El Saturno V (pronunciado “Saturno cinco”, conocido popular como la luna Rocket) era un consumible Rocket gradual del líquido-combustible usado por Apolo de s de NASA 'y los programas de Skylab .

El modelo más grande de la producción de la familia de Saturno de cohetes, el Saturno V fue diseñado bajo dirección Wernher von Braun en el centro del vuelo espacial de Marshall en el Huntsville, Alabama, con el Boeing, la aviación norteamericana, el Douglas Aircraft Company, y el IBM como los contratistas de plomo. Sigue siendo el vehículo más de gran alcance del lanzamiento traído nunca al estado operacional, de una altura, de un peso y de un punto de vista de la carga útil. El ruso Energia, que voló solamente dos misiones de la prueba, tenía levemente más empuje de despegue.

La NASA lanzó trece cohetes de Saturno V entre 1967 y 1973, sin la pérdida de carga útil. La carga útil del diseño era la nave espacial servida de Apolo usada por la NASA para los aterrizajes de luna, y el Saturno V se encendió poner en marcha la estación espacial de Skylab .

Las tres etapas del Saturno V fueron desarrolladas por los varios contratistas de la NASA, pero siguiendo una secuencia de fusiones y de tomas de posesión todas ahora son poseídos por Boeing. Cada primera y segunda etapa era prueba encendida en el centro espacial de Stennis situado cerca de la bahía St. La facilidad fue utilizada más adelante para la prueba y la verificación del motor principal de la lanzadera de espacio y del motor espacial más nuevo RS-68 usado actual en el cohete EELV del delta IV y en el futuro, en el cohete de Ares V .

Fondo

Por el principios de los 60, el Unión Soviética había desarrollado un considerable avance en la raza del espacio contra el Estados Unidos . En 1957, los soviet habían puesto en marcha el Sputnik 1, el primer satélite artificial, y en el el 1961 del 12 de abril, Yuri Gagarin había sentido bien al primer ser humano a viajar en espacio.

El el el 25 de mayo, el 1961, Kennedy del presidente anunció que América intentaría aterrizar a un hombre en la luna para el final de la década. En aquel momento, la única experiencia que los Estados Unidos tenían con el vuelo espacial servido era 15 el vuelo suborbital minucioso de la libertad 7 Alan Shepard . Ningún cohete en el mundo podía lanzar una nave espacial servida a la luna en una sola pieza. El Saturno I estaba en el desarrollo, pero todavía no había volado, y debido a su tamaño pequeño, requeriría varios lanzamientos poner en órbita todos los componentes de una nave espacial lunar.

Temprano en el proceso de planeamiento, la NASA consideraba tres ideas principales para la misión de la luna: Cita de la órbita de tierra, subida directa, y cita lunar (LOR) de la órbita. Aunque la NASA al principio despidiera LOR (la consideración de que la cita tenía todavía ser realizada en órbita de tierra, mucho menos en órbita lunar) en la NASA del extremo decidía a que éste sería el método más rápido y más fácil para alcanzar la meta de Kennedy. Ver el proyecto Apolo: Elegir un modo de la misión para más información.

Desarrollo

C-1 a C-4

Entre 1960 y 1962, el centro (MSFC) del vuelo espacial de Marshall diseñó los cohetes que se podrían utilizar para las varias misiones.

El C-1 fue desarrollado en el Saturno I, y el cohete C-2 fue caído temprano en el proceso de diseño a favor del C-3, que fue pensado para utilizar dos motores F-1 en su primera fase, cuatro motores J-2 para su segunda etapa, y una etapa del S-IV, usar seis motores RL-10 .

La NASA planeó utilizar el C-3 como parte del concepto de la cita de la órbita de tierra, con por lo menos cuatro o cinco lanzamientos necesarios para una sola misión, pero MSFC planeaba ya un cohete incluso más grande, el C-4, que utilizaría cuatro motores F-1 en su primera fase, una etapa agrandada C-3 segundo, y el S-IVB, una etapa con un solo motor J-2, como su tercera etapa. El C-4 necesitaría solamente dos lanzamientos realizar una misión de la cita de la órbita de tierra.

C-5

El el el 10 de enero, el 1962, NASA anunció planes para construir el C-5. Esto tendría cinco motores F-1 en su primera fase, cinco motores J-2 en su segunda etapa y una etapa de S-IVB tercer.

Original, los primeros cuatro vuelos eran haber sido pruebas, primeras sucesivamente probando las tres etapas, seguidas por una misión circumlunar sin tripulación. Un vuelo servido fue pensado para seguir en 1969.

En el medio de 1962, la NASA decidía utilizar un todo-para arriba esquema de la prueba, con las tres etapas probadas inmediatamente en el primer lanzamiento. Esto acortaría drástico la prueba y la cronología del desarrollo, y reduce el número required de cohetes a partir del 25 a 15, pero éste significó que todas las etapas tendrían que trabajar perfectamente en el primer lanzamiento.

En 1963, el C-5 fue retitulado Saturno V, y el Rocketdyne produjo los primeros motores.

