos tanques foi ventilado para fora do motor, alterando a sua trajectória. Por estágios de terceiros Apollo 13 em diante, os controladores dirigiu ao impacto da Lua. Sismógrafos deixados por missões anteriores detectados os impactos e as informações ajudaram a mapear o interior da Lua. Antes disso, os estágios (exceto Apollo 9) foram direcionados para um sobrevôo da Lua projetada para usar a gravidade lunar como uma estilingue gravitacional em órbitas solares. Apollo 9 's S-IVB foi colocado diretamente em uma órbita solar.

Em 3 de setembro de 2002 , Bill Yeung descobriu um suposto asteróide , que foi dada a designação descoberta J002E3. Ele parecia estar em órbita ao redor da Terra, e logo foi descoberto a partir da análise espectral para ser coberto em branco pintura dióxido de titânio, a mesma tinta utilizada para o Saturn V. Cálculo dos parâmetros orbitais identificado o asteróide aparente como sendo o Apollo 12 estágio S-IVB. Os controladores da missão tinha planejado para enviar S-IVB da Apollo 12 em órbita solar, mas a queimadura após a separação da nave espacial Apollo durou muito tempo, e, portanto, não passar perto o suficiente para a Lua, mantendo-se em uma órbita quase-estável ao redor da Terra e da Lua. Em 1971, através de uma série de perturbações gravitacionais, acredita-se ter entrado em uma órbita solar e, em seguida, voltou para o fracamente capturado órbita da Terra 31 anos depois. Ele deixou a órbita da Terra novamente em Junho de 2003.

Skylab

O último lançamento Saturno V levou a estação espacial Skylab para órbita baixa da Terra no lugar da terceira fase.

Em 1968, o Apollo Program Applications foi criado para olhar para as missões científicas que poderiam ser realizadas com o hardware Apollo excedente. Grande parte do planejamento centrado na idéia de uma estação espacial, que eventualmente deu origem a Programa Skylab. Skylab foi lançada usando um de dois estágios Saturn V, às vezes chamado de Saturno INT-21 ,. Ele foi o único lançamento não directamente relacionadas com o programa lunar Apollo pouso.

Originalmente foi planejado para utilizar um " oficina molhado "conceito, com um estágio de foguete sendo lançado em órbita por um1B Saturn e seu gasto S-IVB equipado no espaço, mas este foi abandonado para o 'conceito de workshop seco: Um estágio S-IVB de um Saturn IB foi convertido em uma estação espacial no chão e lançou em um Saturn V. Um backup, construído a partir de uma terceira fase Saturn V, está agora em exposição no National Air and Space Museum.

Três tripulações viveu a bordo do Skylab25 de maio de1973a8 de fevereiro de1974, com Skylab permanecendo em órbita até11 de julho de1979.

Foi originalmente esperava que Skylab ficaria em órbita por tempo suficiente para ser visitado pelo ônibus espacial durante seus primeiros vôos. O Shuttle poderia ter levantado a órbita de Skylab, e permitiu que ele seja usado como uma base para estações espaciais futuras. No entanto, a Shuttle não voar até 1981, e agora é realizado em retrospecto que Skylab teria sido de pouco uso, como ele não foi projetado para ser reformado e reabastecida com suprimentos.

Proposta desenvolvimentos pós-Apollo

O (cancelado) segundo ciclo de produção de Saturno Vs muito provavelmente teria usado o motor F-1A em sua primeira etapa, proporcionando um aumento de desempenho substancial. Outros prováveis ​​alterações teria sido a remoção das barbatanas (que acabou por fornecer pouco benefício quando comparado com o seu peso); um primeiro S-IC estágio esticado para apoiar o mais poderoso F-1Como; e uprated J-2s para os estágios superiores.

Um certo número de veículos de Saturno alternativos foram propostos com base no Saturn V, que vão desde oSaturn INT-20 com umestágio S-IVB e interstage montado diretamente em umestágio S-IC, até oSaturn V-23 (L), o que não só têm cinco F-1 motores na primeira fase, mas também quatro boosters com dois motores de F-1 cada: dando um total de treze F-1 motores que queimem no lançamento.

O Space Shuttle foi inicialmente concebido como um transporte de carga a ser utilizado em conjunto com o Saturno V, até o ponto que uma " Saturn-Shuttle ", usando o veículo orbital atual e tanque externo, mas com o reservatório montado em uma modificada, mosca -back versão do S-IC, seriam usados ​​para alimentar o Shuttle durante os primeiros dois minutos de voo, após o que o S-IC seria descartado (que seria, então voar de volta para KSC para remodelação) e os motores principais do vaivém espacial seria então o fogo e coloque a sonda em órbita. O Shuttle iria lidar com estação espacial logística, enquanto Saturno V iria lançar componentes. A falta de um segundo Saturn V produção run matou este plano e deixou os Estados Unidos sem um reforço de heavy-lift. Alguns na comunidade espacial dos EUA têm vindo a lamentar esta situação, como a produção continuou teria permitido a Estação Espacial Internacional , usando um Skylab ou Mir configuração com dois portos dos EUA e de ancoragem russo, ter sido levantada com apenas um punhado de lançamentos, com o conceito de "Saturno Shuttle" possivelmente eliminando as condições que causaram o Challenger de Desastres em 1986.

