Saturno V -Saturn V
Função | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
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Fabricante | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
País de origem | Estados Unidos | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Custo do projeto | $ 6,417 bilhões em dólares de 1964-1973 (~ $ 49,9 bilhões em dólares de 2020) | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Custo por lançamento | US$ 185 milhões em dólares de 1969-1971 (US$ 1,23 bilhão em valor de 2019). | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Tamanho | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Altura | 363,0 pés (110,6 m) | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Diâmetro | 33,0 pés (10,1 m) | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Massa | 6.221.000 lb (2.822.000 kg) a 6.537.000 lb (2.965.000 kg) | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Estágios | 2–3 | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Capacidade | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Carga útil para LEO | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Altitude | 90 milhas náuticas (170 km) | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Inclinação orbital | 30° | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Massa | 310.000 libras (140.000 kg) | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Carga útil para TLI | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Massa | 43.500 kg (95.900 libras) | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Foguetes associados | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Família | Saturno | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Trabalho derivado | Saturno INT-21 | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Comparável |
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Histórico de lançamento | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Status | Aposentado | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Sites de lançamento | LC-39 , Centro Espacial Kennedy | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Total de lançamentos | 13 | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Sucesso(s) | 12 | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Falha(s) | 0 | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Falhas parciais | 1 ( Apolo 6 ) | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Primeiro voo | 9 de novembro de 1967 (AS-501 Apollo 4 ) | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Último voo | 14 de maio de 1973 (AS-513 Skylab ) | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
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Saturno V é um veículo de lançamento superpesado americano aposentado desenvolvido pela NASA sob o programa Apollo para exploração humana da Lua . O foguete tinha classificação humana , com três estágios , e era movido a combustível líquido . Ele voou de 1967 a 1973. Foi usado para nove voos tripulados para a Lua e para lançar a Skylab , a primeira estação espacial americana .
A partir de 2022, o Saturno V continua sendo o único veículo de lançamento a transportar humanos para além da órbita baixa da Terra (LEO). Saturno V detém recordes para a carga útil mais pesada lançada e maior capacidade de carga útil para a órbita baixa da Terra: 310.000 lb (140.000 kg), que incluiu o terceiro estágio e o propulsor não queimado necessário para enviar o comando e módulo de serviço Apollo e o Módulo Lunar para a Lua.
O maior modelo de produção da família de foguetes Saturn, o Saturn V foi projetado sob a direção de Wernher von Braun no Marshall Space Flight Center em Huntsville, Alabama ; os contratantes principais foram Boeing , North American Aviation , Douglas Aircraft Company e IBM . Um total de 15 veículos com capacidade de voo foram construídos, além de três para testes em solo. Treze foram lançados do Centro Espacial Kennedy sem perda de tripulação ou carga útil . Um total de 24 astronautas foram lançados à Lua da Apollo 8 (dezembro de 1968) à Apollo 17 (dezembro de 1972).
História
Fundo
Em setembro de 1945, o governo dos EUA trouxe o tecnólogo de foguetes alemão Wernher von Braun e mais de 1.500 engenheiros e técnicos de foguetes alemães para os Estados Unidos na Operação Paperclip , um programa autorizado pelo presidente Truman . Von Braun, que ajudou a criar o foguete V-2 , foi designado para a divisão de design de foguetes do Exército. Entre 1945 e 1958, seu trabalho se restringiu a transmitir as ideias e métodos por trás do V-2 aos engenheiros americanos, embora tenha escrito livros e artigos em revistas populares.
Essa abordagem mudou em 1957, quando os soviéticos lançaram o Sputnik 1 em cima de um ICBM R-7 , que poderia transportar uma ogiva termonuclear para os EUA. O Exército e o governo começaram a tomar medidas sérias para enviar americanos ao espaço. Eles se voltaram para a equipe de von Braun, que havia criado e experimentado a série de foguetes Júpiter . O foguete Juno I lançou o primeiro satélite americano em janeiro de 1958. Von Braun considerou a série Júpiter um protótipo e se referiu a ela como "um Saturn infantil".
Desenvolvimento de Saturno
Nomeado para o próximo planeta depois de Júpiter , o design de Saturno evoluiu a partir dos foguetes da série Júpiter. Entre 1960 e 1962, o Marshall Space Flight Center (MSFC) projetou uma série de foguetes Saturno que poderiam ser implantados em várias órbitas terrestres ou missões lunares.
