Saturn V

De la Wikipedia, enciclopedia liberă
Salt la: Navigare, căutare
Pentru alte sensuri, vedeți Saturn (dezambiguizare).
Saturn V
Ultima lansare a rachetei Saturn V, AS-512, în cadrul misiunii Apollo 17.
Ultima lansare a rachetei Saturn V, AS-512,
în cadrul misiunii Apollo 17.
Date tehnice
Funcție Transportul astronavei Apollo cu echipaj uman la bord.
Producător Boeing (S-IC)
North American (S-II)
Douglas (S-IVB)
Țara de origine SUA
Dimensiuni
Înălțime 110,6 m (363 ft)
Diametru 10,1 m (33 ft)
Masa 3.038.500 kg (6.699.000 lb)
Trepte 3
Capacitate
Încărcătură pentru orbita Pământului 118.000 kg
Încărcătură pentru
Orbita lunară
47.000 kg
Istoric lansări
Statut Retrasă
Locuri de lansare LC-39, Kennedy Space Center
Total lansări 12 (+ 1 INT-21[1])
Succese 11 (+ 1 INT-21[1])
Eșecuri 0
Eșecuri parțiale 1
Zbor inaugural 9 noiembrie 1967 (AS-501)
Ultimul zbor 6 decembrie 1972
(14 mai 1973 - INT-21[1])
Prima Treaptă - S-IC
Motoare 5 motoare Rocketdyne F-1
Forță de propulsie 34.02 MN (7.648.000 lbf)
Timp de funcționare 150 secunde
Combustibil RP-1/LOX
Treapta a doua - S-II
Motoare 5 Rocketdyne J-2
Forță de propulsie 5 MN (1.000.000 lbf)
Timp de funcționare 367 secunde
Combustibil LH2/LOX
Treapta a treia - S-IVB
Motoare 1 Rocketdyne J-2
Forță de propulsie 1 MN (225.000 lbf)
Timp de funcționare (156 + 336) secunde
(2 timpi de funcționare)
Combustibil LH2/LOX

Saturn V, (cunoscută și ca Racheta lunară) a fost o rachetă cu mai multe trepte utilizată de NASA în cadrul programelor Apollo și Skylab. Acest tip de rachetă folosea combustibil lichid și era de unică folosință.

Prezentare[modificare | modificare sursă]

Saturn V, cea mai mare rachetă din familia Saturn, a fost proiectată sub directa supraveghere a lui Wernher von Braun la Marshall Space Flight Center în Huntsville, Alabama. Principalele companii care au contribuit la proiectare și construcție au fost Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft Company și IBM.

Saturn V este cel mai puternic vehicul de lansare (adus în stare operațională) din punctul de vedere al înălțimii, greutății și al sarcinii utile. Totuși racheta de producție rusească Energia care a executat doar 2 zboruri de test avea o forță de propulsie verticală (în limba engleză, thrust = împingere) la decolare puțin mai mare.

În total NASA a lansat 13 rachete de tipul Saturn V, între 1967 și 1973, fără să piardă vreodată încărcătura utilă. Principala sarcină a acestei rachete a fost să transporte oameni pe Lună. După întreruperea Programului Apollo, racheta a fost folosită pentru lansarea pe orbită a laboratorului spațial Skylab.

Cele trei trepte ale rachetei Saturn V au fost proiectate de diverse firme subcontractate de NASA. Cu toate acestea în urma unor multiple preluări și fuziuni toate au ajuns sub tutela firmei Boeing. Treptele rachetei au fost testate la Stennis Space Center de lângă Bay St. Louis, Mississippi. Baza a fost folosită ulterior pentru verificarea și testarea motorului principal al navetei spațiale cât și a noilor motoare RS-68 ale rachetelor de tip Delta IV EELV și Ares V.

Referințe istorice[modificare | modificare sursă]

La începutul anilor 1960 Uniunea Sovietică depășise cu mult Statele Unite în cursa pentru cucerirea spațiului. În 1957 sovieticii au lansat primul satelit artificial al Pământului, Sputnik 1, iar pe 12 aprilie 1961 Yuri Gagarin a devenit primul om care a călătorit în spațiu.

În ziua de 25 mai 1961 președintele american Kennedy a anunțat că SUA vor încerca să trimită oameni pe Lună până la sfârșitul acelui deceniu. La momentul respectiv singura experiență pe care o aveau americanii referitoare la zborurile spațiale cu oameni la bord era zborul suborbital de 15 minute al misiunii Freedom 7, efectuat de Alan Shepard. Nicio rachetă purtătoare din lume nu putea în acel moment să efectueze o misiune spre Lună dintr-o singură lansare urmată de un singur zbor. Racheta purtătoare Saturn I era în dezvoltare în acel moment, dar nu zburase încă și, fiind prea mică, ar fi fost necesare mai multe zboruri pentru a plasa pe orbită toate componentele modulului lunar.

În fazele inițiale ale proiectului NASA a luat în considerare trei metode posibile de desfășurare a misiunii spre Lună, Earth Orbit Rendezvous - EOR (Întâlnire pe orbita Pământului), Direct Ascent (Ascensiune directă) și Lunar Orbit Rendezvous - LOR (Întâlnire pe orbita Lunii), propusă de John Houbolt. Deși inițial metoda LOR a fost respinsă, luând în considerare faptul că americanii nu aveau niciun fel de experiență în conectarea vehiculelor spațiale, nici măcar pe orbita Pământului, a fost totuși până la urmă aleasă ca fiind cea mai ușoară și rapidă metodă pentru atingerea obiectivului propus de președintele Kennedy (a se vedea secțiunea Alegerea metodei de aselenizare din articolul Programul Apollo).

Dezvoltarea proiectului[modificare | modificare sursă]

De la C-1 la C-4[modificare | modificare sursă]

Între anii 1960 și 1962 Marshall Space Flight Center (MSFC) a proiectat rachete care puteau fi folosite pentru diverse tipuri de misiuni.

Versiunea inițială, C-1, a trecut prin toate fazele de proiectare, construcție și testare și a ajuns să fie cunoscută sub numele de Saturn I. Proiectul C-2 a fost abandonat încă din fazele inițiale în favoarea versiunii C-3, care trebuia să folosească două motoare de tip F-1 pentru propulsia primei trepte, patru motoare de tip J-2 pentru cea de-a doua treaptă, iar cea de-a treia treaptă, S-IV urma să aibă șase motoare de tip RL-10.

NASA plănuise să folosească versiunea C-3 ca parte a metodei Earth Orbit Rendezvous, cu mențiunea clară că ar fi fost necesare cel puțin patru sau cinci lansări pentru o singură misiune. Între timp, MSFC (Marshall Space Flight Center) plănuia deja să construiască o rachetă și mai mare, versiunea numită C-4, cu patru motoare de propulsie de tip F-1 echipând prima treaptă, o a doua treaptă de tip C-3 și o a treia treaptă (modelul numit S-IVB) cu un singur motor de tip J-2. Versiunea C-4 ar fi avut nevoie "doar" de două lansări pentru fiecare misiune.

