Saturn V

Saturn V

La première Saturn V, AS-501, avant le lancement de Apollo 4
Fonction	Habités LEO et lunaire véhicule de lancement
Fabricant	Boeing ( S-IC) Nord Américain ( S-II) Douglas ( S-IVB)
Pays d'origine	États Unis
Taille
Hauteur	110,6 m (363 ft)
Diamètre	10,1 m (33 pi)
Masse	3.038.500 kg (6.699.000 kg)
Étapes	3
Capacité
Payload LEO	118000 kg (£ 260 000)
Payload Orbite lunaire	47000 kg (£ 100 000)
Roquettes associés
Famille	Saturne
Dérivés	Saturn INT-21
Comparable	N1 fusée
l'histoire de lancement
Statut	Retraité
les sites de lancement	LC-39, Centre spatial Kennedy
Total des lancements	13 (y compris INT-21)
Réussites	13 (voir note)
Défaillances	0
Échecs partiels	2 (voir Apollo 6 et Apollo 13)
Premier vol	9 novembre 1967 ( SA-501)
Dernier vol	6 décembre 1972 ( 14 mai 1973 - INT-21)
Première Étape - S-IC
Moteurs	5 Rocketdyne F-1
Poussée	34.02 MN (7648000 lb f)
Durée de combustion	150 secondes
Carburant	RP-1 / LOX
Deuxième étape - S-II
Moteurs	5 Rocketdyne J-2
Poussée	5 MN (£ 1000000 f)
Durée de combustion	360 secondes
Carburant	LH2 / LOX
Troisième étape - S-IVB
Moteurs	1 Rocketdyne J-2
Poussée	1 MN (£ 225 000 f)
Durée de combustion	165 + 335 secondes (2 brûlures)
Carburant	LH2 / LOX

La Saturn V (prononcé 'Saturne Five », populairement connu comme le Rocket de lune) était un à plusieurs étages à combustible liquide consommable fusée utilisée par la NASA s ' Apollon et Skylab programmes de 1967 à 1973. Au total NASA lancé treize fusées Saturn V sans perte de charge utile. Il reste lanceur le plus puissant jamais en état de fonctionnement, d'une hauteur, le poids et charge utile point de vue. Le Russe Energia, qui a volé seulement deux missions d'essai à la fin des années 1980, avait un peu plus poussée au décollage.

Le plus grand modèle de la production Saturn famille de fusées, la Saturn V a été conçu sous la direction de Wernher von Braun à la Marshall Space Flight Centre de Huntsville, Alabama, avec Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft Company, et IBM que les maîtres d'œuvre. Les trois étapes de la Saturn V ont été élaborées par divers entrepreneurs de la NASA, mais après une séquence de fusions et acquisitions tous sont maintenant la propriété de Boeing.

Fond

En 1957, l' Union soviétique a lancé Spoutnik 1 , le premier artificielle satellite. Lyndon B. Johnson -Au moment Chef de la majorité du Sénat et plus tard président -recalled sentir "le choc profond de se rendre compte qu'il pourrait être possible pour une autre nation pour atteindre la supériorité technologique sur ce grand pays qui est le nôtre." La résultante Sputnik crise a continué, et en 1961, quand le cosmonaute soviétique Youri Gagarine en orbite autour de la Terre à bord Vostok 1 lors de la première vols habités, beaucoup de gens aux États-Unis estimaient que les Soviétiques avaient développé une avance considérable dans la course à l'espace .

Sur 25 mai 1961 , le président Kennedy a annoncé que l'Amérique allait tenter d'atterrir un homme sur la Lune d'ici la fin de la décennie. A cette époque, la seule expérience des États-Unis a eu avec les vols habités était le 15-minute de vol suborbital Alan Shepard à bord Liberté 7. Aucune fusée alors disponible était capable de propulser un aéronef avec équipage engin spatial vers la Lune en un seul morceau. Le Saturn I était en développement, mais ne serait pas voler pendant six mois. Bien plus grande que les autres fusées contemporaines, il faudrait plusieurs lancements de placer tous les composants d'un engin spatial en orbite lunaire. La beaucoup plus grande Saturn V ne avait pas été conçu, bien que sa puissante F-1 moteur avait déjà été mis au point et tir d'essai.

configuration de Mission

Au début du processus de planification, la NASA a examiné trois idées forces de la mission de la lune: Orbit Rendezvous de la Terre, Montée directe, et Rendez-vous de l'orbite lunaire (LOR). Une configuration de remontée directe serait lancer une fusée plus grande qui atterrir directement sur la surface lunaire, tandis que l'orbite de la Terre rendez-vous allait lancer deux satellites plus petits qui combinerait en orbite terrestre. Une mission de LOR impliquerait un seul lancement de roquettes d'un seul vaisseau, mais seulement une petite partie de ce vaisseau spatial atterrir sur la lune. Ce module d'atterrissage plus petit serait alors rendez-vous avec la sonde principale, et l'équipage revenait à la maison.

NASA abord rejeté LOR comme une option plus risquée, étant donné qu'une rendez-vous orbitaux avait pas encore été effectuée en orbite terrestre, beaucoup moins en orbite lunaire. Plusieurs responsables de la NASA, y compris ingénieur Centre de recherche Langley John Houbolt et administrateur de la NASA George Low, a fait valoir qu'une Rendez-vous en orbite lunaire fourni l'atterrissage sur la lune la plus simple, véhicule de lancement le plus rentable et, peut-être surtout, la meilleure chance de réaliser un atterrissage lunaire au sein de la décennie. Autres responsables de la NASA étaient convaincus, et LOR a été officiellement sélectionné comme configuration de mission pour le programme Apollo sur 7 Novembre 1962.