En 1966, el F-1 pasó la inspección de la configuración del artículo de la NASA primera con la calificación completa para las misiones servidas que venían el el 6 de septiembre .

El primer lanzamiento de Saturno V ocurrió el el 9 de noviembre, 1967 con la nave espacial acobardada de Apolo 4 como carga útil.

El lanzamiento primero servido ocurrió en diciembre de 1968, llevando la misión circumlunar de Apolo 8 .

Tecnología

El Saturno V es discutible una de las máquinas más impresionantes en historia de la humanidad. Su tamaño enorme y capacidad de carga útil empequeñecieron el resto de los cohetes anteriores que habían volado con éxito en aquel momento.6 m) altos y 33 pies (10 m) (sin las aletas) en diámetro, con una masa total sobre de tres mil toneladas cortas y una capacidad de la carga útil de 260.000 kilogramos) al LEO, comparativamente, en 364 pies, el Saturno V es apenas un pie más cortos que la catedral de San Pablo en el Londres, y despejaron solamente las puertas VAB por 6 pies (m) 1.82 cuando está desarrollado.

Saturno V fue diseñado principalmente por el centro del vuelo espacial de Marshall en el Huntsville, Alabama, aunque los sistemas importantes numerosos, incluyendo la propulsión, fueran diseñados por los subcontratistas. Utilizó los nuevos motores espaciales De gran alcance F-1 y J-2 para la propulsión. Cuando estaban probados, estos motores enviaron temblores a través de la tierra que se podría sentir a partir de 50 millas (80 kilómetros) lejos. Los diseñadores decidían a principios de intentar utilizar tanta tecnología del programa de Saturno I como sea posible. Como tal, la etapa S-IVB tercer del Saturno V fue basada en la etapa del S-IV segundo del Saturno I. La unidad del instrumento que controlado el Saturno V compartió características con ésa llevó por el Saturno I.

Etapas

En todos sino uno de sus vuelos, el Saturno V consistió en el &mdash de tres etapas; la primera fase del S-IC, etapa del S-II segundo y el &mdash de la etapa de S-IVB tercer; y la unidad del instrumento. ¡Las tres etapas utilizaron el oxígeno líquido (LOX) como oxidante . La primera fase utilizó el RP-1 para el combustible, mientras que las segundas y terceras etapas utilizaron el hidrógeno líquido (LH2). Las tres etapas también utilizaron los pequeños motores sólido-aprovisionados de combustible de la merma que ayudaron a separar las etapas durante el lanzamiento, y asegurarse de que los propulsores líquidos estaban en una posición apropiada que se dibujará dentro de las bombas.

Primera fase del S-IC

El S-IC fue construido por el Boeing Company en la facilidad, New Orleans de la asamblea de Michoud, en donde los tanques externos de la lanzadera de espacio ahora se construyen. La mayor parte de su masa sobre de dos mil toneladas métricas en el lanzamiento era el propulsor, en este caso oxidante del combustible de cohete RP-1 y del oxígeno líquido . Era 138 pies (42 m) altos y 33 pies (10 m) en diámetro, y con tal que sobre el manganeso 34 (7.64 millones de libras de fuerza) del empuje para conseguir el cohete con los primeros 61 kilómetros de la subida. Los cinco motores F-1 fueron arreglados en un patrón cruzado. El motor de centro era fijo, mientras que los cuatro motores externos podrían ser dado vuelta hidráulicamente (" gimballed") para controlar el cohete. En vuelo, el motor de centro fue parado anterior a la aceleración del límite.

Etapa del S-II segundo

El S-II fue construido por la aviación norteamericana en la playa del sello, California . Usar el hidrógeno líquido y el oxígeno líquido, tenía cinco motores J-2 en un arreglo similar al S-IC, también usar los motores externos para el control. El S-II era 81 pies y 7 pulgadas (24.9 m) altos con un diámetro de 33 pies (10 m), idéntico al S-IC, y es así la etapa criogénica más grande construida nunca. La segunda etapa aceleró el Saturno V a través de la atmósfera superior con el manganeso 5.1 del empuje (en vacío). Cuando estaba cargado, considerablemente más el de 90% de la masa de la etapa eran propulsor, sin embargo, el diseño del ultra-leightweight había llevado a dos faltas en la prueba estructural. En vez de tener una estructura del intertank para separar los dos depósitos de gasolina como fue hecho en el S-IC, el S-II utilizó un tabique hermético común que fue construido de la tapa del tanque del LOX y de la parte inferior del tanque LH2. Consistió en dos hojas de aluminio separadas por una estructura de panal hecha de la resina fenólica . Esto tuvo que aislar contra el °C 70 (diferencia de la temperatura de 125 °F) entre los dos tanques. El uso de un tabique hermético común ahorró 3.6 toneladas métricas en peso. Como el S-IC, el S-II fue transportado por el mar.