C-5[modificare | modificare sursă]

Pe 10 ianuarie 1962 NASA a anunțat că plănuiește să construiască versiunea C-5. Aceasta urma să aibă pe prima treaptă cinci motoare de tip F-1, pe a doua treaptă cinci motoare de tip J-2, iar a treia treaptă era S-IVB, cu un singur motor J-2 care urma să fie folosit de două ori (pentru finalizarea înscrierii pe orbita terestră și mai apoi pentru TLI - Trans-Lunar Injection - evadarea de pe orbita terestră către Lună).

Inițial primele patru zboruri urmau să fie de testare, câte unul pentru fiecare din cele trei trepte, iar ultimul urma să fie un zbor circumlunar. O misiune cu oameni la bord era programată pentru anul 1969.

La mijlocul anului 1962 NASA a decis să modifice foaia de parcurs. Toate cele 3 trepte ale rachetei urmau să fie testate încă de la prima lansare. Astfel se reduceau drastic timpul necesar pentru teste și totodată numărul de rachete necesare, de la 25 la doar 15. Această schemă presupunea ca treptele rachetei să funcționeze perfect de la prima lansare.

În 1963 versiunea C-5 a primit numele de Saturn V, și firma Rocketdyne a produs primele motoare. În 1966, motorul F-1 a trecut de inspecția tehnică, NASA considerând că este complet pregătit pentru misiunea cu oameni la bord, care avea să aibă loc pe 6 septembrie.

Prima lansare a rachetei Saturn V a avut loc pe 9 noiembrie 1967, în cadrul misiunii Apollo 4, fără echipaj uman, iar prima lansare cu oameni la bord a urmat 1 an mai târziu, în decembrie 1968. Apollo 8 a avut misiunea să înconjoare Luna.

Tehnologie[modificare | modificare sursă]

Racheta Saturn V este fără îndoială una din cele mai impresionante mașinării construite vreodată. Având peste 110 m (363 picioare) înălțime, 10 m (33 picioare) diametru, o masă totală de aproximativ 3000 de tone și o sarcină utilă de 118000 kg (pentru orbita joasă a Pământului), Saturn V face toate rachetele care au fost construite înainte, să pară minuscule pe lângă ea. Comparativ, ea este cu doar un picior (0,33 m) mai scundă decât Catedrala Sf. Paul din Londra.

În principal, Saturn V a fost proiectată de Marshall Space Flight Center, numeroase componente - incluzând propulsoarele - au fost obținute de la subcontractori. Au fost folosite puternicele motoare de tip F-1 și J-2 care, la teste, provocau unde seismice perceptibile pe o rază de 80 km (50 mile). Proiectanții au decis sa reutilizeze cât mai multă tehnologie rămasă de la racheta Saturn I. În consecință treapta a treia, S-IVB, a rachetei Saturn V era bazată pe treapta a doua, SI-V, a rachetei Saturn I și Modulul de instrumente de control era similar cu cel folosit la racheta Saturn 1.

Trepte[modificare | modificare sursă]

Diagramă Saturn V

La toate zborurile în afară de unul, Saturn V a avut 3 trepte -- 1: S-IC, 2: S-II, 3: S-IVB --, plus modulul de instrumente. Toate cele trei trepte foloseau oxigenul lichid (LOX) ca oxidant. Prima treaptă folosea RP-1 drept combustibil, în timp ce a doua și a treia foloseau hidrogen lichid (LH2). Toate cele trei trepte aveau mici motoare auxiliare (ullage motors în engleză, ullage = spațiu gol din rezervor, deasupra combustibilului), cu combustibil solid, folosite pentru separarea treptelor în timpul lansării și pentru aducerea combustibilului lichid într-o poziție din care să poată fi pompat din rezervor.

Treapta I - S-IC[modificare | modificare sursă]

Prima treaptă a lui Apollo 8 Saturn V ridicată în hangarul de asamblare verticală (1 februarie 1968)

Secțiunea S-IC a fost construită în același loc unde astăzi sunt construite rezervoarele externe ale navetei spațiale. Cea mai mare pondere din masa sa uriașă de peste 2.000 de tone o are combustibilul (RP-1 și oxigen lichid), acest lucru fiind valabil în cazul oricărei trepte de rachetă purtătoare. A se observa și faptul că greutatea secțiunii S-IC reprezintă aproximativ două treimi din masa totală a rachetei. Avea 42 de metri înălțime, 10 metri în diametru și o forță de propulsie de 34.02 MN, destul pentru a acoperi primii 62 de kilometri din ascensiune. Cele cinci motoare de tip F-1 erau aranjate în formă de cruce. Motorul din mijloc era fix, iar celelalte patru puteau fi orientate hidraulic, pentru a controla racheta.

Construcție[modificare | modificare sursă]
Primele modele ale secţiunii I-SC (9,10 şi 11) la Michoud Assembly Facility

Contractul de construcție al secțiunii S-IC i-a fost atribuit firmei Boeing pe 15 decembrie 1961. La momentul respectiv configurația generală fusese deja stabilită de inginerii de la Marshall Space Flight Center. Modulul S-IC avea să fie asamblat la Michoud Assembly Facility, New Orleans. Testele în tunelul de vânt urmau să aibă loc în Seattle iar uneltele necesare construcției trebuiau aduse din Wichita, Kansas.

MSFC a construit trei versiuni de teste (S-IC-T, S-IC-S și S-IC-F) și 2 versiuni pentru zbor (S-IC-1 și S-IC-2). Au fost asamblate folosind echipamente provenite din Wichita.

A durat în medie 7, până la 9 luni pentru construcția rezervoarelor și 14 luni pentru întreaga secțiune. Primul model construit de Boeing a fost S-IC-D, folosit tot pentru teste.

Configurație[modificare | modificare sursă]
Configuraţia treptei S-IC

Cea mai mare și mai grea componentă a treptei S-IC a fost structura de susținere a propulsoarelor, cântărind peste 21 de tone. Trebuia să suporte forța de propulsie a celor 5 motoare și să o distribuie uniform la baza rachetei. Racheta era ținută la sol, în timp ce erau pornite motoarele, de 4 ancore masive. Acestea erau printre cele mai mari piese turnate din aliaj de aluminiu, produse vreodată în SUA, aveau 4,3 metri lungime și masa de 816 kilograme. Cele 4 aripioare de stabilizare trebuiau să reziste la temperaturi de peste 1.100 °C.

