Saturne V

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Le Saturne V (prononcé « Saturne cinq », populairement connu sous le nom de la lune Rocket) était un dépensable Rocket du à plusieurs étages de liquide-carburant du employé par Apollo de s de NASA 'et programmes du Skylab .

Le plus grand modèle de production de la famille de Saturne de des fusées, le Saturne V a été conçu sous la direction du Wernher von Braun au centre de vol spatial de Marshall de dans le Huntsville, Alabama , avec le Boeing , l'aviation nord-américaine , le Douglas Aircraft Company , et le IBM comme entrepreneurs de fil. Ce reste le lanceur le plus puissant jamais apporté au statut opérationnel, d'une taille, d'un poids et d'un point de vue de charge utile. Le russe Energia , qui a piloté seulement deux missions d'essai, a eu légèrement plus de poussée de décollage.

La NASA a lancé treize fusées Saturn v Entre 1967 et 1973, sans la perte de charge utile. La charge utile de conception était le vaisseau spatial équipé d'Apollo de employé par la NASA pour des atterrissages de lune, et le Saturne V a continué pour lancer la station spatiale du Skylab .

Les trois étapes du Saturne V ont été développées par de divers entrepreneurs de la NASA, mais suivant un ordre des fusions et des changements tous sont maintenant possédés par Boeing. Chaque premier et seconde étape étaient essai mis le feu au centre spatial de Stennis de situé près du compartiment St Louis, Mississippi. Le service plus tard a été employé pour l'essai et la vérification du moteur principal de navette spatiale de et du moteur-fusées plus nouveau du RS-68 actuellement utilisé sur la fusée du EELV du delta IV et à l'avenir, sur la fusée d'Ares V .

Fond

Par le début des années soixante, l'Union Soviétique avait développé une avance considérable dans la course de l'espace de contre le Etats-Unis . En 1957, les Soviétiques avaient lancé le Spoutnik 1 , le premier satellite artificiel , et sur le le 1961 du 12 avril , Yuri Gagarin était allé bien au premier humain à voyager dans l'espace.

Le le 25 mai , le 1961 , Kennedy de président a annoncé que l'Amérique essayerait de débarquer un homme sur la lune vers la fin de la décennie. À ce moment-là, la seule expérience que les Etats-Unis ont eu avec le vol spatial équipé par était 15 le vol suborbital minute de la liberté 7 du Alan Shepard . Aucune fusée dans le monde n'a pu lancer un vaisseau spatial équipé à la lune dans l'une seule pièce. Le Saturne I était à l'étude, mais n'avait pas encore volé, et en raison de son de petite taille, il exigerait de plusieurs lancements de placer en orbite tous les composants d'un vaisseau spatial lunaire.

Tôt dans le processus de planification, la NASA a considéré trois principales idées pour la mission de lune : Rendez-vous d'orbite terrestre de , montée directe , et rendez-vous lunaire (LOR) d'orbite de . Bien que la NASA d'abord ait écarté LOR (considérer que le rendez-vous a eu pour être exécuté encore dans l'orbite terrestre, beaucoup moins dans l'orbite lunaire) dans la NASA d'extrémité a décidé que ce serait la méthode la plus rapide et la plus facile pour atteindre le but de Kennedy. Voir le projet Apollo de : Choix d'un mode de mission pour plus d'information.

Développement

C-1 à C-4

Entre 1960 et 1962, le centre (MSFC) de vol spatial de Marshall de a conçu les fusées qui pourraient être utilisées pour différentes missions.

Le C-1 a été développé en Saturne I , et la fusée C2 a été lâchée tôt dans le processus de conception en faveur du C-3, qui a été prévu pour utiliser deux moteurs du F-1 sur sa première phase, quatre moteurs du J-2 pour sa seconde étape, et une étape de SIV, using six moteurs du RL-10 .

La NASA a prévu d'employer le C-3 en tant qu'élément du concept de rendez-vous d'orbite terrestre, avec au moins quatre ou cinq lancements requis pour une mission simple, mais MSFC prévoyait déjà une fusée encore plus grande, le C-4, qui utiliserait quatre moteurs F-1 sur sa première phase, une seconde étape C-3 agrandie, et le S-IVB , une étape avec un moteur J-2 simple, en tant que sa troisième étape. Le C-4 aurait besoin de seulement deux lancements pour mener à bien une mission de rendez-vous d'orbite terrestre.

C-5

Le le 10 janvier , le 1962 , la NASA a annoncé des plans pour construire le C-5. Ceci aurait cinq moteurs F-1 sur sa première phase, cinq moteurs J-2 sur sa seconde étape et une étape de S-IVB troisième.

À l'origine, les quatre premiers vols étaient d'avoir été des essais, premier successivement examinant les trois étapes, suivies d'une mission circumlunaire non-pilotée. Un vol équipé a été prévu pour suivre en 1969.

Au milieu de 1962, la NASA a décidé d'employer un tout-vers le haut arrangement d'essai, avec chacune des trois étapes examinées immédiatement sur le tout premier lancement. Ceci raccourcirait rigoureusement l'essai et la chronologie de développement, et ramène le nombre required de fusées de 25 à 15, mais ceci a signifié que toutes les étapes devraient fonctionner parfaitement sur le premier lancement.