Etapa de S-IVB tercer

El S-IVB fue construido por el Douglas Aircraft Company en el Huntington Beach, California . Tenía un motor J-2 y utilizó el mismo combustible que el S-II. El S-IVB utilizó un tabique hermético común para aislar los dos tanques. Era 58 pies y 7 pulgadas (17.85 m) altos con un diámetro de 21 pies y de 8 pulgadas (6.60 m) y también fueron diseñados con eficacia de la alta masa, aunque no absolutamente tan agresivamente como el S-II. Esta etapa fue utilizada dos veces durante la misión: primero en una quemadura de 2.5 minutos para la inserción de la órbita después del atajo de la segunda etapa, y más adelante para la quemadura lunar de la inyección (TLI) del transporte, durando cerca de 6 minutos. Dos unidades de sistema auxiliares liquid-fueled de propulsión montaron en el extremo en popa de la etapa fueron utilizadas para el control de actitud durante la órbita del estacionamiento y las fases translunares de la misión. Los dos APSs también fueron utilizados como los motores de la merma para ayudar a colocar el combustible antes de la quemadura translunar de la inyección.

El S-IVB era la única etapa del cohete del Saturno V bastante pequeño que se transportará por el plano, en este caso el Guppy estupendo . Aparte de el adaptador inter-etapas, esta etapa es casi idéntica a la segunda etapa del cohete de Saturno IB .

Unidad del instrumento

La unidad del instrumento de Saturno V fue construida por IBM y montó encima de la tercera etapa. Fue construida en los sistemas de espacio de centro en el Huntsville . Este controlado por ordenador las operaciones del cohete momentos antes del despegue hasta el S-IVB fue desechado. Incluyó los sistemas de la telemetría de la dirección y para el cohete. Midiendo la actitud de la aceleración y del vehículo, podría calcular la posición y la velocidad del cohete y corregirlos para cualquier desviación.

Seguridad de gama

En caso de interrupción que requiere la destrucción del cohete, el oficial de seguridad de gama cerraría remotamente los motores y después de que varios segundos envíen otro comando para las cargas explosivas shaped atadas a las superficies externas del cohete para detonar. Éstos harían cortan adentro los tanques del combustible y del oxidante para dispersar el combustible rápidamente y para reducir al mínimo la mezcla. La pausa entre estas acciones daría la hora para el equipo al escape usar la torre del escape del lanzamiento o (en el estado avanzado del vuelo) el sistema de propulsión del módulo de servicio. Un tercer comando, " safe", fue utilizado después de la etapa de S-IVB alcanzó la órbita irreversible para desactivar el sistema del self-destruct. El sistema era también inactivo mientras el cohete todavía estuviera en la plataforma de lanzamiento.

Comparaciones

Las contrapartes soviéticas del Saturno V eran el cohete N-1. El Saturno V era más alto, más pesado, tenía más empuje del despegue, y mayor carga útil, pero el diámetro de la primera fase de N-1 era más grande. El N1 tenía cuatro lanzamientos antes de que el programa fuera cancelado, cada uno de la prueba dando por resultado el vehículo que fallaba catastrófico temprano en el vuelo. La primera fase de Saturno V utilizó cinco motores de gran alcance algo que los 30 motores más pequeños del N-1, necesarios pues los soviet no habían desarrollado los motores semejantemente de gran alcance en aquel momento. Durante dos lanzamientos, Apolo 6 del y Apolo 13 del, el Saturno V podía recuperarse de incidentes de la pérdida del motor. El N-1 fue diseñado además para compensar fallos mecánicos, pero el sistema ahorró nunca con éxito un lanzamiento de falta. En una ocasión reaccionó a una avería cerrando todos los motores de la primera fase, destruyendo el vehículo y su plataforma de lanzamiento. Total, la razón principal de las faltas de N-1 parece ser detectable a la carencia de toda-para arriba prueba de la primera fase, alternadamente debido a la financiación escasa.

El Saturno de tres fases V tenía un empuje máximo por lo menos del manganeso (SA-510 y subsecuente) y una capacidad de 34.02 de la elevación de 118.000 kilogramos al LEO . La misión SA-510 (Apolo 15) tenía un empuje del despegue de 7.823 millones de libras (manganeso 34. La misión SA-513 (Skylab) tenía empuje levemente mayor del despegue de 7.891 millones de libras (manganeso 35. Ningún otro vehículo operacional del lanzamiento ha sobrepasado nunca el Saturno V en altura, peso, o carga útil. Si los dos lanzamientos rusos de la prueba de Energia se cuentan como operacionales, hizo el mismo despegue empujar que SA-513, manganeso 35.

Las versiones futuras hipotéticas soviético Energia habrían sido más de gran alcance que el Saturno V, entregando el manganeso 46 del empuje y capaz de entregar hasta 175 toneladas métricas a LEO en el " Vulkan" configuración. Las versiones reforzadas previstas del Saturno V usar los motores de F-1A habrían tenido cerca de 18% carga útil de kilogramos empujado y 137. La NASA comtemplaba el construir de miembros más grandes de la familia de Saturno del, incluyendo la Nova, pero éstos nunca fueron producidos.