Développement

C-1 à C-4

Entre 1960 et 1962, le Marshall Space Flight Centre (MSFC) Les roquettes conçus qui pourraient être utilisés pour diverses missions.

Le C-1 a été développé dans le Saturn I, et le C-2 fusée a été abandonné au début du processus de conception en faveur de la C-3, qui visait à utiliser deux F-1 moteurs sur sa première étape, quatre J-2 moteurs pour la deuxième étape, et une étape S-IV, en utilisant six RL-10 moteurs.

NASA prévu d'utiliser le C-3 dans le cadre de l'orbite terrestre notion Rendezvous, avec au moins quatre ou cinq lancements nécessaires pour une seule mission, mais MSFC prévoyait déjà une fusée encore plus grand, le C-4, qui utiliserait quatre F -1 moteurs sur sa première étape, un élargie C-3 deuxième étape, et S-IVB, un stade avec un seul moteur J-2, comme troisième étape. Le C-4 ne aurait besoin que de deux lancements à effectuer une mission Orbit Rendezvous de la Terre.

C-5

Sur 10 janvier 1962 , la NASA a annoncé des plans pour construire le C-5. La fusée à trois étages se compose de cinq moteurs F-1 pour la première étape, cinq J-2 moteurs pour la deuxième étape, et un seul moteur, plus J-2 pour la troisième étape. Le C-5 a été conçu pour la capacité de charge utile plus élevée nécessaire pour une mission lunaire, et pouvait transporter jusqu'à 41000 kg en orbite lunaire.

Le C-5 subir un test de composant avant même le premier modèle a été construit. Troisième étape de la fusée serait utilisé comme la deuxième étape pour le C-IB, qui servirait à la fois de faire la preuve du concept et de faisabilité pour la C-5, mais également de fournir des données de vol critiques à poursuivre le développement de la C-5 . Plutôt que de subir des tests pour chaque composante majeure, le C-5 serait testé dans un mode «tout-up", ce qui signifie que le premier vol de la fusée d'essai comprendra les versions complètes de tous les trois étapes. En testant tous les composants à la fois, beaucoup moins de vols d'essai seraient nécessaires avant un lancement habité.

Le C-5 a été confirmé que le choix de la NASA pour le programme Apollo au début de 1963, et a reçu un nouveau nom-la Saturn V.

Technologie

Énorme capacité de taille et le contenu de la Saturn V éclipsé tous les autres roquettes antérieures qui avaient volé avec succès à l'époque. Plus de 363 pieds (110,6 m) de haut et 33 pieds (10 m) (sans ailettes) de diamètre, avec une masse totale de plus de trois mille tonnes courtes et une capacité de charge utile de £ 260 000 (118000 kg) pour LEO, comparativement, à 364 pieds, la Saturn V est juste un pied plus court que la cathédrale St Paul à Londres, et seulement effacé les portes de la VAB par 6 pieds (1,82 m) lorsque déployé. En revanche, la Redstone utilisé sur Freedom 7, le premier vol spatial habité américain, était un peu moins de 11 pieds de plus que la Étage S-IVB, et moins puissant que le fusées Tour de sauvetage monté sur le module de commande Apollo.

Saturn V a été principalement conçu par le Marshall Space Flight Centre de Huntsville, Alabama, bien que de nombreux systèmes principaux, y compris la propulsion, ont été conçus par des sous-traitants. Il a utilisé la nouvelle et puissante F-1 et J-2 moteurs de fusées pour la propulsion. Lors d'un essai, ces moteurs brisé les fenêtres des maisons voisines. Les concepteurs ont décidé dès le début pour tenter d'utiliser autant la technologie du programme Saturn I que possible. En tant que tel, le S-IVB de la troisième étape Saturn V était fondée sur la S-IV deuxième étape de la Saturn I. L'unité de l'instrument qui contrôlait la Saturn V partagé avec les caractéristiques que portés par le Saturn I.

Étapes

Saturn V diagramme

La Saturn V est composée de trois étapes - la première étape S-IC, deuxième étape S-II et le troisième étage S-IVB - et l'unité de l'instrument. Tous les trois stades utilisés l'oxygène liquide (LOX) en tant que comburant. La première étape utilisé RP-1 pour le carburant, tandis que les deuxième et troisième étapes utilisées un atome d'hydrogène liquide (LH2). Les étages supérieurs également utilisés petite carburant solide moteurs de jaugeage qui ont contribué à séparer les stades lors du lancement, et de se assurer que les propergols liquides étaient dans une bonne position pour être aspirés dans les pompes.

S-IC première étape

La première étape de Apollo 8 Saturn V étant érigé dans le VAB sur 1 février, 1968

Les cinq moteurs F-1 à l'arrière de la fusée Saturn V, sur l'affichage à la Centre spatial Kennedy

Le S-IC a été construit par The Boeing Company au Centre d'assemblage de Michoud, Nouvelle-Orléans, où le Navette Spatiale Réservoirs externes sont maintenant construits. La plupart de sa masse de plus de deux mille tonnes au lancement était propulseur, dans ce cas, RP-1 carburant de fusée et l'oxygène liquide comburant. Il était de 138 pieds (42 m) de hauteur et 33 pieds (10 m) de diamètre, et a fourni plus de 34 MN (£ 7,640,000 vigueur) de la poussée pour obtenir la fusée à travers les 61 premiers kilomètres de l'ascension. Les cinq Moteurs F-1 ont été disposés en croix. Le moteur de centre a été fixé, tandis que les quatre moteurs extérieurs pourraient être hydrauliquement transformé ("Cardan") pour contrôler la fusée. En vol, le moteur de centre a été coupé plus tôt pour limiter l'accélération.