En 1963, le C-5 a été retitré Saturne V, et le Rocketdyne a produit les premiers moteurs.

En 1966, le F-1 a passé l'inspection de configuration de l'article de la NASA première avec la qualification complète pour des missions homme venant le 6 septembre .

Le premier lancement de Saturne V a eu lieu le 9 novembre , le 1967 avec le vaisseau spatial touché par d'Apollo 4 comme charge utile.

Le lancement d'abord équipé s'est produit en décembre 1968, portant la mission circumlunaire d'Apollo 8 de .

Technologie

Le Saturne V est discutablement l'une des machines les plus impressionnantes en histoire du homme. Sa taille énorme et capacité de charge utile ont rapetissé toutes autres fusées précédentes qui avaient avec succès volé à ce moment-là. Plus de 363 pieds (110.6 m) hauts et 33 pieds (10m) (sans ailerons) de diamètre, avec une masse totale de plus de trois mille tonnes courtes et une capacité de la charge utile de 260.000 kilogrammes) au LION , comparativement, à 364 pieds, le Saturne V est juste un pied plus court que la cathédrale de rue Paul de dans le Londres , et a seulement dégagé les portes du VAB par 6 pi (m) 1.82 une fois déroulé.

Saturne V a été principalement conçu par le centre de vol spatial de Marshall de dans le Huntsville, Alabama , bien que de nombreux systèmes importants, y compris la propulsion, aient été conçus par des sous-traitants. Il a utilisé les nouveaux moteurs-fusées Puissants de du F-1 et du J-2 pour la propulsion. Une fois examinés, ces moteurs ont envoyé des tremblements par la terre qui pourrait être sentie de 50 milles (80 kilomètres) loin. Les concepteurs ont décidé dès l'abord d'essayer d'employer autant technologie du programme de Saturne I comme possible. En soi, l'étape du S-IVB troisième du Saturne V a été basée sur la seconde étape du SIV du Saturne I. L'unité d'instrument que commandé le Saturne V a partagé des caractéristiques avec celle a porté par le Saturne I.

Étapes

Sur tout sauf un de ses vols, le Saturne V s'est composé du &mdash de trois étapes ; la première phase de sic, seconde étape du SII et le &mdash d'étape de S-IVB troisième ; et l'unité d'instrument. Chacune des trois étapes a employé l'oxygène liquide (SAUMON FUMÉ) de en tant que < ! --Je pense que nous sommes plus aisés laissant l'oxydant comme lien, quoiqu'il réoriente actuellement aux redox , parce que cela réorientent pourrait changer à l'avenir. -- P3d0 --> oxydant . La première phase a employé le RP-1 pour le carburant, alors que les deuxièmes et troisième étapes employaient l'hydrogène liquide (LH2) de . Chacune des trois étapes a également utilisé les petits moteurs plein-remplis de combustible de volume résiduel de qui ont aidé à séparer les étapes pendant le lancement, et pour s'assurer que les propergols liquides étaient en position appropriée à dessiner dans les pompes.

Première phase de sic

Le sic a été établi par le Boeing Company au service , la Nouvelle-Orléans d'Assemblée de Michoud de , où les réservoirs externes de la navette spatiale sont maintenant construits. La majeure partie de sa masse de plus de deux mille tonnes métriques lors de lancement était le propulseur , dans ce cas-ci l'oxydant de d'ergol combustible du RP-1 et d'oxygène liquide . C'était de 138 pieds (42 m) grands et 33 pieds (10m) de diamètre, et si plus de manganèse 34 (7.64 millions de livres de force) de la poussée pour obtenir la fusée par les 61 premiers kilomètres de la montée. Les cinq moteurs du F-1 ont été arrangés dans un modèle en travers. Le moteur central était fixe, alors que les quatre moteurs externes pourraient être tourné par hydrauliquement (" ; gimballed" ;) pour commander la fusée. En vol, le moteur central a été arrêté premier à l'accélération de limite.

Seconde étape du SII

Le SII a été établi par l'aviation nord-américaine à la plage de joint de , la Californie . Using l'hydrogène liquide et l'oxygène liquide, il a eu cinq moteurs du J-2 dans un arrangement semblable au sic, aussi using les moteurs externes pour la commande. Le SII était de 81 pieds et de 7 pouces (24.9 m) grands avec un diamètre de 33 pieds (10m), identiques au sic, et est ainsi la plus grande étape cryogénique jamais établie. La seconde étape a accéléré le Saturne V par l'atmosphère avec du manganèse 5.1 de la poussée (dans le vide). Une fois chargé, sensiblement plus de 90% de la masse de l'étape était propulseur, cependant, la conception d'ultra-leightweight avait mené à deux échecs dans l'essai structural. Au lieu de avoir une structure d'intertank pour séparer les deux réservoirs de carburant comme a été fait dans le sic, le SII a employé une cloison étanche commune qui a été construite à partir du dessus du réservoir de SAUMON FUMÉ et du bas du réservoir LH2. Il s'est composé de deux feuilles en aluminium du séparées par une structure en nid d'abeilles faite de résine phénolique . Ceci a dû isoler contre le °C 70 (différence de la température de 125 °F) entre les deux réservoirs. L'utilisation d'une cloison étanche commune a épargné 3.6 tonnes métriques dans le poids. Comme le sic, le SII a été transporté par la mer.