A NASA planejava usar o Saturn C-3 como parte do método de encontro da órbita da Terra (EOR), com pelo menos dois ou três lançamentos necessários para uma única missão lunar. No entanto, o MSFC planejou um foguete ainda maior, o C-4, que usaria quatro motores F-1 em seu primeiro estágio, um segundo estágio C-3 ampliado, e o S-IVB , um estágio com um único J-2 motor, como seu terceiro estágio. O C-4 precisaria de apenas dois lançamentos para realizar uma missão lunar EOR.
Em 10 de janeiro de 1962, a NASA anunciou planos para construir o C-5. O foguete de três estágios consistiria no primeiro estágio S-IC, com cinco motores F-1; o segundo estágio S-II, com cinco motores J-2; e o terceiro estágio S-IVB, com um único motor J-2.
O C-5 passaria por testes de componentes antes mesmo da construção do primeiro modelo. O terceiro estágio S-IVB seria usado como o segundo estágio para o C-1B, que serviria tanto para demonstrar a prova de conceito e viabilidade para o C-5, mas também forneceria dados de voo críticos para o desenvolvimento do C- 5. Em vez de passar por testes para cada componente principal, o C-5 seria testado de forma "total", o que significa que o primeiro voo de teste do foguete incluiria versões completas de todos os três estágios. Ao testar todos os componentes de uma só vez, seriam necessários muito menos voos de teste antes de um lançamento tripulado. O C-5 foi confirmado como a escolha da NASA para o programa Apollo no início de 1962, e foi nomeado Saturno V. O C-1 tornou-se o Saturno I e o C-1B tornou-se o Saturno IB. Von Braun liderou uma equipe no MSFC para construir um veículo capaz de lançar uma espaçonave tripulada à Lua. Durante essas revisões, a equipe rejeitou o design do motor único do V-2 e mudou para um design de vários motores.
O design final do Saturn V tinha vários recursos importantes. Os motores F-1 foram escolhidos para o 1º estágio, enquanto o novo sistema de propulsão a hidrogênio líquido chamado J-2 para o 2º e 3º estágio. A NASA havia finalizado seus planos para prosseguir com os projetos de Saturno de von Braun, e o programa espacial Apollo ganhou velocidade.
Com a configuração finalizada, a NASA voltou sua atenção para os perfis de missão. Houve uma controvérsia entre usar um rendezvous da órbita lunar para o módulo lunar ou um rendezvous da órbita da Terra. O Conselho de Gestão de Voo Espacial Tripulado preferiu o LOR, enquanto o Comitê Consultivo Científico do Presidente preferiu o EOR. Após uma rodada de estudos, James Webb confirmou em 7 de novembro que um encontro de órbita lunar para o módulo lunar foi escolhido. Os estágios foram projetados pelo Marshall Space Flight Center de von Braun em Huntsville, e contratados externos foram escolhidos para a construção: Boeing ( S-IC ), North American Aviation ( S-II ), Douglas Aircraft ( S-IVB ) e IBM ( unidade do instrumento ).
Seleção para pouso lunar Apollo
No início do processo de planejamento, a NASA considerou três métodos para a missão lunar: o encontro na órbita da Terra (EOR), a ascensão direta e o encontro na órbita lunar (LOR). Uma configuração de ascensão direta exigiria que um foguete extremamente grande enviasse uma espaçonave de três homens para pousar diretamente na superfície lunar. Um EOR lançaria a espaçonave de pouso direto em duas partes menores que se combinariam na órbita da Terra. Uma missão LOR envolveria um único foguete lançando duas espaçonaves: uma nave-mãe e um módulo de pouso menor, de dois homens, que se encontraria de volta com a espaçonave principal em órbita lunar. O módulo de pouso seria descartado e a nave-mãe voltaria para casa.