Deuxième étape S-II

Le S-II a été construit par North American Aviation Seal Beach, en Californie. Utilisation l'hydrogène liquide et d'oxygène liquide, il avait cinq J-2 moteurs dans un arrangement similaire à la S-IC, en utilisant également les moteurs externes de contrôle. Le S-II était de 81 pieds et 7 pouces (24,9 m) de haut avec un diamètre de 33 pieds (10 m), identiques à la S-IC, et est donc le plus grand étage cryogénique jamais construit. La deuxième étape a accéléré la Saturn V à travers l'atmosphère supérieure à 5,1 MN de la poussée (dans le vide). Une fois chargé, beaucoup plus que les 90 pour cent de la masse de l'étape était propulseur, cependant, la conception ultra-léger avait conduit à deux échecs dans les essais structuraux. Au lieu d'avoir une structure inter-cuve pour séparer les deux réservoirs de carburant qui a été fait dans le S-IC, le S-II utilisé une cloison commune qui a été construit à partir d'à la fois la partie supérieure du réservoir de LOX et de fond du réservoir LH2. Elle est composée de deux aluminium feuilles séparées par une structure en nid d'abeilles en résine phénolique. Cela a eu pour isoler contre la 70 ° C (125 ° F) la différence de température entre les deux réservoirs. L'utilisation d'une cloison commune sauvé 3,6 tonnes en poids. Comme le S-IC, le S-II a été transporté par voie maritime.

S-IVB troisième étape

Le S-IVB a été construit par le Douglas Aircraft Company au Huntington Beach, en Californie. Il avait un moteur J-2 et a utilisé le même carburant que le S-II. Le S-IVB utilisé une cloison commune pour isoler les deux réservoirs. Il était de 58 pieds et 7 pouces (17,85 m) de haut avec un diamètre de 21 pieds et 8 pouces (6,60 m) et a également été conçu avec une grande efficacité de masse, mais pas aussi agressive que le S-II. Cette étape a été utilisé à deux reprises lors de la mission: la première fois en 2,5 min brûler pendant l'insertion en orbite après la deuxième coupure de scène, et plus tard pour le injection lunaire trans (TLI) brûler, qui dure environ six minutes. Deux propulsion auxiliaire unités du système de carburant liquide montés à l'extrémité arrière de la scène ont été utilisées pour le contrôle d'attitude pendant la orbite de parking et les phases lunaires trans-de la mission. Les deux PSA, ont également été utilisés comme moteurs de jaugeage pour aider à régler le combustible avant la combustion d'injection translunaire.

Le S-IVB était le seul étage de la fusée Saturn V du assez petit pour être transporté par avion, dans ce cas la Guppy. En dehors de l'adaptateur intermédiaire, cette étape est presque identique à la deuxième étape de la Fusée Saturn IB.

Instrument unité

L'Unité Instrument pour la Apollo 4 Saturn V

L'Unité instrument a été construit par IBM et est monté au sommet de la troisième étape. Il a été construit au Centre Space Systems dans Huntsville. Cet ordinateur contrôlé les opérations de la fusée à partir juste avant le décollage jusqu'à ce que le S-IVB a été écartée. Il comprenait des orientations et systèmes de télémétrie pour la fusée. En mesurant le comportement d'accélération et de véhicule, il peut calculer la position et la vitesse de la fusée et pour corriger les déviations.

la sécurité de Gamme

Dans le cas d'un abandon exigeant la destruction de la fusée, l'officier de sécurité du tir à distance serait couper les moteurs et après plusieurs secondes envoyer une autre commande pour les charges explosives de forme attachés aux surfaces extérieures de la fusée à la détonation. Ceux-ci faire des coupes dans les réservoirs de carburant et comburant pour disperser le combustible rapidement et de minimiser le mélange. La pause entre ces actions serait donner le temps à l'équipage pour échapper à l'aide de la Lancement échapper Tour ou (dans les étapes ultérieures du vol), le système de propulsion du module de service. Une troisième commande, "sûr", a été utilisé après l'étape S-IVB atteint l'orbite de désactiver de manière irréversible le système d'auto-destruction. Le système a également été inactif aussi longtemps que la fusée était encore sur la rampe de lancement.

Comparaisons

Le F-1 moteurs du premier étage S-IC éclipsent leur créateur, Wernher von Braun .

Le Homologue soviétique de la Saturn V était le N-1 fusée. La Saturn V était plus grand, plus lourd, eu plus poussée de décollage, et une plus grande charge utile, mais première étape diamètre de la N-1 était plus grande. La N1 avait quatre lancements d'essai avant que le programme a été annulé, chacun conduisant à la véhicule à défaut catastrophique au début du vol. La première étape de Saturn V utilisé cinq moteurs puissants, plutôt que les 30 petits moteurs de la N-1, nécessaires que les Soviétiques ne avaient pas développé des moteurs puissants de même à cette époque. Pendant deux lancements, Apollo 6 et Apollo 13, la Saturn V a pu récupérer des incidents de perte de moteur. La N-1 même a été conçu pour compenser les défaillances de moteur, mais le système n'a jamais enregistré avec succès le lancement de l'échec. Dans l'ensemble, la principale raison des échecs de la N-1 semble être traçables au manque de tout jusqu'à l'essai de la première étape, à son tour en raison d'un financement insuffisant.

Saturn V performances de poussée première étape lors d'Apollo 15 lancement. 7823000 livres (34,8 MN) décollage poussée.

Les trois étapes Saturn V avait une portée maximale d'au moins 34,02 MN (SA-510 et suivants) et une capacité de levage de 118000 kg de LEO. La mission SA-510 (Apollo 15) avait une poussée de décollage de £ 7.823.000 (34,8 MN). La mission SA-513 (Skylab) avait légèrement supérieure décollage poussée de £ 7.891.000 (35,1 MN). Aucun autre véhicule de lancement opérationnel n'a jamais dépassé la Saturn V en hauteur, le poids ou la charge utile. Si les deux russe Lancements d'essai Energia sont comptés comme opérationnel, il avait la même poussée de décollage que SA-513, 35,1 MN.