Étape de S-IVB troisième

Le S-IVB a été établi par le Douglas Aircraft Company au Huntington Beach, la Californie . Il a eu un moteur J-2 et a employé le même carburant que le SII. Le S-IVB a employé une cloison étanche commune pour isoler les deux réservoirs. C'était de 58 pieds et de 7 pouces (17.85 m) grands avec un diamètre de 21 pieds et de 8 pouces (6.60 m) et ont été également conçus avec l'efficacité de la masse élevée, cependant pas aussi agressivement que le SII. Cette étape a été employée deux fois pendant la mission : d'abord dans une brûlure de 2.5 minutes pour l'insertion d'orbite après coupure de seconde étape, et plus tard pour la brûlure lunaire de l'injection (TLI) de transport de , durant environ 6 mn. Deux unités de système auxiliaires liquid-fueled de propulsion ont monté à l'extrémité arrière de l'étape ont été employées pour le pilotage pendant l'orbite de stationnement de et les phases trans-lunar de la mission. Les deux APSs ont été également employés comme des moteurs de volume résiduel pour aider à arranger le carburant avant la brûlure translunar d'injection.

Le S-IVB était la seule étape de fusée du Saturne V assez petit à transporter en avion, dans ce cas-ci le Guppy superbe . Indépendamment de l'adapteur inter-étages, cette étape est presque identique à la seconde étape de la fusée de Saturne IB .

Unité d'instrument

L'unité d'instrument de Saturne V de a été établie par IBM et est montée placé sur la troisième étape. Elle a été construite aux systèmes d'espace central dans le Huntsville . Ce commandé par ordinateur les fonctionnements de la fusée de juste avant le décollage jusqu'au S-IVB a été jeté. Il a inclus des systèmes de la télémétrie de conseils et de pour la fusée. En mesurant l'attitude d'accélération et de véhicule, il pourrait calculer la position et la vitesse de la fusée et les corriger pour toutes les déviations.

Sécurité de champ de tir

En cas d'un arrêt exigeant la destruction de la fusée, le dirigeant de sécurité de champ de tir arrêterait à distance les moteurs et après que plusieurs secondes envoient une autre commande pour les charges explosives shaped attachées aux surfaces externes de la fusée pour détoner. Celles-ci feraient coupe dedans des réservoirs de carburant et d'oxydant pour disperser le carburant rapidement et pour réduire au minimum le mélange. La pause entre ces actions donnerait l'heure pour l'équipage à l'évasion using la tour d'évasion de lancement de ou (dans les stades avancés du vol) le système de propulsion du module de service. Une troisième commande, " ; safe" ; , a été employé après l'étape de S-IVB a réalisé l'orbite pour mettre irréversiblement le système de self-destruct. Le système était également inactif tant que la fusée était toujours sur la plateforme de lancement.

Comparaisons

Les contre-parties soviétiques du du Saturne V étaient la fusée du N-1. Le Saturne V était plus grand, plus lourd, a eu plus de poussée de décollage, et plus grande charge utile, mais le diamètre de première phase de N-1 était plus grand. Le N1 a eu quatre lancements d'essai avant que le programme ait été décommandé, chacun ayant pour résultat le véhicule échouant de façon catastrophique tôt dans le vol. La première phase de Saturne V a utilisé cinq moteurs puissants plutôt que les 30 plus petits moteurs du N-1, nécessaires car les Soviétiques n'avaient pas développé les moteurs pareillement puissants à ce moment-là. Pendant deux lancements, Apollo 6 de et Apollo 13 de , le Saturne V pouvait récupérer des incidents de perte de moteur. Le N-1 a été conçu de même pour compenser des pannes moteur, mais le système a jamais avec succès sauvé un lancement de l'échec. À une occasion il a réagi à un défaut en arrêtant tous les moteurs de première phase, détruisant le véhicule et sa plateforme de lancement. De façon générale, la raison principale des échecs de N-1 semble être décelable au manque de tout-vers le haut essai de la première phase, alternativement dû au placement insuffisant.

Le Saturne à trois étages V a eu une poussée maximale au moins de manganèse de 34.02 (SA-510 et suivant) et une capacité d'ascenseur de 118.000 kilogrammes au LION . La mission SA-510 (Apollo 15) a eu une poussée de décollage de 7.823 millions de livres (manganèse 34. La mission SA-513 (le Skylab) a eu une poussée légèrement plus grande de décollage de 7.891 millions de livres (manganèse 35. Aucun autre lanceur opérationnel n'a jamais surpassé le Saturne V en taille, poids, ou charge utile. Si les deux lancements russes d'essai d'Energia sont comptés comme opérationnels, il a fait pousser le même décollage que SA-513, le manganèse 35.

Les futures versions hypothétiques du soviétique Energia auraient été plus puissantes que le Saturne V, livrant le manganèse 46 de la poussée et capable fournir jusqu'à 175 tonnes métriques à LION dans le " ; Vulkan" ; configuration. Les versions renforcées prévues du Saturne V using des moteurs de F-1A auraient eu environ 18% charge utile des kilogrammes plus poussé et 137. La NASA a contemplé établir de plus grands membres de la famille de Saturne de , y compris le nova , mais ceux-ci n'ont été jamais produits.