La lanzadera de espacio genera un empuje máximo del manganeso 30.1, y de la capacidad de carga útil a LEO (excl. La órbita sí mismo de la lanzadera) es 28.800 kilogramos, que es el cerca de 25 por ciento de la carga útil del v de Saturno. Si la órbita sí mismo de la lanzadera se cuenta como carga útil, éste sería cerca de 112. Una comparación equivalente sería la masa orbital total de la etapa de Saturno V S-IVB tercer en Apolo 15, que era 140.

Algunos otros vehículos recientes del lanzamiento tienen una pequeña fracción de la capacidad de carga útil del v de Saturno: el europeo Ariane 5 con el ECA de Ariane 5 de las más nuevas versiones entrega hasta 10.000 kilogramos a la órbita geoestacionaria (GTO) de la transferencia. El delta 4 pesado, que de los E. lanzó un satélite simulado el el 21 de diciembre, el 2004, tiene una capacidad de 13.100 kilogramos a la órbita geosincrónica de la transferencia. El cohete del atlas V (usar los motores basados en un diseño ruso) entrega hasta 25.000 kilogramos a LEO y 13.

Comparaciones del empuje del S-IC

Debido a su de gran tamaño, la atención se centra a menudo en el S-IC empujado y cómo ésta compara a otros cohetes grandes. Sin embargo, varios factores hacen tales comparaciones más complejas que primero aparecen:
el

Común-se refirió a números del empuje es una especificación, no una medida real del . Las etapas y los motores individuales pueden faltar o exceder la especificación, a veces perceptiblemente.

que el F-1 empujó la especificación del era principio reforzado con el Apolo 15 (SA-510) a partir de 1.5 millones de lbf (manganeso 6.522 millones de lbf (manganeso 6.61 millones de lbf (manganeso 33.85) para la etapa del S-IC. El empuje más alto fue alcanzado vía un reajuste de los orificios del inyector y de un flujo total de un propulsor levemente más alto. Sin embargo, comparar el número especificado al empuje medido real de 7.823 millones de lbf (manganeso 34.8) en Apolo 15 demuestra una diferencia significativa.

allí no es ningún " scale" del cuarto de baño; manera de medir directo empuje de un cohete en vuelo. Un cálculo matemático se hace algo de la presión de la cámara de combustión, velocidad de la turbobomba, calculaba densidad del propulsor y el flujo, diseño del inyector, y las condiciones atmosféricas, particularmente, presión externa.
El empuje varía grandemente con la presión externa y así, con altitud, incluso para un motor no-estrangulamiento. Por ejemplo en Apolo 15, el empuje total calculado del despegue (basado en medidas reales) era cerca de 7.823 millones de lbf (manganeso 34.18 millones de lbf (manganeso 40.8) en los segundos T+135, momentos antes que el atajo de centro del motor (CECO), en cuya hora el jet underexpanded pesadamente.
Las especificaciones del empuje se dan a menudo mientras que empuje del vacío (para las etapas superiores) o empuje del nivel del mar (para etapas o aumentadores de presión más bajos), a veces sin la calificación cuál. Esto puede llevar a las comparaciones incorrectas.
Las especificaciones del empuje se dan como empuje del promedio o enarbolan a menudo empuje, a veces sin la calificación cuál. Incluso para un motor no-estrangulamiento en una altitud fija, el empuje puede variar a menudo algo durante el período de la leña debido a varios factores. Éstos incluyen cambios intencionales o inintencionales del cociente de la mezcla, cambios leves de la densidad del propulsor durante el período de la leña, y variaciones en funcionamiento de la turbobomba, del inyector y del inyector durante el período de la leña.

Sin saber la técnica de medida exacta y el método matemático usados para determinar el empuje para cada diverso cohete, las comparaciones son a menudo inexactas. Como las demostraciones antedichas, el empuje especificado diferencia a menudo perceptiblemente del empuje real del vuelo calculado de medidas directas. El empuje indicado en varias referencias no se califica a menudo adecuado en cuanto a vacío contra nivel del mar, o pico contra empuje del promedio.

Semejantemente, los aumentos de la carga útil se alcanzan a menudo en la independiente posterior de las misiones del empuje de motor. Esto está formando de nuevo de la perdida de peso o de la trayectoria.

El resultado es allí no es ninguna figura absoluta para el empuje de motor, el empuje de la etapa o la carga útil del vehículo. Hay valores especificados y valores reales del vuelo, y varias maneras de medir y de derivar esos valores reales del vuelo.

El funcionamiento de cada lanzamiento de Saturno V era analizado y un informe de evaluación del lanzamiento fue producido extensivamente para cada misión, que incluye un gráfico del empuje/del tiempo para cada etapa del vehículo en cada misión. Ver el Web site interior del Centro Espacial Kennedy.

Asamblea

la construcción de una etapa fue terminada, él fue enviada al Centro Espacial Kennedy. Las primeras dos etapas eran tan grandes que la única manera de transportarlas estaba en lancha a remolque. El S-IC construido en New Orleans fue transportado abajo del río Misisipi al golfo de México . Después de redondear el la Florida, entonces fue transportado encima del canal intracostero al edificio vertical de la asamblea (ahora llamado el edificio de la asamblea del vehículo). El S-II fue construido en el California y así que viajado vía el Canal de Panamá . Tercera la unidad de la etapa y del instrumento se podía llevar por el Guppy embarazado del aero- de Spacelines y el Guppy estupendo .