Hypothétiques futures versions du Soviet Energia aurait été beaucoup plus puissant que le Saturn V, délivrant 46 MN de poussée et capable de délivrer jusqu'à 175 tonnes métriques à LEO dans la configuration "Vulkan". Des versions améliorées prévues de la Saturn V en utilisant les moteurs F-1A auraient eu environ 18 pour cent plus poussée et 137250 kg (£ 302 580) la charge utile. NASA envisage la construction de grands membres de la famille Saturne, comme le Saturne C-8, ainsi que des roquettes non apparentées, telles que Nova, mais ceux-ci ne ont jamais été produites.

Le Space Shuttle génère une poussée de crête de 30,1 MN, et la capacité de charge utile à LEO (excl. Navette Orbiter lui-même) est 28800 kg, ce qui représente environ 25 pour cent de la charge utile de la Saturn V. Si la navette Orbiter lui-même est considéré comme charge utile, ce serait environ 112000 kg (£ 248 000). Une comparaison équivalente serait la Saturn V S-IVB troisième étape de masse orbitale totale sur Apollo 15, qui était 140976 kg (£ 310 800).

Certains autres lanceurs dernières ont une petite fraction de la capacité de charge utile de la Saturn V: l'européenne Ariane 5 avec les dernières versions d'Ariane 5 ECA offre jusqu'à 10000 kg à orbite de transfert géostationnaire (GTO). Les É.U Delta 4 lourd, qui a lancé un satellite factice sur 21 décembre 2004 , a une capacité de 13100 kg en orbite de transfert géosynchrone. Le Fusée Atlas V (en utilisant les moteurs basés sur une conception russe) offre jusqu'à 25000 kg à LEO et 13605 kg à GTO.

S-IC poussée comparaisons

En raison de sa grande taille, l'attention se concentre souvent sur la S-IC poussée et comment cela se compare aux autres grandes roquettes. Cependant, plusieurs facteurs rendent ces comparaisons plus complexe qu'il n'y paraît:

• Numéros de poussée couramment cités sont une spécification, pas une mesure réelle. Stades et les moteurs individuels peuvent tomber à court ou dépasser les spécifications, parfois de manière significative.
• Le Spécification de poussée F-1 a été revu à la hausse en commençant par Apollo 15 (SA-510) de 1,5 million lbf (6,67 MN) à 1.522.000 lbf (6,77 MN) ou 7610000 lbf (33,85 MN) pour la phase S-IC. La poussée plus élevé a été atteint par une refonte des orifices de l'injecteur et un débit de masse de propulseur légèrement plus élevé. Cependant, en comparant le nombre spécifié à la poussée mesurée réelle de 7.823.000 lbf (34,8 MN) sur Apollo 15 montre une différence significative.
• Il n'y a pas "pèse" façon de mesurer directement la poussée d'une fusée en vol. Au lieu d'un calcul mathématique est composé de pression de la chambre de combustion, turbopompe vitesse, la densité de propulseur calculé et le débit, conception de la buse, et les conditions atmosphériques, en particulier, la pression externe.
• Poussée varie beaucoup avec la pression extérieure et donc, avec l'altitude, même pour un moteur non-étranglé. Par exemple, sur Apollo 15, la poussée de décollage totale calculée (basée sur des mesures réelles) était d'environ 7.823.000 lbf (34,8 MN), qui a augmenté à 9,18 millions lbf (40,8 MN) à T + 135 secondes, juste avant coupure de moteur central (CECO ), à laquelle le jet est fortement underexpanded.
• spécifications de poussée sont souvent donnés comme poussée vide (pour étages supérieurs) ou la poussée de niveau de la mer (pour les stades inférieurs ou boosters), parfois sans qualification lequel. Cela peut conduire à des comparaisons erronées.
• spécifications de poussée sont souvent donnés comme poussée moyenne ou la poussée maximale, parfois sans qualification lequel. Même pour un moteur non-étranglé à une altitude fixe, souvent poussée peut varier quelque peu au cours de la période de tir en raison de plusieurs facteurs. Il se agit notamment rapport de mélange changements intentionnels ou non, de légers changements de densité de gaz propulseur sur la période de tir, et les variations de turbopompe, buse et les performances de l'injecteur sur la période de tir.

Sans connaître la technique de mesure exacte et la méthode mathématique utilisée pour déterminer la poussée pour chaque fusée différente, les comparaisons sont souvent inexactes. Comme le montre ci-dessus, la poussée visé diffère souvent sensiblement de réelle poussée de vol calculée à partir de mesures directes. La poussée indiqué dans diverses références est souvent pas suffisamment qualifié pour aspirer vs niveau de la mer, ou le pic vs poussée moyenne.

De même, la charge utile augmente sont souvent obtenus dans les missions ultérieures indépendants de la poussée du moteur. Ce est de la réduction de poids et de refondation trajectoire.

Le résultat est qu'il n'y a pas de chiffre absolu unique pour la poussée du moteur, la poussée de la scène ou de la charge utile du véhicule. Il ya des valeurs spécifiées et les valeurs réelles de vol, et diverses façons de mesurer et dériver ces valeurs réelles de vol.

La performance de chaque lancement Saturn V a été largement analysé et un rapport d'évaluation Lancement produit pour chaque mission, y compris un graphique poussée / temps pour chaque étape du véhicule sur chaque mission.