La navette spatiale produit d'une poussée maximale du manganèse 30.1, et de la capacité de charge utile à LION (excl. La navette spatiale de navette elle-même) est de 28.800 kilogrammes, qui est environ 25 pour cent de la charge utile du v de Saturne. Si la navette spatiale de navette elle-même est comptée comme charge utile, ce serait environ 112. Une comparaison équivalente serait masse orbitale d'étape de Saturne V S-IVB troisième toute la sur Apollo 15, qui était de 140.

Quelques autres lanceurs récents ont une petite fraction de la capacité de charge utile du v de Saturne : le européen Ariane 5 avec la CCE d'Ariane 5 des plus nouvelles versions fournit jusqu'à 10.000 kilogrammes à l'orbite géostationnaire (GTO) de transfert de . Le delta 4 lourd, qui de des USA a lancé un satellite factice le 21 décembre , le 2004 , a une capacité de 13.100 kilogrammes à l'orbite géosynchrone de transfert. La fusée de l'atlas V de (using des moteurs basés sur une conception russe) fournit jusqu'à 25.000 kilogrammes à LION et 13.605 kilogrammes à GTO.

Comparaisons de poussée de sic

En raison de son de grande taille, l'attention est souvent concentrée sur le sic poussé et comment ceci compare à d'autres grandes fusées. Cependant, plusieurs facteurs rendent de telles comparaisons plus complexes qu'apparaît d'abord :
le

Commun-a mis en référence des nombres de poussée sont des spécifications , pas une mesure réelle de . Les différents étapes et moteurs peuvent faire défaut ou dépasser les spécifications, parfois de manière significative.

que le F-1 les spécifications a poussé était commencement renforcé avec le Apollo 15 (SA-510) de 1.5 million de livre-force (manganèse 6.522 million de livre-force (manganèse 6.61 millions de livre-force (manganèse 33.85) pour l'étape de sic. La poussée plus élevée a été réalisée par l'intermédiaire d'une conception des orifices d'injecteur et d'un taux d'écoulement de la masse légèrement plus élevé de propulseur. Cependant, comparer le nombre spécifique à la poussée mesurée réelle de 7.823 millions de livre-force (manganèse 34.8) sur Apollo 15 montre une différence significative.

là n'est aucun " ; scale" de salle de bains ; manière de mesurer directement la poussée d'une fusée en vol. Plutôt un calcul mathématique est effectué à partir de la pression de chambre de combustion, vitesse de la turbopompe , a calculé la densité de propulseur et le débit, la conception de bec, et les conditions atmosphériques, en particulier, pression externe.
La poussée varie considérablement avec de la pression externe et ainsi, avec l'altitude, même pour un moteur non-étranglé. Par exemple sur Apollo 15, toute la poussée calculée de décollage (basée sur des mesures réelles) était environ 7.823 millions de livre-force (manganèse 34.8), qui a grimpé jusqu'à 9.18 millions de livre-force (manganèse 40.8) aux secondes T+135, juste avant la coupure centrale de moteur (CECO), quand le gicleur underexpanded fortement.
Des caractéristiques de poussée sont souvent données pendant que poussée de vide (pour les étapes supérieures) ou poussée de niveau de la mer (pour les étapes ou les propulseurs inférieurs), parfois sans qualifier lesquels. Ceci peut mener aux comparaisons incorrectes.
Des caractéristiques de poussée sont souvent données comme poussée de moyenne ou font une pointe la poussée, parfois sans qualifier lesquels. Même pour un moteur non-étranglé à une altitude fixe, la poussée peut souvent varier légèrement au cours de la période de mise à feu due à plusieurs facteurs. Ceux-ci incluent les changements intentionnels ou involontaires de rapport de mélange, les légers changements de densité de propulseur au cours de la période de mise à feu, et les variations de l'exécution de turbopompe, de bec et d'injecteur au cours de la période de mise à feu.

Sans savoir la technique de mesure exacte et la méthode mathématique employées pour déterminer la poussée pour chaque fusée différente, les comparaisons sont souvent inexactes. Comme expositions ci-dessus, la poussée spécifique diffère souvent de manière significative de la poussée réelle de vol calculée à partir des mesures directes. La poussée indiquée dans diverses références souvent n'est pas en juste proportion qualifiée quant au vide contre le niveau de la mer, ou à la crête contre la poussée de moyenne.

De même, des augmentations de charge utile sont souvent réalisées d'un plus défunt indépendant de missions de poussée de moteur. C'est par le remodelage de réduction de poids ou de trajectoire.

Le résultat est là n'est aucun chiffre en valeur absolue pour la poussée de moteur, la poussée d'étape ou la charge utile de véhicule. Il y a des valeurs spécifiques et des valeurs réelles de vol, et de diverses manières de mesurer et de dériver ces valeurs réelles de vol.

L'exécution de chaque lancement de Saturne V a été intensivement analysée et un rapport d'évaluation de lancement a été produit pour chaque mission, qui inclut un graphique de poussée/temps pour chaque étape de véhicule sur chaque mission. Voir le site Web intérieur de Centre Spatial Kennedy.