Llegada en el edificio vertical de la asamblea, cada etapa fue comprobada hacia fuera en una posición horizontal antes de ser movida a una posición vertical. La NASA también construyó las estructuras carrete-shaped grandes que se podrían utilizar en lugar de etapas si una etapa particular era atrasada. Estos carretes tenían la misma altura y masa y contuvieron las mismas conexiones eléctricas que las etapas reales.

La NASA decidía utilizar una torre móvil del lanzamiento, o el " " de la correa eslabonada ;, construido por la pala de energía de Marion Ohio . Esto significó que el cohete fue construido en la plataforma de lanzamiento en el VAB y entonces la estructura entera fue movida hacia fuera al escenario del lanzamiento por la correa eslabonada, que todavía es utilizada hoy por el programa de la lanzadera de espacio. Funciona en cuatro pisadas seguidas dobles, cada uno con 57 “zapatos”. Cada zapato pesa 900 kilogramos (2. Este transportador tuvo que guardar el nivel del cohete mientras que viajó las 3 millas (5 kilómetros) al escenario del lanzamiento.

Secuencia lunar del lanzamiento de la misión

El Saturno V llevó a astronautas de Apolo a la luna. Todas las misiones de Saturno V lanzaron del complejo 39 del lanzamiento en el centro espacial de John F. Después de que el cohete despejara la torre del lanzamiento, el control de misión transfirió al centro espacial de Johnson en el Houston, Tejas .

Una misión media utilizó el cohete por un total de 20 minutos justos. Aunque el Apolo 6 del y el Apolo 13 del experimentaran fallos mecánicos, las computadoras a bordo podían compensar quemando los motores restantes más largos, y ningunos de los lanzamientos de Apolo dieron lugar a una pérdida de la carga útil.

Secuencia del S-IC

La primera fase quemó por 2.5 minutos, levantando el cohete a una altitud de 38 millas (61 kilómetros) y de una velocidad de 5300 mph (8600 kilómetros por hora) y quemando 2.000 kilogramos de propulsor.9 segundos antes del lanzamiento, la secuencia de la ignición de la primera fase comenzó. El motor de centro encendió primero, seguido oponiéndose a pares externos en los tiempos del stagger de 300 milisegundos para reducir las cargas estructurales en el cohete. El empuje del momento había sido confirmado por completo por las computadoras a bordo, el cohete “suave-fue lanzado” en dos etapas: primero, los brazos de la abrazadera de sujeción lanzaron el cohete, y en segundo lugar, como el cohete comenzó a acelerar hacia arriba, fue retenido algo por los pernos de metal afilados que eran tirados a través de los agujeros. Estes 3ultimo duraron para la mitad del segundo. Una vez que el cohete había quitado, no podría colocar con seguridad detrás abajo sobre el cojín si los motores fallaron.

Tardó cerca de 12 segundos para que el cohete despeje la torre. Mientras que pasó la torre, el del cohete se desvió lejos para asegurar la separación adecuada, en caso de los vientos adversos o de los fallos mecánicos. En una altitud de 430 pies (130 metros) el cohete comenzó a rodar y después a echar al acimut correcto. De lanzamiento hasta 38 segundos después de la ignición de la segunda etapa, el Saturno V volaría un programa preprogramado de la echada predispuesto para los vientos predominantes durante el mes del lanzamiento. Los cuatro motores externos también inclinaron lejos del centro, de modo que si un motor hubiera cerrado temprano, el empuje de los motores restantes hubiera estado hacia el centro de gravedad del cohete . El Saturno V acelerado rápidamente, alcanzando 1600 pies/sec. (500 m/s) en las millas 1+ (2 kilómetros) en altitud. Mucha de la porción temprana del vuelo estuvo pasada que ganaba altitud, con la velocidad required viniendo más adelante.

Aproximadamente 80 segundos, el cohete alcanzó el punto del vuelo con la presión dinámica máxima, conocido como Q máximo . La presión dinámica sobre un cohete varía en común como la densidad del aire alrededor del cohete y del cuadrado de la velocidad. Aunque la velocidad esté aumentando mientras que el cohete consigue más arriba, la densidad del aire más allá del Q máximo es decreasing tan rápido que la presión dinámica está reducida con eficacia.5 segundos, el motor de centro cerraría para reducir las cargas de la aceleración en el cohete, puesto que llegó a ser más ligero mientras que el combustible fue utilizado. El motor F-1 no podía estrangular abajo de esto era tan el método más fácil. El equipo también experimentó su aceleración más grande, 4 g (25 f/s ² - 39 m/s ²), momentos antes que la primera fase cortó. Los otros motores continuaron quemando hasta que el oxidante o el combustible fuera agotado según lo medido por los sensores en las asambleas de la succión. 600 milisegundos después del atajo del motor, la primera fase se separó con la ayuda de los ocho pequeños motores de la separación del combustible sólido. Esto ocurrió en una altitud de cerca de 38 millas (62 kilómetros). La primera fase continuó a una altitud de 68 millas (110 kilómetros), después cayó en el Océano Atlántico cerca de 350 millas (560 kilómetros) de la plataforma de lanzamiento.