Assemblage

Le Apollo 10 Saturn V pendant déploiement

Après la construction d'un stade a été achevé, il a été expédié au Centre spatial Kennedy. Les deux premières étapes ont été si grande que le seul moyen de transporter eux était par barge. Le S-IC construit en Nouvelle-Orléans a été transporté sur le fleuve Mississippi à la Golfe du Mexique . Après avoir contourné la Floride , il a ensuite été transporté jusqu'à la Intra-Coastal Waterway à la Édifice de l'Assemblée Vertical (maintenant appelé le Vehicle Assembly Building). Le S-II a été construit en Californie et ainsi rendu via le canal de Panama . L'Unité Instrument troisième étape et pourraient être menées par le Aero Spacelines Pregnant Guppy et Super Guppy.

À l'arrivée au bâtiment de l'Assemblée Vertical, chaque étape a été vérifié en position horizontale avant d'être déplacé vers une position verticale. La NASA a également construit de grandes structures en forme de bobine qui pourraient être utilisés à la place des étapes si un stade particulier était en retard. Ces bobines ont la même hauteur et la masse et contenaient les mêmes que les connexions électriques étapes réelles.

La NASA a décidé d'utiliser une tour de lancement mobile, ou " robot ", construit par Marion Power Shovel de Ohio. Cela signifiait que la fusée a été construit sur la rampe de lancement dans le VAB, puis l'ensemble de la structure a été déménagé sur le site de lancement par le robot, qui est encore utilisé aujourd'hui par le programme de la navette spatiale. Il fonctionne sur quatre bandes de roulement à chenilles doubles, chacune avec «chaussures» 57. Chaque chaussure pèse 900 kg (£ 2,000). Ce transporteur a dû maintenir le niveau de fusée comme il a voyagé les 3 miles (5 kilomètres) sur le site de lancement.

Séquence de lancement de la mission lunaire

La Saturn V a porté le Apollo astronautes vers la Lune. Toutes les missions Saturn V lancées à partir du complexe de lancement 39 au John F. Kennedy Space Centre. Après la fusée effacé la tour de lancement, le contrôle de la mission transféré à la Centre spatial Johnson à Houston, Texas .

Une mission moyenne utilisé la fusée pour un total de seulement 20 minutes. Bien que Apollo 6 et Apollo 13 échecs expérimentés du moteur, les ordinateurs de bord ont pu compenser en brûlant les autres moteurs plus, et aucun des lancements Apollo ont entraîné une perte de charge utile.

Séquence S-IC

Un Nuage de condensation est vu coller à l' Apollo 11 Saturn V lanceur comme il fait son chemin à travers la dense, basse atmosphère. Voir: Max Q.

La première étape a brûlé pendant 2,5 minutes, en soulevant la fusée à une altitude de 42 miles (68 km) et une vitesse de 6164 mph (9921 kilomètres par heure) et brûlant 2.000.000 kg de propergol.

A 8,9 secondes avant le lancement, la première séquence d'allumage de scène a commencé. Le moteur central allumé en premier, suivi par paires opposées hors-bord à 300 millisecondes temps de décaler de réduire les charges de structure sur la fusée. Le moment pleine poussée avait été confirmée par les ordinateurs de bord, la fusée était «soft-publié" en deux étapes: d'abord, les bras hold-bas libérés la fusée, et la seconde, que la fusée a commencé à accélérer vers le haut, il a été retenu peu par des broches métalliques coniques étant tiré à travers les trous. Ce dernier a duré une demi-seconde. Une fois que la fusée avait décollé, il ne pouvait pas régler en toute sécurité vers le bas sur le tampon si les moteurs ont échoué.

Il a fallu environ 12 secondes pour la fusée pour effacer la tour. Comme il passe devant la tour, la fusée a fait une embardée loin pour garantir un accès adéquat en cas de vents contraires. A une altitude de 430 pieds (130 mètres) de la fusée a commencé à rouler, puis planter au bon azimut. Dès son lancement jusqu'à 38 secondes après allumage du second stade, le Saturn V volerait un programme de hauteur préprogrammée faussés pour les vents dominants durant le mois de lancement. Les quatre moteurs hors-bord également incliné loin du centre, de sorte que si l'un moteur avait été arrêté début, la poussée des moteurs restants aurait été de la fusée vers le centre de gravité . La Saturn V rapidement accélérée, atteignant 1600 pieds / s. (500 m / s) à 1+ miles (2 kilomètres) d'altitude. Une grande partie de la première partie de l'avion ont été dépensés prendre de l'altitude, avec la vitesse requise à venir plus tard.

À environ 80 secondes, la fusée a atteint le point du vol avec la pression dynamique maximale, connu sous le nom Max Q. Le pression dynamique sur une fusée varie conjointement le densité de l'air autour de la fusée et le carré de la vitesse. Bien que la vitesse augmente à mesure que la fusée est grand, plus la densité de l'air au-delà de Max Q diminue si rapidement que la pression dynamique est effectivement réduite.

A 135,5 secondes, le moteur de centre serait fermé pour réduire les charges d'accélération sur la fusée, depuis qu'il est devenu plus léger comme combustible a été utilisé. Le moteur F-1 ne pouvait pas diminuer la bande passante, donc ce était la méthode la plus simple. L'équipage a également connu leur plus grande accélération, 4 g (129 m / s²; 39 m / s²), juste avant première étape coupée. Les autres moteurs ont continué à brûler jusqu'à ce que l'oxydant ou le combustible a été épuisées telle que mesurée par les capteurs dans les ensembles d'aspiration. La première étape séparée 600 millisecondes après la coupure du moteur. Cela a été fait avec l'aide des huit petits solides moteurs de séparation de carburant et se est produite à une altitude d'environ 38 miles (62 km). La première étape continué à une altitude de 68 miles (110 km), puis est tombé dans l'océan Atlantique à environ 350 miles (560 km) à partir de la rampe de lancement.