O Saturno V teria sido o veículo de lançamento privilegiada para os cancelados Voyagersondas de Marte, e era para ter sido o veículo de lançamento para o estágio de foguete nuclearprograma de teste RIFT e mais tardeNERVA.

Sucessores

Propostas dos EUA para um foguete maior do que o Saturno V a partir do final dos anos 1950 até o início de 1980 foram, geralmente chamados Nova. Mais de trinta grandes propostas diferentes foguete levou o nome Nova.

Wernher von Braun e outros também tinha planos para um foguete que teria caracterizado oito F-1 motores em sua primeira fase, permitindo-lhe lançar uma nave espacial tripulada em um voo ascensão direta à Lua. Outros planos para o Saturn V chamados para usar um centauro como um estágio superior ou adicionar reforços strap-on. Esses aprimoramentos teria aumentado a sua capacidade de enviar grande nave espacial não tripulada para os exteriores planetas ou nave espacial tripulada a Marte .

A partir de 2006, a NASA planeja construir o heavy-lift Ares V, um Shuttle Launch Vehicle Derivado apenas cinco pés mais curto do que o Saturno V, mas pode levantar a mesma quantidade de peso (~ 125-130 T) como o seu antecessor. O lançador tem sido apontado como uma homenagem ao Saturn V. Pretende-se como um veículo pesado de elevador não tripuladas, como a do INT-21 de configuração / Skylab Saturno, mas ao contrário do Saturn INT-21, o Ares V será utilizado para apoiar tanto os futuros pousos lunares tripulados e até mesmo futuras missões tripuladas a Marte em 2030.

O Saturno V utilizados três fases a combustível líquido, a primeira queima de oxigênio líquido e querosene, e os dois superiores queima hidrogênio líquido e oxigênio. Em contrapartida, o Ares V usará duas etapas de hidrogênio / oxigênio combustível líquido, e para os primeiros dois minutos de vôo motorizado, dois modificado Space Shuttle foguetes de combustível sólido. O palco central será alimentado por cinco modificados RS-68 motores de foguete no mesmo padrão cruzado que o utilizado nas fases S-IC e S-II. Projeto inicial Ares V utilizados cinco Space Shuttle motores principais, mas o RS-68 foi adotado mais tarde com base em custos mais baixos, e seu uso vôo bem sucedido no não tripulado Delta IV sistema de lançamento EELV, além de ser mais potente e mais fácil de construir do que o seu SSME contraparte.

O RS-68 motores, construído pela Divisão de Rocketdyne da Pratt and Whitney (anteriormente sob as posses de Boeing e Rockwell International) produzem menos de metade do impulso por motor, como motores de F-1 do Saturno V, mas são mais eficientes e pode ser estrangulado cima ou para baixo. O motor de J-2 utilizado no S-S-II e IV B será modificado para dentro do motor J-2X melhorado para utilização na Fase Terra de partida (EDS), e na segunda fase do projecto de Ares I. Tanto o EDS ea segunda etapa Ares eu iria usar um único motor J-2X, embora a EDS foi originalmente projetado para usar dois motores até o redesenho empregando os cinco RS-68s no lugar dos cinco SSMEs.

Custo

De 1964 até 1973, um total de US $ 6,5 bilhões foram destinados para o Saturn V, com o ser no máximo em 1966, com US $ 1,2 bilhão. Permitindo a inflação isto é equivalente a cerca de US $ 32-45000000000 em dinheiro de 2007. Isto trabalha para fora a um custo amortizado de US $ 2,4-3500000000 por lançamento.

Uma das principais razões para o cancelamento do programa Apollo foi o custo. Em 1966, a NASA recebeu seu maior orçamento de US $ 4,5 bilhões, cerca de 0,5 por cento do PIB dos Estados Unidos naquela época.

Veículos Saturn V e lançamentos

O Saturno V lançou dia ou da noite, em condições de mau tempo ou justo, no momento adequado para chegar ao seu destino, como mostrado neste montagem de todos os lançamentos.

Atualmente, existem três Vs Saturno em display:

A Saturn V em exposição no US Space & Rocket no Centro deHuntsville, Alabama antes de sua mudança para a exposição interna no Centro de Davidson para a Exploração Espacial.

• No Johnson Space Center composta de primeiro estágio de SA-514, a segunda etapa do SA-515 e da terceira fase do SA-513.
• No Centro Espacial Kennedy composta de S-IC-T (fase de teste) e as segunda e terceira fases de SA-514.
• No US Space & Rocket Center, constituído por S-IC-D, S-II-F / D e S-IVB-D (todas as fases do teste não significava para o vôo real) (exibido no Centro de Davidson para a Exploração Espacial).

Destes três, somente o um no Centro Espacial Johnson consiste inteiramente de estágios destinado a ser lançado. O Space Centre & foguete norte-americano em Huntsville também tem em exposição uma ereto modelo em escala completa do Saturno V. Além disso, a fase S-IC de SA-515 reside em exibição na unidade de montagem de Michoud em New Orleans, Louisiana. O estágio S-IVB do SA-515 foi convertido para o uso como um backup para Skylab. O backup Skylab está agora em exposição no Museu Aéreo e Espacial Nacional, em Washington, DC .

Os planos ou outros planos para o Saturn V ainda existem emmicrofilme noMarshall Space Flight Center.