Secuencia del S-II

Después de la secuencia del S-IC, de la etapa del S-II segundo quemadas por 6 minutos y propulsadas el arte a 185 kilómetros y a 24.600 kilómetros por hora, trayéndolo cerca de la velocidad orbital .

La segunda etapa tenía un proceso de ignición bipartito, que varió sobre la duración del programa. En la primera pieza para los primeros dos lanzamientos acobardados, ocho motores de la merma del combustible sólido encendieron por cuatro segundos para dar la aceleración positiva, seguido por los cinco motores J-2. Para las primeras siete misiones servidas de Apolo solamente cuatro motores de la merma fueron utilizados, y fueron eliminados totalmente para los cuatro lanzamientos finales. En la segunda parte, cerca de 30 segundos después de que la primera fase se separó, el inter-etapas en popa separada de la segunda etapa. Esto era una maniobra exacto controlada pues el inter-etapas no se podría permitir tocar los motores y tenía una separación de solamente un metro. Al mismo tiempo que haber separado inter-etapas, el sistema del escape del lanzamiento fue desechado. Ver el Apolo abortar los modos para más información sobre los varios modos de la interrupción que se habrían podido utilizar durante un lanzamiento.

Cerca de 38 segundos después de la ignición de la segunda etapa, la dirección del control del Saturno V cambió de una rutina preprogramada de la echada al modo iterativo de la dirección, controlado por la unidad del instrumento, basada en los acelerómetros y los sensores de la altitud. Si la unidad del instrumento tomó el exterior del cohete permitido limita a equipo podría o abortar o tomar el control del cohete usar uno del rotatoria dar los reguladores en la cápsula.

Cerca de 90 segundos antes del atajo de la segunda etapa, el motor de centro cerrado para reducir el supresor longitudinal del pogo de las oscilaciones A de Pogo, primero volado en Apolo 14, pararon este movimiento del pogo pero el motor de centro todavía fue cerrado temprano para limitar fuerzas de G de la aceleración. Aproximadamente este tiempo, el flujo del LOX disminuyó, cambiando el cociente de la mezcla de los dos propulsores, asegurándose de que habría como poco propulsor pues izquierda posible en los tanques en el final del vuelo de la segunda etapa. Esto fue hecha en un Delta-v predeterminado .

Había cinco sensores en la parte inferior del cada tanque del S-II. Cuando dos de éstos fueron destapados, la unidad del instrumento iniciaría la secuencia del estacionamiento. Un segundo después de que la segunda etapa la cortó se separó y una décima que la tercera etapa encendió un segundo de más adelante. Los retro-rockets del combustible sólido montaron en el inter-etapas en la tapa de la etapa encendida para ayudar detrás lejos a la segunda etapa agotada del resto del apilado. El S-II afectó cerca de 4200 kilómetros del escenario del lanzamiento.

Secuencia de S-IVB

La tercera etapa quemó para 2.5 minutos más, cerca de 12 minutos después del lanzamiento. La tercera etapa seguía atada mientras que el de la nave espacial movió en órbita alrededor de la tierra dos y los medios tiempos en un estacionamiento mueven en órbita alrededor de mientras que los astronautas y los reguladores de la misión examinaron la nave espacial y funcionó el cohete para cerciorarse de todo nominal.

Desemejante con de la separación anterior, no había separación de dos etapas. El inter-etapas entre las segundas y terceras etapas seguía atada a la segunda etapa (aunque fue construida como parte de la tercera etapa).

Por 10 minutos 30 segundos en el lanzamiento, el Saturno V era 164 kilómetros en altitud y 1700 kilómetros de downrange del escenario del lanzamiento. Después de cerca de cinco más minutos de quema, el cohete cortó. En las misiones tempranas de Apolo, la nave espacial fue puesta en un " temporal; orbit" del estacionamiento; de cerca de 180 kilómetros por 165 kilómetros. Esto es absolutamente bajo por estándares de la órbita de tierra y no habría seguido siendo estable para muy largo debido a la interacción entre la nave espacial y la atmósfera de tierra. Para los tres vuelos finales de Apolo, la órbita temporal del estacionamiento era incluso más baja (aproximadamente 150 kilómetros), permitir mayor capacidad de carga útil lunar para estas misiones. Para las dos misiones de la órbita de tierra del Saturno V, Apolo 9 del y Skylab, las órbitas eran más altas, más típico de misiones orbitales servidas. Los dos siguientes y una mitad se mueve en órbita alrededor estuvieron pasados que comprueban hacia fuera los sistemas de la nave espacial y que preparan la nave espacial para la inyección lunar (TLI) del transporte.