Séquence S-II

Toujours à partir de séquences de film Intermédiaire d 'Apollon 6 apostasie (NASA)

Après la séquence S-IC, le deuxième étage S-II a brûlé pendant six minutes et propulsé l'engin à 109 miles (176 km) et 15647 mph (25182 km / h - 7,00 km / s), l'amenant près de vitesse orbitale.

La deuxième étape a un processus d'allumage en deux parties, qui varie au cours de la durée du programme. Dans la première partie pour les deux premiers lancements sans pilote, huit combustible solide jaugeage moteurs allumés pendant quatre secondes pour donner une accélération positive, suivie par les cinq moteurs J-2. Pour les sept premières missions Apollo habités seulement quatre moteurs de jaugeage ont été utilisés, et ils ont été complètement éliminés pour les quatre dernières lancements. Dans la deuxième partie, environ 30 secondes après la première étape séparée, l'intermédiaire arrière séparée de la deuxième étape. Ce était une manœuvre contrôlée avec précision que l'intermédiaire ne pouvait pas être autorisé à toucher les moteurs et a eu un dégagement de seulement un mètre. En même temps que l'intermédiaire séparée, la Tour de sauvetage a été larguée. Voir Apollo annuler modes pour plus d'informations sur les différents modes Abort qui auraient pu être utilisées lors d'un lancement.

Apollo 6 intermédiaire

Environ 38 secondes après l'allumage du second stade la direction de contrôle de la Saturn V commuté d'un terrain de routine préprogrammé en mode itératif orientation, contrôlé par l'Unité Instrument, basé sur des accéléromètres et des capteurs d'altitude. Si l'unité Instrument a pris la fusée hors limites autorisées l'équipage pouvait soit abandonner ou prendre le contrôle de la fusée en utilisant l'un des contrôleurs de rotation de la main dans la capsule.

Environ 90 secondes avant la deuxième coupure de scène, le moteur de centre fermé pour réduire longitudinale oscillations pogo. Un suppresseur de pogo, premier vol à bord d'Apollo 14, arrêté cette motion, mais le moteur central était encore fermé tôt pour limiter l'accélération G forces. À cette époque, le taux de flux de LOX a diminué, en changeant le rapport de mélange des deux propulseurs, assurant qu'il y aurait aussi peu que possible propulseur dans les réservoirs à la fin du deuxième vol de la scène. Cela a été fait à l'un prédéterminé delta-v.

Il y avait cinq capteurs dans la partie inférieure de chaque réservoir de la S-II. Lorsque deux de ces ont été découverts, l'Unité instrument serait lancer la séquence de mise en scène. Une seconde après la deuxième étape coupé il se est séparé et un dixième de seconde plus tard, la troisième étape enflammé. Carburant rétrofusées solides montés sur le intermédiaire au sommet de la scène tiré pour aider reculer la deuxième étape appauvri du reste de la pile. Le S-II touché environ 4200 km à partir du site de lancement.

Séquence S-IVB

La troisième étape a brûlé pendant encore 2,5 minutes, augmentant la vitesse à 17450 milles par heure (28083 km / h), environ 12 minutes après le lancement. Pour les missions autres que orbite basse de la Terre, la troisième étape est resté attaché tandis que le vaisseau spatial mis en orbite de la Terre deux fois et demi dans un parking orbite tout en les astronautes et les contrôleurs de mission ont examiné l'engin spatial et de fusée pour se assurer que tout fonctionnait nominalement.

Contrairement à la précédente séparation, il n'y a pas de séparation en deux étapes. L'intermédiaire entre les seconde et troisième étapes est resté attaché à la deuxième étape (même si elle a été construite dans le cadre de la troisième étape).

L'étage S-IVB de la Apollo 7 vol en orbite terrestre. Bien Apollo 7 utilisé un rappel Saturn IB, l'étage S-IVB a été utilisé à la fois sur la Saturn IB et Saturne V. Sur les vols Saturn V Le / LM panneaux adaptateurs quatre Spacecraft seraient largués pour permettre l'accès au module lunaire

En 10 minutes 30 secondes après le décollage, la Saturn V était de 164 km d'altitude et 1700 km downrange à partir du site de lancement. Après environ cinq minutes de combustion, la fusée coupée. Au début des missions Apollo, le vaisseau spatial a été mis dans un "parking orbite« temporaire d'environ 180 km par 165 km. Ce est assez faible par rapport aux normes de l'orbite de la Terre et ne aurait pas restée stable pendant très longtemps en raison de l'interaction entre le vaisseau et l'atmosphère de la Terre. Pour les trois derniers vols Apollo, l'orbite de stationnement temporaire était encore plus faible (environ 150 km), afin de permettre une plus grande capacité de charge utile lunaire pour ces missions. Pour les deux missions de l'orbite de la Terre de la Saturn V, Apollo 9 et Skylab, les orbites étaient plus élevés, plus typique des missions orbitales habitées. Les prochaines orbites deux ans et demi ont été dépensés vérifier les systèmes de l'engin spatial et la préparation de l'engin spatial pour Trans injection lunaire (TLI).

TLI est venu environ deux heures et demi après le lancement, lors de la troisième étape relancé pour propulser le vaisseau spatial vers la Lune. Le S-IVB brûlé pendant près de six minutes pour que la vitesse totale de l'engin spatial à la coupure était proche des 11,2 km / s (40320 km / h; 25053 mph) vitesse de libération. Cela a abouti à un transfert efficace d'énergie tels que la gravité de la lune aiderait à arriver à la cible, entraînant également la consommation de carburant pour l'insertion de l'orbite de la lune.