Următoarea componentă era rezervorul de combustibil. Acesta conținea 770.000 litri de combustibil RP-1. Rezervorul avea masa proprie de 11 tone și putea sa furnizeze 7.300 de litri pe secundă. Pentru a preveni coagularea combustibilului, se pompa azot prin partea de jos ca să îl țină în mișcare. În timpul zborului combustibilul era presurizat cu heliu, care era păstrat in containere speciale din interiorul rezervorului de oxigen lichid.

Între rezervoarele de RP-1 și oxigen lichid exista un rezervor intermediar pentru amestecare.

Rezervorul de oxigen lichid avea capacitatea de 204.000 de litri. Acesta a ridicat probleme de proiectare, deorece conductele de oxigen lichid trebuiau să fie drepte, deci să treacă prin rezervorul de RP-1. Era necesara izolarea acestora într-un tub, pentru a preveni înghețarea combustibilului RP-1 și efectuarea a încă 5 găuri in partea de sus a rezervorului.

Treapta a II-a - S-II[modificare | modificare sursă]

Treapta a doua a rachetei Saturn V avea ca principal scop propulsia vehiculului prin atmosfera înaltă a Pământului. Aceasta folosea hidrogen lichid și oxigen lichid drept combustibil pentru cele 5 motoare de tip J-2, care erau dispuse similar cu cele de la treapta S-IC, și care dezvoltau o forță de propulsie de 5 MN. Timpul efectiv de ardere era de 367 de secunde.

Construcție[modificare | modificare sursă]
Secţiunea S-II a lui Apollo 6 în timpul asamblării.

Secțiunea S-II și-a început existența în decembrie 1959, când un comitet a recomandat construcția unui motor cu forță de propulsie mai mare, cu hidrogen lichid. Contractul pentru motor i-a fost acordat firmei Rocketdyne. Ulterior motorul a fost numit J-2. Între timp a început și proiectarea treptei propriu zise. Inițial treapta S-II trebuia să aibă 4 motoare, 22,5 metri lungime, și 6,5 metri în diametru.

În 1961 Marshall Space Flight Center a început procesul de selecție a firmelor pentru construcția treptei. Din 30 de companii care au trimis reprezentanți la conferința de prezentare a proiectului, doar 7 au înaintat propuneri o lună mai târziu. Trei dintre acestea au fost eliminate după o nouă rundă de selecție. Mai târziu s-a decis că specificația inițială prevedea o treaptă prea mică pentru rachetă, deci era nevoie de o mărire a întregii secțiuni. Acest lucru a ridicat probleme pentru cele 4 companii rămase în cursă. În același timp, NASA nu se hotărâse încă asupra dimensiunilor și a componentelor care urmau să fie plasate deasupra acestei secțiuni.

În final, pe 11 septembrie 1961, contractul a fost acordat firmei North American Aviation , care primise și contractul pentru modulul de comandă al rachetei. Construcția a început în hangarul construit de guvern în Seal Beach, California.

Configurație[modificare | modificare sursă]
Configuraţia treptei S-II

Masa totală a treptei S-II a fost de aproximativ 500.000 de kilograme, din care o pondere de 97% o avea combustibilul. Ca să o facă mai ușoară, inginerii de la NASA au fost nevoiți sa recurgă la un artificiu tehnic. Rezervoarele de hidrogen lichid și oxigen lichid aveau o parte comună (partea de sus a rezervorului de oxigen și partea de jos a rezervorului de hidrogen), constituită din două folii de aluminiu separate de o structura tip fagure, realizată din fenol. Acest material ajuta la izolarea termică a părții comune a rezervoarelor, diferența de temperatură dintre ele fiind de 70 °C (125 °F). Această inovație a redus greutatea totală cu 3,6 tone.

Rezervorul cu oxigen lichid era un container de forma elipsoidală, cu diametrul de 10 metri și 6,7 metri înălțime. A fost modelat sudând 12 secțiuni triunghiulare și două circulare la vârf și la bază. Secțiunilor triunghiulare li s-a dat formă, prin explozii controlate, într-un bazin cu apă de 211.000 de litri.

Rezervorul cu hidrogen lichid a fost construit din 6 cilindri: 5 de 2,4 metri înălțime și al șaselea de 0,69 metri înălțime. Cea mai mare problemă a fost izolația. Hidrogenul lichid trebuie ținut la -252 °C, foarte aproape de minima absolută (-273 °C). Încercările inițiale de izolare a rezervorului nu au dat roade, așa că izolația a fost pusă manual.

Secțiunea S-II a fost construită vertical pentru a facilita sudura și pentru a ține componentele mari, circulare, în pozițiile corecte.

Treapta a III-a - S-IVB[modificare | modificare sursă]

Treapta S-IVB (cunoscută și ca S4b) a fost construită de Douglas Aircraft Company la Huntington Beach, California. În timpul misiunilor spre Lună era folosită de două ori la fiecare zbor: pentru inserția pe orbita Pământului după separarea treptei inferioare (156 de secunde de funcționare) și pentru înscrierea pe traiectoria spre Lună (335 de secunde de funcționare).

Aceasta a fost singura secțiune a rachetei Saturn V care putea fi transportată cu avionul. A fost folosit un aparat de tip Super Guppy.

Construcție[modificare | modificare sursă]
S-IVB-206 folosit pentru zborul Skylab 2

S-IVB a evoluat din treapta superioară a rachetei Saturn I (S-IV) și a fost prima componentă proiectată pentru racheta Saturn V. Principalele diferențe între S-IV și S-IVB au constat în: numărul și tipul motoarelor, respectiv porțiunile de conectare cu alte trepte. S-IV folosea 6 motoare, cu același tip de combustibil ca S-IVB. De asemenea ea trebuia să fie a patra treaptă a rachetei C-4 (de unde și numele de S-IV).

Unsprezece companii au înaintat propuneri pentru construcția treptei, la termen, până pe 29 februarie 1960. Administratorul de atunci al NASA, T. Keith Glennan, a decis să acorde contractul firmei Douglas. Firma concurentă, Convair, a fost refuzată pentru că acest contract ar fi pus-o într-o poziție de monopol, ea ocupându-se deja de construcția unei trepte a rachetei Centaur. Un alt motiv pentru care Douglas a primit contractul, au fost similaritățile dintre S-IV și S-IVB.

În final, MSFC a decis să folosească modelul C-5 (numit mai târziu Saturn V) cu doar trei trepte și o versiune avansată a S-IV, adică S-IVB. Urma să aibă un singur motor J-2 în loc de 6 mai mici. În același timp s-a decis construcția rachetei C-IB (Saturn IB), care avea să fie folosită la testarea modulului de comandă pe orbita Pământului. S-IVB constituia cea de-a doua treaptă a rachetei Saturn IB.