TLI vino cerca de dos y medias horas después de lanzamiento, cuando la tercera etapa reignited para propulsar la nave espacial a la luna. El S-IVB quemó por casi seis minutos de modo que la velocidad total de la nave espacial en el atajo estuviera cercana a la velocidad de escape de 11. Esto dio lugar a una transferencia económica de energía tales que la gravedad de la luna ayudaría a llegar la blanco, también dando por resultado una consumición de combustible más baja para la inserción de la órbita de la luna.

Unas par de horas después de TLI que el módulo de servicio de comando de Apolo (CSM) se separó de la tercera etapa, dio vuelta a 180 grados, y atracaron con el módulo lunar (LM) que montó debajo del CSM durante lanzamiento. El CSM y el LM entonces se separaron de la tercera etapa.

Si era quedar orientado la misma trayectoria que la nave espacial, el aumentador de presión habría podido presentar un peligro más adelante en la misión, así que el propulsor restante en los sus tanques fue expresado fuera del motor, cambiando su trayectoria. Para las terceras etapas del Apolo 13 hacia adelante, los reguladores lo ordenaron para afectar la luna. Los sismómetros que dejó detrás por misiones anteriores detectaron los impactos, y el mapa ayudado información el interior de la luna. Antes que, las etapas (excepto el Apolo 9 ) fueron dirigidas hacia un flyby de la luna diseñó enviarlos en órbitas solares. El s S-IVB de Apolo 9 del fue puesto directo en una órbita solar.

La etapa de Apolo 12 s S-IVB, sin embargo, tenía un diverso sino. El el el 3 de septiembre, el 2002, Bill Yeung descubrió un sospechoso asteroide que él dio a temporal J002E3 de la designación. Aparecía estar en órbita alrededor de la tierra, y pronto fue descubierto del análisis espectral que se cubrirá en la pintura blanca del dióxido Titanium, la misma pintura usada para los reguladores de la misión de Saturno V. había planeado enviar Apolo 12's S-IVB en órbita solar pero la quemadura después de separar de la nave espacial de Apolo duró demasiado de largo, no pasó cerca bastante a la luna y terminado para arriba en una órbita pelado-estable alrededor de la tierra y de la luna. En 1971 con una serie de perturbaciones gravitacionales se piensa para haber entrado en una órbita solar y después para haber vuelto para mover en órbita alrededor de la tierra 31 años más adelante. Dejó órbita de tierra otra vez en junio de 2003.

Skylab

En 1968, el programa de aplicación de Apolo fue creado para mirar en las misiones de la ciencia que se podrían realizar con el hardware de sobra de Apolo. Mucho del planeamiento se centró en la idea de una estación espacial, que frezó eventual el programa de Skylab. El lanzamiento Skylab (usar el Saturno INT-21, un derivado de dos fases del Saturno V) era el único lanzamiento de Saturno V relacionado no no directo con el programa del aterrizaje lunar de Apolo.

Fue planeado original para utilizar un concepto del “taller mojado”, con una etapa del cohete que era lanzada en órbita por un Saturno 1B y su S-IVB gastado equipados en espacio, pero esto fue abandonada para el concepto del “taller seco”: Una etapa de S-IVB de un Saturno IB fue convertida en una estación espacial en la tierra y puesta en marcha en un Saturno V. Un respaldo, construido de una tercera etapa de Saturno V, ahora es encendido exhibición en el aire nacional y el museo de espacio .

Tres equipos vivieron a bordo de Skylab del 25 de mayo, 1973 al 8 de febrero, 1974, con Skylab permaneciendo en órbita hasta el 11 de julio, el 1979 .

Era esperado original que Skylab permanecería en órbita bastante tiempo que se visitará por la lanzadera de espacio durante sus primeros vuelos. La lanzadera habría podido levantar la órbita de Skylab, y permitir que sea utilizada como base para las estaciones espaciales futuras. Sin embargo, la lanzadera no voló hasta 1981, y ahora se observa en vista retrospectiva que Skylab habría sido de poco uso, pues no fue diseñado para ser restaurado y para ser llenado con las fuentes.

Progresos propuestos de poste-Apolo

El segundo funcionamiento de producción (cancelado) de Saturno contra habría utilizado muy probablemente el motor de F-1A en su primera fase, proporcionando un alza substancial del funcionamiento. Otros cambios probables habrían sido el retiro de las aletas (que resultaron proporcionar poca ventaja cuando estaban comparadas a su peso); una primera fase estirada del S-IC para apoyar el F-1As más de gran alcance; y J-2s reforzado para las etapas superiores.

Un número de suplente que los vehículos de Saturno fueron propuestos basó en el Saturno V, extendiéndose Saturno INT-20 con una etapa y un inter-etapas S-IVB montadas directo sobre una etapa del S-IC, a través al Saturno V-23 (L) que no sólo tendría cinco motores F-1 en la primera fase, pero también cuatro correa-en los aumentadores de presión con dos F-1 motores cada uno: dando a un total de trece motores de F-1 que encienden en el lanzamiento.