Assemblée

la construction d'une étape a été accomplie, il a été embarquée au Centre Spatial Kennedy. Les deux premières étapes étaient si grandes que la seule manière de les transporter ait été en le chaland. Le sic construit à la Nouvelle-Orléans a été transporté en bas du Fleuve Mississippi De au Golfe de du Mexique . Après l'arrondissage du la Floride , il a été alors transporté vers le haut de la voie d'eau Intra-Coastal au bâtiment vertical d'Assemblée de (maintenant appelé le bâtiment d'Assemblée de véhicule). Le SII a été construit dans le la Californie et ainsi voyagé par l'intermédiaire du canal de Panama De . Troisième l'unité de l'étape et de l'instrument a pu être portée par le Guppy enceinte aérien de Spacelines et le Guppy superbe .

Dès l'arrivée au bâtiment vertical d'Assemblée, chaque étape a été vérifiée en position horizontale avant d'être déplacé à une position verticale. La NASA a également construit les grandes structures bobine-shaped qui pourraient être employées au lieu des étapes si une étape particulière était tardive. Ces bobines ont eu la mêmes taille et masse et ont contenu les mêmes raccordements électriques que les étapes réelles.

La NASA a décidé d'employer une tour mobile de lancement, ou le " ; " de la chenille ; , construit par la pelle à puissance de Marion du Ohio . Ceci a signifié que la fusée a été construite sur la plateforme de lancement dans le VAB et alors la structure entière a été sortie au site de lancement par la chenille, qui est encore employée aujourd'hui par le programme de navette spatiale. Il fonctionne sur quatre doubles bandes de roulement dépistées, chacune avec 57 « chaussures ». Chaque chaussure pèse 900 kilogrammes (2. Ce transporteur a dû garder le niveau de fusée pendant qu'il voyageait les 3 milles (5 kilomètres) au site de lancement.

Ordre lunaire de lancement de mission

Le Saturne V a porté les astronautes d'Apollo à la lune. Toutes les missions de Saturne V ont lancé du complexe 39 de lancement au centre spatial de John F. Après que la fusée ait dégagé la tour de lancement, le Centre de contrôle de la mission a transféré à Johnson de le centre spatial dans le Houston, le Texas .

Une mission moyenne a utilisé la fusée pendant un total de 20 minutes justes. Bien que le Apollo 6 de et le Apollo 13 de aient éprouvé des pannes moteur, les ordinateurs embarqués pouvaient compenser en brûlant les moteurs restants plus longs, et aucun des lancements d'Apollo n'a eu comme conséquence une perte de charge utile.

Ordre de sic

La première phase a brûlé pendant 2.5 minutes, soulevant la fusée à une altitude de 38 milles (61 kilomètres) et d'une vitesse de 5300 M/H (8600 km/h) et brûlant 2.000 kilogrammes de propulseur.9 secondes avant le lancement, l'ordre d'allumage de première phase a commencé. Le moteur central a mis à feu d'abord, suivi de s'opposer à des paires extérieures aux temps de stagger de 300 millisecondes de réduire les charges structurales sur la fusée. La poussée de moment complètement avait été confirmée par les ordinateurs embarqués, la fusée « doux-a été libérée » dans deux étapes : d'abord, les bras d'écrou de serrage ont libéré la fusée, et en second lieu, car la fusée a commencé à accélérer vers le haut, elle a été tenue en arrière légèrement par les goupilles coniques en métal étant tirées par des trous. Ce dernier ont duré la moitié par seconde. Une fois que la fusée avait enlevé, elle ne pourrait pas sans risque arranger en arrière vers le bas sur la garniture si les moteurs échouaient.

Cela a pris environ 12 secondes pour que la fusée dégage la tour. Pendant qu'il se déplaçait après la tour, le de fusée a embardé loin pour assurer à dégagement proportionné, en cas de vents défavorables ou de pannes moteur. À une altitude de 430 pi (130 mètres) la fusée a commencé à rouler et puis lancer à l'azimut correct. Du lancement jusqu'à 38 secondes après l'allumage de seconde étape, le Saturne V piloterait un programme préprogrammé de lancement partial pour les vents dominants pendant le mois de lancement. Les quatre moteurs extérieurs ont également incliné à partir du centre, de sorte que si un moteur s'était arrêté tôt, la poussée des moteurs restants ait été vers le centre du de la fusée de la gravité . Le Saturne V rapidement accéléré, atteignant 1600 pieds/sec. (500 m/s) aux milles 1+ (2 kilomètres) dans l'altitude. Une grande partie de la première partie du vol a été dépensée gagnant l'altitude, avec la vitesse required venant plus tard.

À environ 80 secondes, la fusée a atteint le point du vol avec de la pression dynamique maximum, connu sous le nom de Q maximum . La pression dynamique sur une fusée varie conjointement comme densité d'air de autour de la fusée et de la place de la vitesse. Bien que la vitesse augmente pendant que la fusée obtient plus haut, la densité d'air au delà du Q maximum est décroissante tellement rapidement que la pression dynamique est effectivement réduite.5 secondes, le moteur central s'arrêterait pour réduire les charges d'accélération sur la fusée, puisqu'il est devenu plus léger pendant que du carburant était employé. Le moteur F-1 n'a pas pu étrangler en bas ainsi de ceci était la méthode la plus facile. L'équipage a également éprouvé leur plus grande accélération, 4 le g (² de 25 f/s - ² de 39 m/s), juste avant que la première phase ait découpé. Les autres moteurs ont continué à brûler jusqu'à ce que l'oxydant ou du carburant ait été épuisé comme mesuré par des sondes dans les aspirations. pendant 600 millisecondes après la coupure de moteur, la première phase a séparé à l'aide des huit petits moteurs de séparation de combustible solide. Ceci s'est produit à une altitude d'environ 38 milles (62 kilomètres). La première phase a continué à une altitude de 68 milles (110 kilomètres), puis est tombée dans le l'Océan Atlantique à environ 350 milles (560 kilomètres) de la plateforme de lancement.