Configurație[modificare | modificare sursă]
Configuraţia treptei S-IVB

Douglas a construit două versiuni distincte ale S-IVB, seria 200 și seria 500. Versiunea din seria 200 a fost folosită pentru racheta Saturn IB, și diferea de cea din seria 500 din mai multe puncte de vedere: avea mai puține containere presurizate cu heliu, pentru că avea un singur timp de ardere, deci nu trebuiau repornite motoarele; nu avea motoare auxiliare (cu combustibil solid), pentru stabilizarea hidrogenului și a oxigenului lichid din rezervoare, operațiune necesară pentru repornirea motorului J-2.

Rezervoarele conțineau 72.700 litri de oxigen lichid și 229.000 de litri de hidrogen lichid.

Carcasa unei trepte de tip S-IVB nefolosită a devenit mai târziu învelișul exterior al Skylab, prima stație spațială a Statelor Unite. În timpul misiunilor Apollo 13, Apollo 14, Apollo 15, Apollo 16 și Apollo 17, treptele S-IVB au fost prăbușite intenționat pe Lună pentru a face măsurători seismice, utile pentru determinarea structurii interne a Lunii. Un model evoluat de S-IVB avea să constituie una din treptele rachetei Ares I.

Modulul de instrumente[modificare | modificare sursă]

Configuraţia modulului de instrumente

Modulul de instrumente al rachetei Saturn V era o structură cu forma inelară, situată deasupra treptei S-IVB, sub modulul lunar și cel de comandă. A fost construit de IBM la Space Systems Center în Huntsville, Alabama.

Modulul de instrumente era funcțional din momentul lansării și până la abandonarea treptei S-IVB. El conținea sistemele de ghidare și telemetrie ale rachetei. Cu ajutorul unor senzori se puteau calcula: accelerația, viteza, înclinarea și poziția vehiculului. Computerul de bord putea să corecteze automat deviațiile de la traiectorie, pe baza informațiilor primite de la acești senzori. Mai exista un computer care monitoriza starea tuturor componentelor rachetei, iar în caz de urgență lua măsuri prestabilite, cea mai importantă sarcină a sa fiind să activeze sistemele de salvare a echipajului.

Specificații:

  • Diametru: 6,6 m
  • Înălțime: 914 mm
  • Greutate gol: 227 kg
  • Greutate asamblat: 1.996 kg

Măsuri de siguranță[modificare | modificare sursă]

În caz de extremă urgență, dacă era necesară distrugerea rachetei, ofițerul (RSO - Range Safety Officer) care era însărcinat cu acest lucru trebuia să trimită un semnal de activare, unor încărcături explozive plasate strategic pe suprafața vehiculului. Deflagrațiile aveau ca scop secționarea rezervoarelor de combustibil, pentru a ajuta la dispersia rapidă a oxigenului și hidrogenului lichid, și totodată prevenirea amestecului acestora. La câteva minute după lansare, când racheta se afla deja pe orbita josă a Pământului, după aruncarea turnului de salvare a echipajului, încărcăturile explozive erau dezactivate. Turnul de salvare a echipajului era plasat în vârful rachetei și era constituit dintr-o mini rachetă, care avea rolul să deplaseze capsula echipajului din zona periculoasă în eventualitatea apariției unei situații de urgență la lansare.

Comparații[modificare | modificare sursă]

Wernher von Braun pare minuscul pe lângă creațiile sale, motoarele F-1.
Graficul variaţiei forţei de propulsie (treapta I-SC) în timpul misiunii Apollo 15. F = 34.8 MN.

Echivalentul sovietic al lui Saturn V a fost racheta N-1[2]. Saturn V era mai înaltă, mai grea, avea o forță de propulsie mai mare și o sarcină utilă mai mare[3], dar diametrul primei trepte al rachetei N-1 era mai mare. Uniunea Sovietică a efectuat 4 lansări de test ale rachetei N-1, după care a hotărât să întrerupă programul. Toate cele 4 zboruri s-au soldat cu eșecuri catastrofale, chiar din primele faze ale lansării. Saturn V folosea 5 motoare foarte puternice pentru prima treapă, în timp ce N-1 avea 30 de motoare mai mici, sovieticii nu reușiseră să construiască motoare echivalente cu F-1. În timpul misiunilor Apollo 6 și Apollo 13 computerul de bord al rachetei Saturn V a reușit să salveze vehiculul, în urma unor incidente la sistemul de propulsie. N-1 avea un sistem asemănător, dar acesta nu a reușit să facă față cu succes unor situații în care unul sau mai multe motoare nu au funcționat la capacitate maximă. În timpul uneia dintre lansări, sistemul a oprit toate motoarele primei trepte, distrugând vehiculul și rampa de lansare. Principalul motiv pentru eșecurile rachetei N-1 se pare că a fost lipsa acută de fonduri, care nu a permis testarea riguroasă a primei trepte.

Varianta cu trei trepte a rachetei Saturn V a avut o forță de propulsie maximă de cel puțin 34,02 MNewtoni (SA-510 și următoarele)[4], și o sarcină utilă de 118.000 kg, pentru orbita joasă a Pământului. SA-510 (Apollo 15) a avut o forță de propulsie de 34,8 MN, iar SA-513 (Skylab), puțin mai mult, 35,1 MN. Asemenea valori au mai fost atinse doar în timpul celor 2 zboruri de test ale rachetei rusești Energia, care avea aceeași forță ca și SA-513, 35,1 MN.

Versiuni ipotetice ale rachetei sovietice Energia ar fi urmat să aibă o forță de propulsie semnificativ mai mare, de 46 MN, și o sarcină utilă de 175 de tone în configurația "Vulkan". Versiunile următoare ale rachetei Saturn V urmau să folosească motoare de tip F1-A, deci o forță de propulsie cu 18% mai mare și o sarcină utilă de aproximativ 137 de tone[5]. NASA a plănuit să construiască rachete mai mari din familia Saturn, acestea incluzând și racheta Nova, dar acest lucru nu s-a realizat din cauza întreruperii programului Apollo datorită lipsei de fonduri.

Naveta spațială generează o forță de propulsie maximă de 30,1 MN, și are o sarcină utilă (excluzând greutatea vehiculului) de 28.800 kg, ceea ce reprezinta 25% din sarcina utilă a rachetei Saturn V[6]. Dacă luăm în considerare și greutatea navetei, sarcina utilă este de aproximativ 112.000 kg. Pentru comparație se poate lua ca exemplu treapta S-IVB a rachetei Saturn V în timpul misiunii Apollo 15, care avea o masă totală de 140.976 kg.

Alte vehicule de lansare mai noi au doar o fracțiune din sarcina utilă rachetei Saturn V:

  • Ariane 5 ECA (Agenția spațială europeană) : 10.000 kg (orbită geostaționară de transfer).
  • Delta 4 (SUA) : 13.100 kg (orbită geostaționară de transfer).
  • Atlas 5 (SUA, motoare rusești) : 25.000 kg (orbita joasă a Pământului), 13.605 kg (orbită geostaționară de transfer).