Quelques heures après l'TLI du module de commande Apollo service (CSM) séparée de la troisième étape, tourné de 180 degrés, et amarrée à la Module lunaire (LM) qui est monté au-dessous du CSM pendant le lancement. Le CSM et LM ensuite séparés de la troisième phase.

Se il devait rester sur la même trajectoire que l'engin spatial, le servomoteur aurait pu présenter un risque plus tard dans la mission, de sorte que l'agent propulseur restant dans ses réservoirs a été évacué hors du moteur, de changer sa trajectoire. Pour la troisième étape d'Apollo 13 et suivants, les contrôleurs adressées à des chocs de la Lune. Sismomètres laissés par les missions précédentes détectés les impacts, et l'information ont contribué à la carte à l'intérieur de la Lune. Avant cela, les étapes (sauf Apollo 9) ont été dirigés vers un survol de la Lune conçu pour utiliser la gravité lunaire comme une fronde gravitationnelle en orbites solaires. l 'Apollo 9 S-IVB a été mis directement dans une orbite solaire.

Sur 3 septembre 2002 , Bill Yeung découvert un présumé astéroïde , qui a reçu la désignation de découverte J002E3. Il semblait être en orbite autour de la Terre, et a rapidement été découvert de l'analyse spectrale d'être couverts en blanc peinture de dioxyde de titane, de la même peinture utilisée pour le calcul de Saturne V. paramètres orbitaux de l'astéroïde apparent identifié comme étant l'étage S-IVB Apollo 12. Les contrôleurs de mission ont prévu d'envoyer S-IVB d'Apollo 12 en orbite solaire, mais la brûlure après la séparation du vaisseau spatial Apollo a duré trop longtemps, et donc il ne pas passer assez près de la Lune, restant dans une orbite à peine stable autour de la Terre et la Lune. En 1971, à travers une série de perturbations gravitationnelles, il est soupçonné d'avoir entré dans une orbite solaire et est ensuite retourné dans faiblement capturé orbite terrestre 31 ans plus tard. Il est reparti orbite terrestre en Juin de 2003.

Skylab

Le dernier lancement Saturn V a porté la station spatiale Skylab à orbite terrestre basse à la place de la troisième étape.

En 1968, le Apollo Applications Program a été créé pour se pencher sur les missions scientifiques qui pourraient être effectuées avec le surplus de matériel Apollo. Une grande partie de la planification centrée sur l'idée d'une station spatiale, qui a finalement donné naissance au Programme Skylab. Skylab a été lancé à l'aide d'un Saturn V à deux étages, parfois appelé Saturn INT-21 ,. Ce était le seul lancement ne sont pas directement liées au programme d'alunissage Apollo.

A l'origine, il était prévu d'utiliser un ' atelier humide »du concept, avec un étage de la fusée est lancé en orbite par uneSaturn 1B et son passé S-IVB équipé dans l'espace, mais cela a été abandonné pour le «concept de l'atelier sec »: Un étage S-IVB d'une Saturn IB a été converti dans une station spatiale sur le terrain et lancé sur une sauvegarde Saturn V. A, construit à partir d'une troisième étape Saturn V, est maintenant exposée à la National Air and Space Museum.

Trois équipages à bord de Skylab vivaient du25 mai1973au8 Février,1974, avec Skylab restant en orbite jusqu'au11 Juillet,1979.

Il était à l'origine espéré que Skylab resterait en orbite assez longtemps pour être visité par la navette spatiale lors de ses premiers vols. La navette aurait pu soulever l'orbite de Skylab, et lui a permis d'être utilisé comme une base pour les futures stations spatiales. Cependant, la navette n'a pas volé jusqu'en 1981, et il est maintenant réalisé rétrospectivement que Skylab aurait été de peu d'utilité, car il n'a pas été conçu pour être rénové et reconstitué avec des fournitures.

Proposées développements post-Apollo

Le (annulé) deuxième manche de Saturne Vs de production aurait très probablement utilisé le moteur F-1A dans sa première phase, fournissant un gain de performance considérable. Autres changements probables auraient été l'enlèvement des nageoires (qui se sont avérés de fournir peu d'avantages par rapport à leur poids); un S-IC première étape étiré pour soutenir le plus puissant F-1Comme; et J-2 revalorisées pour les étages supérieurs.

Un certain nombre de véhicules Saturn alternatives ont été proposées sur la base de la Saturn V, allant de laSaturn INT-20 avec unétage S-IVB et intermédiaire monté directement sur ​​unétage S-IC, grâce à laSaturn V-23 (L), qui serait non seulement avoir cinq moteurs F-1 dans la première étape, mais aussi quatre propulseurs d'appoint avec deux moteurs F-1 de chaque: donnant un total de treize moteurs F-1 tir au lancement.

Le La navette spatiale a été initialement conçu comme un transport de fret à être utilisé de concert avec la Saturn V, au point même qu'un " Saturn-navette », en utilisant l'orbiteur actuelle et le réservoir externe, mais avec le réservoir monté sur une modification, voler Version -retour de la S-IC, serait utilisé pour alimenter de la navette pendant les deux premières minutes de vol, après quoi le S-IC serait largué (qui serait alors rentrer à KSC pour rénovation) et les moteurs principaux de la navette spatiale serait alors feu et placer l'orbiteur en orbite. La navette gérerait la station spatiale de la logistique, tandis que Saturne V lancerait composants. L'absence d'un deuxième Saturn production de V terme tué ce plan et a quitté les États-Unis sans un rappel de transport lourd. Certains dans la communauté spatiale américaine sont venus à déplorer cette situation, que la poursuite de la production aurait permis à la Station spatiale internationale , en utilisant un Skylab ou Mir configuration avec deux ports d'amarrage russe États-Unis et, avoir été levé avec juste une poignée de lancements, avec le concept de «Saturne Shuttle" éventuellement éliminer les conditions qui ont causé la Challenger catastrophes en 1986.