Ordre du SII

Après l'ordre de sic, la seconde étape du SII brûlés pendant 6 minutes et propulsés le métier à 185 kilomètres et à 24.600 km/h, l'apportant près de la vitesse orbitale .

La seconde étape a eu un procédé d'allumage en deux parties, qui a varié au-dessus de la durée du programme. Dans la première pièce pour les deux premiers lancements touchés, huit moteurs de volume résiduel de du combustible solide ont mis à feu pendant quatre secondes pour donner l'accélération positive, suivi des cinq moteurs J-2. Pour les sept premières missions équipées d'Apollo seulement quatre moteurs de volume résiduel ont été utilisés, et ils ont été éliminés complètement pour les quatre lancements finaux. Dans la deuxième partie, environ 30 secondes après que la première phase a séparé, l'inter-étages arrière séparé de la seconde étape. C'était une manoeuvre avec précision commandée car l'inter-étages ne pourrait pas être permis de toucher les moteurs et a eu un dégagement de seulement un mètre. En même temps que séparée inter-étages, le système d'évasion de lancement de a été largué. Voir le Apollo avorter les modes pour plus d'informations sur les divers modes d'arrêt qui pourraient avoir été employés pendant un lancement.

Environ 38 secondes après l'allumage de seconde étape, les conseils de commande du Saturne V ont commuté d'une routine préprogrammée de lancement au mode itératif de conseils, commandé par l'unité d'instrument, basée sur des accéléromètres et des sondes d'altitude. Si l'unité d'instrument prenait l'extérieur de fusée permis limite l'équipage pourrait ou avorter ou prendre la commande de la fusée using une des de rotation remettre les contrôleurs dans la capsule.

Environ 90 secondes avant la coupure de seconde étape, le moteur central arrêtée pour réduire le dispositif antiparasite longitudinal de pogo des oscillations A de Pogo de , d'abord piloté sur Apollo 14, ont arrêté ce mouvement de pogo mais le moteur central était encore arrêté tôt pour limiter des forces de l'accélération G. À environ ce temps, le débit de SAUMON FUMÉ a diminué, changeant le rapport de mélange des deux propulseurs, s'assurant qu'il y aurait en tant que peu de propulseur en tant que gauche possible dans les réservoirs à la fin du vol de seconde étape. Ceci a été fait à un Delta-v prédéterminé .

Il y avait cinq sondes au fond de chaque réservoir du SII. Quand deux de ces derniers ont été découverts, l'unité d'instrument lancerait l'ordre d'échafaudage. Une seconde après que la seconde étape l'a découpée a séparé et un dixième une seconde de plus tard que la troisième étape a mise à feu. Les rétrofusées de combustible solide ont monté sur l'inter-étages au dessus de l'étape mise le feu pour aider en arrière loin la seconde étape épuisée du reste de la pile. Le SII a effectué à environ 4200 kilomètres du site de lancement.

Ordre de S-IVB

La troisième étape a brûlé pour des 2.5 minutes plus encore, environ 12 minutes après le lancement. La troisième étape est demeurée attachée tandis que le de vaisseau spatial satellisait la terre deux de et demi de temps dans un stationnement de satellisent tandis que les astronautes et les contrôleurs de mission examinaient le vaisseau spatial et la fusée pour s'assurer tout fonctionnait nominalement.

À la différence de avec la séparation précédente, il n'y avait aucune séparation à deux étages. L'inter-étages entre les deuxièmes et troisième étapes est resté attaché à la seconde étape (bien qu'elle a été construite en tant qu'élément de la troisième étape).

Par 10 minutes 30 secondes dans le lancement, le Saturne V était de 164 kilomètres dans l'altitude et de 1700 kilomètres de downrange du site de lancement. Après environ cinq comptes rendu supplémentaires de combustion, la fusée a découpé. Dans les missions tôt d'Apollo, le vaisseau spatial a été mis dans un " provisoire ; orbit" de stationnement ; d'environ 180 kilomètres par 165 kilomètres. C'est assez bas par des normes d'orbite terrestre et ne serait pas resté stable pour en raison très long de l'interaction entre le vaisseau spatial et l'atmosphère terrestre. Pour les trois vols finaux d'Apollo, l'orbite provisoire de stationnement était encore inférieure (approximativement 150 kilomètres), pour permettre une plus grande capacité de charge utile lunaire pour ces missions. Pour les deux missions d'orbite terrestre du Saturne V, du Apollo 9 de et du le Skylab , les orbites étaient plus hautes, plus typique des missions orbitales homme. Les deux prochains et une moitié orbite ont été dépensés vérifiant les systèmes du vaisseau spatial et préparant le vaisseau spatial pour l'injection lunaire (TLI) de transport de .