La lanzadera de espacio fue concebida inicialmente como de transporte de cargo que se utilizará en concierto con el Saturno V, incluso al punto que un " Lanzadera, " de Saturno; usar la órbita actual y el tanque externo, pero con el tanque montó en haber modificado, versión del tiempo de retorno del S-IC, sería utilizado para accionar la lanzadera durante los primeros dos minutos del vuelo, después de lo cual el S-IC sería desechado (que entonces volará de nuevo a KSC para la restauración) y los motores principales de la lanzadera de espacio después encenderían y colocarían la órbita en órbita. La lanzadera manejaría logística de la estación espacial, mientras que Saturno V pondría en marcha componentes. La carencia de un segundo funcionamiento de producción de Saturno V mató este plan y ha dejado el Estados Unidos sin un aumentador de presión heavy-lift. Algunos en la comunidad del espacio de los E. han venido lamentar de esta situación, pues la producción continua no habría prohibido a la estación espacial internacional, usar una configuración Skylab o MIR con los E. y los puertos de muelle rusos, para haber sido levantado con apenas un puñado de lanzamientos, con el " Saturno Shuttle" concepto que elimina posiblemente las condiciones que causaron el desastre del '' desafiador '' en 1986.

El Saturno V habría sido el vehículo primero del lanzamiento para las puntas de prueba de Marte canceladas del '' viajero '', y era haber sido el vehículo del lanzamiento para el programa de prueba nuclear de la GRIETA de la etapa del cohete y el posterior NERVA .

Sucesores

U. las ofertas para un cohete más grande que el Saturno V del a finales de la década de 1950 con el principios de los 80 generalmente fueron llamadas la Nova . Sobre treinta diversos cohetes grandes las ofertas llevaron el nombre de la Nova.

El Wernher von Braun y otros también tenía planes para un cohete que habría ofrecido ocho motores F-1 en su primera fase permitiendo que lance una nave espacial servida en un vuelo directo de la subida a la luna. Otros planes para el Saturno V pidieron usar un Centaur como etapa superior o agregar correa-en los aumentadores de presión. Estos realces habrían aumentado su capacidad de enviar la nave espacial sin tripulación grande a los planetas externos o la nave espacial servida al Marte .

En fecha 2006, los planes de la NASA para construir el heavy-lift Ares V, una lanzadera derivaron el vehículo del lanzamiento solamente 5 pies de más corto que el Saturno V, pero pueden levantar la misma cantidad del peso (~125 130 al T ) como su precursor. El lanzador se ha nombrado como homenaje al Saturno V. Se piensa como vehículo pesado sin tripulación de la elevación, como el Saturno INT-21 /de la configuración de Skylab, pero desemejante del Saturno INT-21, el Ares V será utilizado para apoyar aterrizajes lunares servidos futuro e incluso las misiones servidas futuras al Marte antes de 2030.

El Saturno V utilizó tres etapas liquid-fueled, el primer oxígeno líquido y keroseno ardiente, y los dos superiores hidrógeno líquido y oxígeno ardientes. Por el contrario el Ares V utilizará dos etapas liquid-fueled del hidrógeno/del oxígeno, y para los primeros dos minutos del vuelo accionado, dos aumentadores de presión sólidos modificados de Rocket de la lanzadera de espacio la etapa de la base serán accionados por cinco motores espaciales modificados RS-68 en el mismo patrón cruzado que ése utilizó en las etapas del S-IC y del S-II. El diseño inicial de Ares V utilizó cinco motores principales de la lanzadera de espacio, pero el RS-68 más adelante fue adoptado basado en costos más bajos, y su uso acertado del vuelo en el sistema sin tripulación del lanzamiento EELV del delta IV, junto con ser más de gran alcance y más fácil de construir que sus contrapartes de SSME.

Los motores RS-68, construidos por la división de Rocketdyne de Pratt y del producto menos el de 1/2 de Whitney (antes bajo propiedades Boeing y Rockwell International ) el empuje por el motor como los motores de F-1 del v de Saturno, pero son más eficientes y se pueden estrangular hacia arriba o hacia abajo. El motor J-2 usado en el S-II y el S-IVB será modificado en el motor mejorado de J-2X para el uso en la etapa (EDS) de la salida de la tierra, y en la segunda etapa propuesto Ares I . El EDS y etapa de Ares I la segundo utilizarían un solo motor de J-2X, aunque el EDS fuera diseñado original para utilizar los motores del dos hasta el reajuste que empleaba los cinco RS-68s en lugar de los cinco SSMEs.

Coste

A partir de 1964 hasta 1973, un total de US$ 6.5 mil millones fue apropiado para el Saturno V, con el máximo siendo en 1966 con US$1.

Una de las razones principales de la cancelación del programa Apollo era el coste. En 1966, la NASA recibió su presupuesto más alto de US$4.5 mil millones, cerca de 0.5% del GDP de los Estados Unidos en aquel momento. En el mismo año, el Departamento de Defensa recibió $63.5 mil millones, cerca de 7.

Vehículos y lanzamientos de Saturno V

Medios

Ver también

Comparación de los sistemas pesados del lanzamiento de la elevación

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Zenithic

Loukas Louka

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