Comparații pentru treapta S-IC[modificare | modificare sursă]

Datorită dimensiunilor sale, forța de propulsie a treptei S-IC este deseori comparată cu a altor rachete de dimensiuni mari. Totuși, există câțiva factori care fac aceste comparații mai complicate decât par la prima vedere:

  • Valorile care indică forța de propulsie sunt de fapt "specificații", ele nu sunt obținute în urma unor măsurători. Forța de propulsie reală a diverselor modele construite poate fi semnificativ mai mică sau mai mare decât cea specificată.
  • Specificația pentru motoarele F-1 a fost mărită începând cu Apollo 15 (SA-510) de la 1,5 milioane livre-forță la 1,522 milioane livre-forță, deci forța de propulsie totală a primei trepte a ajuns la 31,85 MN. Această mărire s-a datorat unor modificări a orificiilor de injecție a combustibilului și creșterii debitului de combustibil prin motor. Totuși, valoarea reală măsurată in timpul lansării misiunii Apollo 15 a fost de 34,8 MN.
  • Nu există nici o metodă directă de măsurare a forței de propulsie în timpul zborului. Valorile se obțin indirect, prin calcule care țin cont de presiunea în camera de combustie, viteza, debitul și densitatea combustibilului, forma orificiilor de injecție și condițiile atmosferice.
  • Forța de propulsie variază in funcție de altitudine, chiar și la un motor care are un flux de combustibil constant pe totată durata funcționarii. În cazul Apollo 15, propulsia măsurată la decolare a fost de 7,823 milioane livre-forță, aceasta crescând treptat până la 9,18 milioane livre-forță, în momentul opririi motorelor primei trepte.
  • Forța de propulsie este de obicei specificată pentru vid sau la nivelul mării, de multe ori neprecizându-se în ce condiții este valabilă specificația.
  • De multe ori forța de propulsie specificată este de fapt forța medie, sau forța maximă atinsă, fără să se precizeze despre care este vorba. Chiar și la un motor cu flux constant de combustibil, forța de propulsie poate să varieze din cauza unor factori mai mult sau mai puțin aleatori: schimbarea raportului de masă combustibil/oxidant, variația ușoară a densității combustibilului sau modificările suferite de componentele motorului în timpul funcționării.

Comparațiile sunt deseori inexacte din cauza necunoașterii metodelor tehnice și matematice de calcul a forței de propulsie pentru fiecare rachetă în parte. Valorile măsurate în timpul zborului pot să difere semnificativ de specificație, în plus sau în minus. De cele mai multe ori nu se precizează în ce condiții este valabilă specificația.

Sarcina utilă poate fi mărită, fără a modifica în vreun fel sistemul de propulsie, prin schimbarea traiectoriei sau reducerea greutății unor componente ale vehiculului.

Performanțele rachetei Saturn V au fost înregistrate și analizate riguros, după fiecare lansare în parte. Există rapoarte detaliate a parametrilor de funcționare la fiecare dintre zboruri. Aceste rapoarte sunt disponibile pe pagina web a Centrului Spațial Kennedy[7].

Din cele prezentate mai sus tragem concluzia că nu se pot preciza exact valorile pentru forța de propulsie și sarcina utilă a unei rachete. Există valori specificate, valori măsurate și o multitudine de metode de determinare a acestora.

Asamblare[modificare | modificare sursă]

Saturn V (Apollo 10) în timpul transportului spre locul de lansare

După ce erau construite, fiecare din cele 3 trepte era trimisă la Kennedy Space Center. Primele două erau atât de mari încât nu puteau fi transportate decât pe apă, cu ajutorul unor barje. Treapta S-IC fiind construită la New Orleans, trebuia transportată pe fluviul Mississippi până în Golful Mexic, și apoi în Florida. Exista un canal special amenajat care permitea transportul secțiunilor de rachetă până în apropierea Clădirii de Asamblare Verticală (numită acum Clădirea de Asamblare a Vehiculului). Treapta S-II era construită în California, așa că trebuia adusă prin Canalul Panama. Treapta S-IVB și modulul de instrumente puteau fi transportate cu avioane special modificate pentru NASA, numite Pregnant Guppy și Super Guppy.

După ce ajungea la destinație, fiecare secțiune era verificată amănunțit, și, abia apoi era ridicată în poziție verticală. NASA a construit mai multe structuri de formă cilindrică, care erau folosite în locul oricărei trepte, în cazul în care aceasta era livrată cu întârziere. Aceste structuri aveau aceleași dimensiuni, masă egală cu a modulelelor reale, și aveau conexiuni compatibile pentru instalația electrică.

NASA a decis să folosească o platformă de lansare mobilă, construită de Marion Power Shovel în Ohio. Racheta era asamblată direct pe rampa de lansare, care era capabilă sa se miște din clădirea de asamblare a vehiculului pâna la locul de lansare. Aceeași platformă este folosită în ziua de azi pentru naveta spațială. Trenul de rulare era format din 4 seturi de șenile duble, fiecare șenilă având 57 zale, fiecare za cântărind aproximativ 900 kg. Dispozitivul de transport trebuia să țină racheta perfect verticală pe tot parcursul drumului de 5 km până la locul de lansare.

Secvența de funcționare în timpul misiunilor spre Lună[modificare | modificare sursă]

Principala misune a rachetei Saturn V a fost să transporte oameni spre Lună. Pentru toate misiunile Apollo a fost folosit ca punct de lansare Complexul 39 de la Kennedy Space Center (Centru Spațal Kennedy). După ce racheta părăsea turnul de lansare controlul misiunii era preluat de Johnson Space Center din Houston, Texas.

În timpul unei misiuni racheta era folosită, în medie, cam 20 de minute. Totuși au existat și excepții, în timpul misiunilor Apollo 6 și Apollo 13. Din cauza funcționării defectuoase a unora dintre motoare, computerul de bord a trebuit să compenseze, arzând combustibilul pentru un timp mai lung decât cel normal prin motoarele rămase în stare de funcționare.

Secvența de funcționare a treptei S-IC[modificare | modificare sursă]

Saturn V (Apollo 11) trecând printr-un nor de condensare, în atmosfera joasă a Pământului

Prima treaptă avea un timp de ardere de 2,5 minute, în care ridica racheta păna la o altitudine de 61 de kilometri, cu o viteză de 8.600 km/h. Se consumau cam 2.000.000 de kg (2.000 de tone) de combustibil.

Cu 8,9 secunde îninte de lansare începea secvența de aprindere a motoarelor primei trepte. Inițial era pornit motorul central, acesta fiind urmat de celelalte 4, care porneau 2 câte 2 (opuse) la un interval de 300 de milisecunde, pentru a evita suprasolicitarea structurii de rezistență a vehiculului. Când computerul de bord detecta atingerea propulsiei maxime, racheta era "eliberată" în 2 faze: mai întâi erau retrase ancorele de la baza primei trepte, iar apoi, pe măsură ce racheta se ridica, mai multe bolțuri metalice folosite pentru susținere ieșeau din orificiile lor. Cea de-a doua fază avea o durată de jumătate de secundă. După ridicare nu mai exista nici o metodă de repunere în siguranță a rachetei pe rampa de lansare, în cazul în care motoarele nu mai funcționau.