TLI est venu environ deux et des demi-heures après le lancement, quand la troisième étape a relancé pour propulser le vaisseau spatial à la lune. Le S-IVB a brûlé pendant presque six minutes de sorte que toute la vitesse de vaisseau spatial à la coupure ait été proche de la vitesse de libération de 11. Ceci a eu comme conséquence un transfert de rendement optimum tels que la pesanteur de la lune aiderait à arriver à la cible, également ayant pour résultat la consommation de carburant inférieure pour l'insertion d'orbite de lune.

Deux ou trois heures après TLI que le module de service de commande d'Apollo (CSM) a séparé de la troisième étape, a tourné 180 degrés, et se sont accouplées avec le module lunaire (LM) de qui est montés au-dessous du CSM pendant le lancement. Le CSM et le LM ont alors séparé de la troisième étape.

S'il étaient de rester allumé la même trajectoire que le vaisseau spatial, le propulseur pourrait avoir présenté un risque plus tard dans la mission, ainsi le propulseur restant dans ses réservoirs a été exhalé hors du moteur, changeant sa trajectoire. Pour les troisième étapes du Apollo 13 en avant, les contrôleurs l'ont dirigé pour effectuer la lune. Les sismomètres de que a laissés par des missions précédentes ont détecté les impacts, et la carte aidée parinformation l'intérieur de la lune. Avant que, les étapes (excepté Apollo 9 ) ont été orientées sur un flyby de la lune a conçu pour les envoyer dans des orbites solaires. Le s S-IVB d'Apollo 9 de a été mis directement dans une orbite solaire.

L'étape de Apollo 12 s S-IVB, cependant, a eu un destin différent. Le le 3 septembre , le 2002 , Bill Yeung a découvert un suspecté en forme d'étoile qu'il a donné au provisoire J002E3 de désignation. Il a semblé être en orbite autour de la terre, et a été bientôt découvert de l'analyse spectrale à couvrir en peinture blanche du bioxyde titanique , la même peinture utilisée pour les contrôleurs de mission de Saturne V. avait prévu d'envoyer Apollo 12's S-IVB dans l'orbite solaire mais la brûlure après séparation du vaisseau spatial d'Apollo a duré trop longtemps, elle n'a pas passé assez étroitement à la lune et fini vers le haut dans une orbite nu-stable autour de la terre et de la lune. Dans 1971 par une série de perturbations de la gravité on pense que cela être entré dans une orbite solaire et puis retournerait pour satelliser la terre 31 ans après. Il a laissé l'orbite terrestre encore en juin 2003.

Le Skylab

En 1968, le programme d'applications d'Apollo a été créé pour examiner les missions de la science qui pourraient être exécutées avec le matériel en surplus d'Apollo. Une grande partie de la planification a porté sur l'idée d'une station spatiale, qui a par la suite engendré le programme du Skylab. Le lancement du le Skylab (using le Saturne INT-21 , un dérivé à deux étages du Saturne V) était le seul lancement de Saturne V pas directement lié au programme d'atterrissage lunaire d'Apollo.

À l'origine il a été prévu pour employer un concept « d'atelier humide », avec une étape de fusée étant lancée dans l'orbite par un Saturne 1B et son S-IVB épuisé équipés dans l'espace, mais ceci a été abandonné pour le concept « d'atelier sec » : Une étape de S-IVB d'un Saturne IB a été convertie en station spatiale au sol et lancée sur un Saturne V. Un support, construit étape de Saturne V d'une troisième, est maintenant dessus affichage à l'air national et au musée d'espace .

Trois équipages ont vécu à bord du Skylab du 25 mai , le 1973 au 8 février , le 1974 , avec le Skylab restant en orbite jusque au 11 juillet , le 1979 .

On l'a à l'origine espéré que le Skylab resterait en orbite assez longtemps à visiter par la navette spatiale pendant ses vols premiers. La navette pourrait avoir soulevé l'orbite du Skylab, et lui avoir permise d'être employée comme base pour de futures stations spatiales. Cependant, la navette n'a pas volé jusqu'en 1981, et on le réalise maintenant dans la vue rétrospective que le Skylab aurait été peu utile, car il n'a pas été conçu pour être refourbi et complété le niveau avec des approvisionnements.

Développements proposés de poteau-Apollo

La deuxième cadence de production (décommandée) de Saturne contre aurait très probablement utilisé le moteur de F-1A à sa première phase, fournissant une poussée substantielle d'exécution. D'autres changements probables auraient été le déplacement des ailerons (qui se sont avérés fournir peu d'indemnité une fois comparés à leur poids) ; une première phase étirée de sic pour soutenir le F-1As plus puissant ; et J-2s renforcé pour les étapes supérieures.

Un certain nombre de remplacement on a proposé que des véhicules de Saturne a basé sur le Saturne V, s'étendant du Saturne INT-20 avec une étape et un inter-étages du S-IVB montés directement sur une étape du sic , à travers au Saturne V-23 (L) qui aurait non seulement cinq moteurs F-1 dans la première phase, mais également quatre courroie-sur des propulseurs avec deux F-1 moteurs chacun : donnant à un total de treize moteurs de F-1 mettant le feu lors du lancement.