La Saturn V aurait été le véhicule de lancement de choix pour les annulés Voyagersondes Mars, et qui aurait dû être le véhicule de lancement pour la scène fusée nucléaireprogramme de test de RIFT et plus tardNERVA.

Successeurs

Propositions américaines pour une fusée plus grande que la Saturn V de la fin des années 1950 jusqu'au début des années 1980 ont été généralement appelés Nova. Plus de trente différentes grandes propositions de roquettes effectués le nom de Nova.

Wernher von Braun et d'autres ont également eu des plans pour une fusée qui aurait présenté huit moteurs F-1 dans sa première étape lui permettant de lancer un vaisseau spatial habité sur un vol de remontée directe à la Lune. D'autres plans pour la Saturn V a appelé à l'aide d'un Centaur comme une étape supérieure ou l'ajout de boosters de sangle sur. Ces améliorations auraient augmenté sa capacité d'envoyer un grand vaisseau spatial inhabité pour les extérieurs des planètes ou des engins spatiaux habités à Mars .

En 2006, la NASA envisage de construire le transport lourd Ares V, un Launch Vehicle de navette Dérivé seulement 5 pieds de moins que la Saturn V, mais peut soulever la même quantité de poids (~ 125 à 130 T) que son prédécesseur. Le lanceur a été nommé comme un hommage à la Saturn V. Il est conçu comme un véhicule de transport lourd sans pilote, comme celui de la 21-INT configuration Saturn / Skylab, mais contrairement à la Saturn INT-21, l'Ares V sera utilisé pour soutenir les deux futurs alunissages habités et même les futures missions habitées vers Mars en 2030.

La Saturn V utilisé trois étapes de combustible liquide, la première combustion de l'oxygène liquide et du kérosène, et les deux supérieurs brûler l'hydrogène liquide et d'oxygène. En revanche, le Ares V va utiliser deux étapes hydrogène / oxygène liquide-alimentée, et pour les deux premières minutes de vol propulsé, deux modifiée navette spatiale Solid Rocket Boosters. L'étape de base sera alimenté par cinq modifiés RS-68 moteurs de roquettes dans le même motif en croix que celle utilisée sur les stades S-IC et S-II. Conception initiale Ares V utilisé cinq navette spatiale moteurs principaux, mais le RS-68 a été plus tard adoptées sur la base des coûts inférieurs, et son utilisation en vol réussie sur le sans pilote Delta IV système de lancement EELV, tout en étant plus puissant et plus facile à construire que son SSME homologue.

Le RS-68 moteurs, construit par la division Rocketdyne de Pratt et Whitney (anciennement sous les droits de propriété de Boeing et Rockwell International) produire moins de la moitié de la poussée par moteur de F-1 des moteurs de la Saturne V, mais sont plus efficaces et peuvent être étranglée jusqu'à ou vers le bas. Le moteur J-2 utilisé sur le S-IVB S-II et sera modifié dans le moteur J-2X améliorée pour une utilisation sur la scène de la Terre de départ (EDS), et sur ​​la deuxième étape du projet Ares I. Les deux EDS et la deuxième étape Ares je utiliser un seul moteur J-2X, bien que la EDS a été initialement conçu pour utiliser deux moteurs jusqu'à ce que la refonte employant les cinq RS-68s au lieu des cinq SSMEs.

Coût

De 1964 jusqu'en 1973, un total de US $ 6,5 milliards a été affecté pour la Saturn V, avec l'être maximale en 1966 avec 1,2 milliard de dollars. Tenu de l'inflation, cela équivaut à environ 32-45000000000 dollars en 2007 l'argent. Cela fonctionne sur à un coût après amortissement de 2,4 à 3500000000 $ par lancement.

Une des principales raisons de l'annulation du programme Apollo était le coût. En 1966, la NASA a reçu son plus haut budget de 4,5 milliards de dollars, environ 0,5 pour cent du PIB des États-Unis à cette époque.

Véhicules Saturn V et lancements

La Saturn V a lancé la journée ou de la nuit, par mauvais temps ou juste, au moment opportun pour atteindre sa destination, comme indiqué dans ce montage de tous les lancements.

Actuellement, il ya trois Saturn Vs sur l'affichage:

Un Saturn V sur l'affichage à l'US Space & Rocket Centre deHuntsville, Alabama avant son passage à l'affichage intérieur au Centre Davidson pour l'exploration spatiale.

• Au Centre spatial Johnson constitué de la première étape du SA-514, la deuxième étape de la SA-515 et la troisième étape du SA-513.
• Au Centre spatial Kennedy composé de S-IC-T (de la phase de test) et les deuxième et troisième étapes de SA-514.
• Au US Space & Rocket Center, composé de S-IC-D, S-II-F / D et (toutes les étapes de test non destinés à vol réel) S-IVB-D (affiché dans le Centre Davidson pour l'exploration spatiale).

De ces trois, seul celui au Centre spatial Johnson se compose entièrement d'étapes destinées à être lancé. Le Centre US Space & Rocket de Huntsville a également exposée une érection modèle pleine échelle de la Saturn V. En outre, l'étape S-IC SA-515 réside sur l'affichage à l' installation de l'Assemblée Michoud dans Nouvelle-Orléans, en Louisiane. L'étage S-IVB du SA-515 a été converti pour être utilisé comme une sauvegarde pour Skylab. La sauvegarde Skylab est maintenant exposé au Air and Space Museum de Washington, DC .

Les plans ou d'autres plans pour la Saturn V existent encore surmicrofilm à laSpace Flight Centre Marshall.