Rachetei îi trebuiau cam 12 secunde să părăsească turnul de lansare. În timpul ridicării, racheta se deplasa și în lateral, depărtându-se de rampa de lansare, pentru a evita o coliziune provocată de vânt sau de o eventuală problemă la motoare. La altitudinea de 130 de metri racheta începea să se rotească si să-și modifice tangajul, după un program prestabilit în funcție de vânturile înregistrate cu o lună înainte de lansare. Programul prestabilit se incheia la 38 de secunde după pornirea celei de-a doua trepte a vehiculului. Cele 4 motoare exterioare erau orientate în așa fel încât forța de propulsie să fie direcționată spre centrul de greutate al rachetei. Această orientare permitea continuarea zborului în cazul în care un motor ar fi cedat. Saturn V avea o accelerație destul de mare, la 2 kilometri altitudine ea atingând viteza de 500 m/s. În fazele inițiale ale zborului era mai importantă altitudinea decât viteza.

La 80 de secunde după lansare, racheta atingea punctul de presiune dinamică maximă. Presiunea dinamică e proporțională cu densitatea aerului și pătratul vitezei. Deși viteza crește, densitatea aerului scade mult cu altitudinea.

După 135,5 secunde motorul central era oprit pentru a reduce accelerația, care creștea din ce în ce mai mult datorită ușurării vehiculului. Motoarelor de tip F-1 nu li se putea varia forța de propulsie, deci aceasta era cea mai bună metodă de micșorare a accelerației. Punctul de accelerație maximă (39 m/s²) era atins exact înainte de oprirea motoarelor primei trepte. Celelalte 4 motoare continuau să funcționeze până când senzorii din rezervoare detectau golirea acestora. La 600 de milisecunde după oprirea motoarelor, prima treapta era lăsată în urmă, desprinderea făcânduse cu ajutorul a 8 mini rachete cu combustibil solid. Separarea avea loc la 62 de kilometri altitudine. Treapta S-IC își continua ascensiunea până la 110 km iar apoi cădea în Oceanul Atlantic, la aproximativ 560 de kilometri de locul lansării.

Secvența de funcționare a treptei S-II[modificare | modificare sursă]

Apollo 6 - desprinderea secțiunii intermediare dintre treptele S-IC și S-II

Timpul de ardere al treptei S-II era de 6 minute. În acest interval racheta atingea 185 de km altitudine și viteza de 25.600 km/h, aproape de viteza necesară menținerii pe orbită.

Secvența de aprindere a motoarelor treptei S-II avea două faze. Mai întâi erau pornite 8 mici motoare cu combustibil solid, care aveau rolul de a aduce combustibilul la baza rezervorului, pentru a facilita pomparea acestuia. Numărul acestora s-a modificat de-a lungul Programului Apollo. Au fost inițial 8, apoi 4, iar la ultimele 4 lansări nu s-a folosit nici unul. După această operațiune erau aprinse motoarele principale de tip J-2. La 30 de secunde după desprinderea primei trepte urma o manevră care trebuia să fie foarte precisă: desprinderea secțiunii de legătură. Un contact între ea și unul din motoare ar fi putut avea urmări catastrofale, deci trebuia evitat cu orice preț. Distanța de siguranță era de numai 1 m. În același timp era aruncat și turnul de salvare al echipajului, din vârful rachetei, care nu mai putea fi folosit la acea altitudine.

La 38 de secunde după pornirea celei de-a doua trepte se termina programul prestabilit de tangaj. Modulul de instrumente prelua controlul și încerca să mențină traiectoria pe baza informațiilor primite de la senzoriii de accelerație și altitudine. Dacă racheta se depărta prea mult de la traiectoria prestabilită, echipajul putea să oprească misiunea sau să încerce să corecteze manual deviația cu ajutorul panoului de instrumente din capsulă.

Cu 90 de secunde înainte de desprinderea treptei S-II, motorul central era oprit pentru a reduce ocilațiile longitudinale. Începănd cu Apollo 14 NASA a folosit un sistem de compensare a acestor oscilații. Cu toate acestea motorul central a fost din nou oprit. În același timp raportul de masă combustibil/oxidant era modulat, pentru a se folosi optim cantitatea rămasă în rezervoare.

În partea de jos a fiecărui rezervor existau 5 senzori de nivel. Când 2 dintre acești senzori rămâneau descoperiți computerul de bord iniția procedura de desprindere a treptei S-II. Separarea avea loc la 1 secundă dupa oprirea motoarelor, iar după alte 100 de milisecunde se aprindea motorul celei de-a treia trepte. Mini rachete cu combustibil solid, orientate în sens invers, asigurau desprinderea rapidă a treptei. Aceasta se prăbușea în mare la 4.200 de km de locul lansării.

Secvența de funcționare a treptei S-IVB[modificare | modificare sursă]

Treapta S-IVB pe orbită în timpul misiunii Apollo 7.

Treapta a treia avea un prim timp de ardere de 2,5 minute. Ea rămânea atașată în timp ce astronava orbita de două ori și jumătate în jurul Pământului. În acest timp echipajul examina vehiculul pentru a vedea dacă toate sistemele sunt în stare de funcționare. Secțiunea intermediară dintre treptele 2 și 3 se desprindea odată cu treapta a doua, deși ea fusese construită ca parte componentă a treptei a treia.

La 10 minute și 30 de secunde dupa lansare Saturn V se afla la o altitudine de 164 de kilometri. Astronava se afla pe o orbită eliptică de 180 pe 165 de kilometri. Era o orbită destul de joasă care nu ar fi rămas foarte mult timp stabilă din cauza interacțiunilor dintre vehicul și atmosfera Pământului. În cazul misiunilor Apollo 9 și Skylab orbita a fost mult mai înaltă.

În tot acest timp echipajul pregătea astronava pentru înscrierea pe traiectoria spre Lună. La 2 ore după lansare motorul treptei S-IVB era repornit pentru a propulsa vehiculul spre Lună. După 6 minute de ardere, în momentul opririi motorului, se atingea o viteză de 10 km/s, destul de mare pentru a scăpa de atracția gravitațională a Pământului.