La navette spatiale a été au commencement conçue de comme transport de cargaison à employer de concert avec le Saturne V, même au point qui un " ; Navette , " de Saturne de ; using la navette spatiale courante et le réservoir externe, mais avec le réservoir a monté sur modifiée, version de retour rapide du sic, serait employé pour actionner la navette pendant les deux premières minutes du vol, après quoi le sic serait largué (qui volera alors de nouveau à KSC pour la rénovation) et les moteurs principaux de navette spatiale de alors mettraient le feu et placeraient à la navette spatiale dans l'orbite. La navette manipulerait la logistique de la station spatiale , alors que Saturne V lancerait des composants. Le manque d'une deuxième cadence de production de Saturne V a tué ce plan et a laissé le Etats-Unis sans propulseur gros porteur. Certains à la communauté de l'espace des États-Unis sont venus pour déplorer cette situation, car la production continue aurait permis la Station Spatiale Internationale , using un le Skylab ou la configuration de la MIR avec les États-Unis et les ports d'amarrage russes, pour avoir été soulevés avec juste une poignée de lancements, avec le " ; Saturne Shuttle" ; concept éliminant probablement les conditions qui ont causé le désastre de '' provocateur '' de en 1986.

Le Saturne V aurait été le lanceur principal pour le décommandé les sondes martiennes de '' Voyager '', Et était d'avoir été le lanceur pour le programme d'essai nucléaire de la CREVASSE d'étape de fusée et le postérieur NERVA .

Successeurs

U. des propositions pour une fusée plus grande que le Saturne V de la fin des années 1950 par le début des années 80 se sont généralement appelées le nova . Plus de trente grandes fusées différentes les propositions ont porté le nom de nova.

Le Wernher von Braun et d'autres a également eu des plans pour une fusée qui aurait comporté huit moteurs F-1 dans sa première phase lui permettant de lancer un vaisseau spatial habité sur un vol direct de la montée à la lune. D'autres plans pour le Saturne V ont réclamé employer un centaure comme étape supérieure ou s'ajouter courroie-sur des propulseurs. Ces perfectionnements auraient augmenté sa capacité d'envoyer le grand vaisseau spatial non-piloté aux planètes externes ou le vaisseau spatial habité au Mars .

À partir de 2006, les plans de la NASA pour établir le gros porteur Ares V , une navette de ont dérivé le lanceur seulement 5 pieds de plus court que le Saturne V, mais peuvent soulever le même montant de poids (~125 130 à T ) en tant que son prédécesseur. Le lanceur a été appelé comme hommage au Saturne V. On le prévoit comme véhicule gros porteur non-piloté, comme cela du Saturne INT-21 /de la configuration Skylab , mais à la différence du Saturne INT-21, l'Ares V sera employé pour soutenir des atterrissages lunaires équipés par futur et même de futures missions équipées au Mars d'ici 2030.

Le Saturne V a employé trois étapes liquid-fueled, la premier oxygène liquide et kérosène brûlant, et les deux supérieurs hydrogène liquide et l'oxygène brûlants. En revanche l'Ares V emploiera deux étapes liquid-fueled d'hydrogène/oxygène, et pour les deux premières minutes du vol actionné, deux propulseurs pleins modifiés de Rocket de navette spatiale de l'étape de noyau seront actionnés par cinq moteurs-fusées modifiés du RS-68 dans le même modèle en travers que cela a employé sur les étapes de sic et de SII. La conception initiale d'Ares V a utilisé cinq moteurs principaux de navette spatiale de , mais le RS-68 plus tard a été adopté basé sur des coûts inférieurs, et son utilisation réussie de vol sur le système non-piloté de lancement du EELV du delta IV , avec être plus puissant et plus facile à construire que ses contre-parties de SSME.

Les moteurs RS-68, construits par la Division de Rocketdyne du Pratt et du produit plus moins de 1/2 de Whitney (autrefois sous les propriétés de Boeing et de Rockwell International ) la poussée par moteur comme moteurs du F-1 du v de Saturne, mais sont plus efficaces et peuvent être étranglés vers le haut ou vers le bas. Le moteur J-2 utilisé sur le SII et le S-IVB sera modifié dans le moteur amélioré de J-2X pour l'usage sur l'étape (EDS) de départ de la terre de , et sur la seconde étape du proposé Ares I . L'EDS et la seconde étape d'Ares I utiliseraient un moteur simple de J-2X, bien que l'EDS ait été à l'origine conçu pour utiliser des moteurs du deux jusqu'à la conception utilisant les cinq RS-68s au lieu des cinq SSMEs.

Coût

De 1964 jusqu'en 1973, un total de US$ 6.5 milliards a été approprié pour le Saturne V, avec le maximum ayant lieu en 1966 avec US$1.

Une des raisons principales de l'annulation du programme Apollo était le coût. En 1966, la NASA a reçu son plus haut budget d'US$4.5 milliard, environ 0.5% du PIB des Etats-Unis à ce moment-là. En même année, le Département de la Défense a reçu $63.5 milliards, environ 7.

Véhicules et lancements de Saturne V

Médias

début d'ulti-vidéo extrémité d'ulti-vidéo

Voir également

Comparaison de des systèmes gros porteurs de lancement

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