După încă 2 ore modulul de comandă se desprindea de rachetă, efectua o întoarcere de 180 de grade, și se conecta la modulul lunar, care era transportat dedesubt. Urma apoi desprinderea de treapta a treia a rachetei. Combustibilul rămas în rezervoare era evacuat pentru a schimba traiectoria treptei, care mai târziu ar fi putut prezenta un pericol pentru misiune. Toate treptele S-IVB începând cu cea folosită în misiunea Apollo 13 au fost îndreptate intenționat spre suprafața Lunii. Undele seismice rezultate în urma impactului au fost înregistrate de seismografele plasate în misiunile anterioare, putându-se determina astfel structura internă a Lunii. Treptele S-IVB folosite înainte de Apollo 13, cu excepția celor din misiunile Apollo 9 și Apollo 12, au fost trimise pe lângă Lună, pe o orbită în jurul Soarelui. Treapta S-IVB din misiunea Apollo 9 a fost pusă direct pe o orbită solară.

Treapta S-IVB din misiunea Apollo 12 a avut altă soartă. Pe 3 septembrie 2002, Bill Yeung a descoperit un asteroid căruia i-a dat denumirea temporară de J002E3. Acesta părea că se află pe o orbită în jurul Pământului, și, după o analiză mai amănunțită, s-a descoperit că este acoperit de o vopsea bogată în dioxid de titaniu, același tip de vopsea folosit pentru Saturn V. Specialiștii de la centrul de control au vrut să trimită treapta pe o orbită solară, dar arderea a durat prea mult, și aceasta a ajuns pe o orbită instabilă în jurul Pământului și al Lunii. În 1971, datorită unor perturbații gravitaționale, aceasta a intrat pe o orbită solară, și a ajuns înapoi pe orbita Pământului 31 de ani mai tărziu. A dispărut din nou în iunie 2003.

Skylab[modificare | modificare sursă]

Ultima lansare a rachetei Saturn V. Treapta a treia a fost înlocuită de laboratorul spaţial Skylab

În anul 1968 a fost creat Apollo Applications Program (Programul Apollo pentru aplicații) care avea ca principal scop găsirea unor metode de utilizare în scopuri științifice a echipamentelor rămase nefolosite în urma Programului Apollo de aselenizare. Majoritatea planurilor convergeau spre ideea unei stații spațiale, ceea ce a dus la construcția laboratorului spațial Skylab. Skylab a fost lansat cu ajutorul unei versiuni cu 2 trepte a rachetei Saturn V, Saturn INT-21[1]. Aceasta a fost singura lansare a rachetei Saturn V care nu a avut legătura cu Programul Apollo pentru aselenizare.

Inițial s-a dorit folosirea metodei wet workshop care presupunea lansarea unei trepte de rachetă, modificarea și dotarea acesteia în spațiu. Această idee a fost abandonată în favoarea conceptului dry workshop: o treaptă S-IVB rămasă de la racheta Saturn IB a fost transformată în stație spațială și a fost lansată pe orbită cu ajutorul rachetei Saturn V. O versiune de rezervă, obținută tot în urma conversiei unei trepte de tip S-IVB, este expusă la National Air and Space Museum.

Trei echipaje au locuit la bordul stației spațiale din 25 mai 1973 până pe 8 februarie 1974. Skylab a rămas pe orbită până în luna mai 1979.

NASA a sperat că Skylab va rămâne în spațiu destul de mult timp și că va putea să fie folosit pentru primele misiuni ale navetei spațiale. Aceasta ar fi putut să-l pună pe o orbită mai înaltă iar astfel să poată fi utilizat ca punct de pornire pentru stații spațiale viitoare. Totuși naveta nu a zburat până în 1981. Mai târziu specialiștii de la NASA și-au dat seama că Skylab nu ar fi fost foarte util deoarece nu a fost proiectat ca să poata fi ușor recondiționat și realimentat cu provizii.

Propuneri de dezvoltare post-Apollo[modificare | modificare sursă]

A doua serie de rachete Saturn V urma să fie echipată cu motoare de tip F-1A pe prima treaptă, ceea ce ar fi dus la o îmbunătățire substanțială a performanțelor vehiculului. Aripioarele de stabilizare urmau să fie scoase, deoarece beneficiile aduse stabilității erau prea mici comparate cu greutatea lor. Treapta S-IC trebuia să fie lățită pentru a putea să facă față noilor motoare și motoarele J-2 urmau să fie înlocuite de versiunea mai nouă J-2s.

Au existat mai multe propuneri de vehicule bazate pe Saturn V. Printre ele se aflau: Saturn INT-20 care avea o treaptă S-IVB montată direct peste treapta S-IC și Saturn V-23(L) care avea cinci motoare de tip F-1 montate pe prima treaptă și în plus patru propulsoare auxiliare cu câte 2 motoare F-1 fiecare, deci, în total 13 motoare F-1 la lansare[8].

Naveta spațială a fost concepută inițial pentru a funcționa în tandem cu Saturn V. Au fost propuse mai multe configurații în care naveta era lansată cu ajutorul rachetei Saturn V, s-a luat în considerare și posibilitatea de a reutiliza treapta S-IC. Naveta urma să se fie folosită pentru logistică și racheta pentru plasarea componentelor pe orbită. Întreruperea programului a lăsat NASA făra un vehicul de lansare de mare capacitate. Ar fi fost necesare doar câteva zboruri pentru lansarea Stației Spațiale Internaționale, dacă ar fi fost folosită racheta Saturn V. Unele voci susțin că ar fi putut fi evitat și dezastrul navetei Challanger din 1986.

Au mai existat și alte proiecte strâns legate de Saturn V care au fost abandonate total sau parțial la întreruperea programului Apollo.

Succesori[modificare | modificare sursă]

Majoritatea rachetelor propuse pentru construcție (peste 30 la număr) între 1950 și 1980, mai mari decât Saturn V, au purtat numele de cod Nova.

Wernher von Braun și alții aveau planuri de construcție a unei rachete cu 8 motoare F-1 pe prima treaptă. Aceasta ar fi putut fi folosită pentru o lansare directă spre Lună a unei capsule cu oameni la bord. Alte concepte prevedeau folosirea unei rachete Centaur ca treaptă superioară sau atașarea unor propulsoare auxiliare. Aceste îmbunătațiri ar fi permis lansarea unor vehicule spațiale de mari dimnesiuni spre planetele îndepărtate din sistemul solar sau a unei misiuni cu echipaj uman spre Marte.

Începând cu 2006 NASA are în vedere construcția unei rachete de mare capacitate, numită Ares V. Acesta este din aceeași clasă cu Saturn V din punctul de vedere al înălțimii și masei. Numele a fost ales pentru a omagia racheta Saturn V. Principala ei funcție va fi să plaseze pe orbită echipamentul necesar unor misiuni spre Lună sau chiar Marte.

Spre deosebire de Saturn V, Ares V este prevăzută doar cu 2 trepte. Prima treaptă ar trebui să aibă același diametru ca și secțiunile S-IC și S-II și să fie la fel de înaltă ca cele două puse la un loc. Drept combustibil va fi folosit hidrogenul lichid și oxigenul lichid. Zborul va fi asistat în primele două minute de o pereche de propulsoare auxiliare cu combustibil solid, care vor avea 5 segmente față de cele 4 ale propulsoarelor actuale ale navetei spațiale. Prima treaptă va dispune de 5 motoare RS-68, amplasate similar cu motoarele de la treapta S-IC, în formă de cruce. Inițial Ares V trebuia să folosească același tip de motoare ca și naveta spațială, dar, în urma utilizării cu succes a motoarelor RS-68 pentru racheta Delta IV, au fost alese acestea. Propulsoarele RS-68 mai au și alte avantaje: sunt mai puternice și mai ușor de construit. Pentru a doua treaptă vor fi folosite probabil unul sau mai multe motoare de tip J-2X, versiuni modernizate ale motoarelor J-2.

Costuri[modificare | modificare sursă]

Din 1964 până în 1973 au fost alocate 6,5 miliarde de dolari pentru construcția rachetelor Saturn V, maximul fiind atins în 1966, suma pevăzută în bugetul pentru anul respectiv fiind de 1,2 miliarde USD[9].

Unul din principalele motive pentru întreruperea programului Apollo a fost costul uriaș. În anul 1966 NASA a primit 4,5 miliarde de dolari, sumă care reprezenta 0,5% din produsul intern brut al SUA în acea vreme. În același an Ministerului Apărării (Department of Defense) i-au fost alocate 63,5 miliarde de dolari.

Rachete Saturn V și lansări[modificare | modificare sursă]

Montaj cu toate lansările rachetei Saturn V. Zi şi noapte, pe vreme bună sau rea, de fiecare dată a fost lansată la timp pentru a ajunge la destinaţie
Seria Misiunea Data Lansării Note
SA-501
Apollo 4 9 noiembrie 1967 Primul zbor de test
SA-502
Apollo 6 4 aprilie 1968 Al doilea zbor de test
SA-503
Apollo 8 21 decembrie 1968 Primul zbor cu echipaj uman la bord și orbitare în jurul Lunii
SA-504
Apollo 9 3 martie 1969 Testarea modulului lunar pe orbita Pământului
SA-505
Apollo 10 18 mai 1969 Testarea modulului lunar pe orbita Lunii
SA-506
Apollo 11 16 iulie 1969 Prima aselenizare
SA-507
Apollo 12 14 noiembrie 1969 Aselenizează lângă Surveyor 3
SA-508
Apollo 13 11 aprilie 1970 Misiune întreruptă. Echipaj salvat.
SA-509
Apollo 14 31 ianuarie 1971 Aselenizare lângă Fra Mauro
SA-510
Apollo 15 26 iulie 1971 Primul "jeep" lunar
SA-511
Apollo 16 16 aprilie 1972 Aselenizare lângă Descartes
SA-512
Apollo 17 6 decembrie 1972 Prima și singura lansare pe timp de noapte. Ultima aselenizare.
SA-513
Skylab 1 14 mai 1973 Versiunea pentru Skylab, cu doar 2 trepte (Saturn INT-21)
SA-514
Nefolosită Construită dar nefolosită pentru Apollo18/19
SA-515
Nefolosită Vehicul de urgențe pentru Skylab. Nefolosită.

În prezent există 3 rachete Saturn V expuse în diverse locații, toate orizontal:

Saturn V expusă la U.S. Space & Rocket Center în Huntsville, Alabama.
  • La Johnson Space Center în Houston, Texas. Prima treaptă de la SA-514, a doua treaptă de la SA-515 și a treia treaptă de la SA-513.
  • La Centrul Spațial Kennedy în Florida. Prima treaptă S-IC-T fiind o versiune de teste și treptele 2 și 3 provenind de la SA-514.
  • La U.S. Space & Rocket Center. Compusă din S-IC-D, S-II-F/D și S-IVB-D, toate fiind versiuni de teste.

Dintre acestea 3 doar versiunea de la Johnson Space Center este compusă integral din secțiuni construite si echipate pentru zbor. La U.S. Space & Rocket Center în Huntsville se află de asemenea o machetă cu scara 1:1, singura expusă vertical. Prima treaptă a versiunii SA-515 se află la Michoud Assembly Facility în New Orleans, Louisiana. A treia treaptă a fost convertită într-o versiune de rezerva pentru Skylab, și se află la National Air and Space Museum.

Prin anul 1996 a început să se răspândească un zvon potrivit căruia NASA ar fi pierdut sau distrus toate schițele rachetei Saturn V. Acest zvon este total neadevărat, planurile fiind păstrate pe microfilme la Marshall Space Flight Center[10].

Media[modificare | modificare sursă]

Lansarea racheteiApollo 15


Galerie de fotografii[modificare | modificare sursă]

Vezi și[modificare | modificare sursă]

Note[modificare | modificare sursă]

  1. ^ a b c d en Encyclopedia Astronautica - Saturn INT-21
  2. ^ en N1”. Encyclopedia Astronautica. http://www.astronautix.com/lvs/n1.htm. Accesat la 19 februarie 2007. 
  3. ^ en Saturn V”. Encyclopedia Astronautica. http://www.astronautix.com/lvs/saturnv.htm. Accesat la 19 februarie 2007. 
  4. ^ en SP-4206 Stages to Saturn”. NASA. http://history.nasa.gov/SP-4206/p405.htm. Accesat la 19 februarie 2007. 
  5. ^ en Saturn MLV-V-1”. Encyclopedia Astronautica. http://www.astronautix.com/lvs/satmlvv1.htm. Accesat la 19 februarie 2007. 
  6. ^ en Columbia accident investigation board - Working Scenario”. NASA. http://caib.nasa.gov/news/working_scenario/pdf/sts107workingscenario_1.pdf. Accesat la 19 februarie 2007. 
  7. ^ en Kennedy Space Center”. Kennedy Space Center. http://www.insideksc.com/. Accesat la 19 februarie 2007. 
  8. ^ en Saturn V-23(L)”. Encyclopedia Astronautica. http://www.astronautix.com/lvs/satnv23l.htm. Accesat la 19 februarie 2007. 
  9. ^ en Apollo Program Budget Appropriations”. NASA. http://history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_18-16_Apollo_Program_Budget_Appropriations.htm. Accesat la 19 februarie 2007. 
  10. ^ en Saturn 5 Blueprints Safely in Storage”. Space.com. Arhivat din original la 13 decembrie 2000. http://web.archive.org/web/20001213191400/http://www.space.com/news/spacehistory/saturn_five_000313.html. Accesat la 19 februarie 2007. 

Bibliografie[modificare | modificare sursă]

Legături externe[modificare | modificare sursă]

Commons
Wikimedia Commons conține materiale multimedia legate de Saturn V

Site-uri NASA[modificare | modificare sursă]

Site-uri non-NASA[modificare | modificare sursă]

Simulatoare[modificare | modificare sursă]