A princípio, a NASA descartou o LOR como uma opção mais arriscada, já que um encontro espacial ainda não havia sido realizado na órbita da Terra, muito menos na órbita lunar. Vários funcionários da NASA, incluindo o engenheiro do Langley Research Center John Houbolt e o administrador da NASA George Low , argumentaram que um encontro na órbita lunar forneceu o pouso mais simples na Lua com o veículo de lançamento mais econômico e a melhor chance de realizar o pouso lunar dentro da Lua. década. Outros funcionários da NASA ficaram convencidos, e LOR foi então oficialmente selecionado como a configuração da missão para o programa Apollo em 7 de novembro de 1962. Arthur Rudolph tornou-se o diretor de projeto do programa de foguetes Saturn V em agosto de 1963. Ele desenvolveu os requisitos para o sistema de foguetes e o plano de missão para o programa Apollo. O primeiro lançamento do Saturn V decolou do Centro Espacial Kennedy e teve um desempenho impecável em 9 de novembro de 1967, aniversário de Rudolph. Ele foi então designado como assistente especial do diretor da MSFC em maio de 1968 e posteriormente se aposentou da NASA em 1º de janeiro de 1969. Em 16 de julho de 1969, o Saturn V lançou a Apollo 11 , colocando o homem na Lua.
Histórico de lançamento
Número de série |
Missão | Data de lançamento (UTC) |
Almofada | Notas |
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SA-500F | Integração de instalações | Usado para verificar ajustes precisos e testar a operação das instalações no Pad 39A antes que um modelo de voo estivesse pronto. Primeiro estágio desfeito, segundo estágio convertido para S-II- F/D, terceiro estágio em exibição no Kennedy Space Center . | ||
SA-500D | Teste dinâmico | Usado para avaliar a resposta do veículo às vibrações. Em exibição no US Space & Rocket Center, Huntsville, Alabama . | ||
S-IC-T | Teste de todos os sistemas | Primeiro estágio usado para disparo de teste estático no Marshall Space Flight Center. Em exibição no Kennedy Space Center . | ||
SA-501 | Apolo 4 | 9 de novembro de 1967 12:00:01 |
39A | Primeiro voo de teste completo e sem tripulação; sucesso completo. |
SA-502 | Apolo 6 | 4 de abril de 1968 12:00:01 |
39A | Segundo voo de teste sem tripulação; Problemas no motor J-2 causaram o desligamento antecipado de dois motores no segundo estágio e impediram o reinício do terceiro estágio. |
SA-503 | Apolo 8 | 21 de dezembro de 1968 12:51:00 |
39A | Primeiro voo tripulado; primeira injeção translunar do módulo de comando e serviço Apollo . |
SA-504 | Apolo 9 | 3 de março de 1969 16:00:00 |
39A | Teste tripulado em órbita terrestre baixa da espaçonave Apollo completa com o Módulo Lunar (LM). |
SA-505 | Apolo 10 | 18 de maio de 1969 16:49:00 |
39B | Segunda injeção translunar tripulada da espaçonave Apollo completa com LM; Apenas Saturno V foi lançado do Pad 39B. |
SA-506 | Apolo 11 | 16 de julho de 1969 13:32:00 |
39A | Primeiro pouso lunar tripulado, no Sea of Tranquility . |
SA-507 | Apolo 12 | 14 de novembro de 1969 16:22:00 |
39A | O veículo foi atingido duas vezes por um raio logo após a decolagem, sem danos graves. Aterrissagem lunar tripulada de precisão, perto do Surveyor 3 em Ocean of Storms . |
SA-508 | Apolo 13 | 11 de abril de 1970 19:13:03 |
39A | As oscilações severas do pogo no segundo estágio causaram o desligamento precoce do motor central; orientação compensada queimando os motores restantes por mais tempo. A terceira missão tripulada de pouso lunar foi abortada por falha do módulo de serviço. |
SA-509 | Apolo 14 | 31 de janeiro de 1971 21:03:02 |
39A | Terceiro pouso lunar tripulado, perto de Fra Mauro , local de pouso pretendido da Apollo 13. |
SA-510 | Apolo 15 | 26 de julho de 1971 13:34:00 |
39A | Quarto pouso lunar tripulado, em Hadley-Apennine . Primeira missão Apollo estendida, transportando o Módulo de Instrumento Científico orbital lunar e o Veículo Lunar Roving . |
SA-511 | Apolo 16 | 16 de abril de 1972 17:54:00 |
39A | Quinto pouso lunar tripulado, em Descartes Highlands . |
SA-512 | Apolo 17 | 7 de dezembro de 1972 05:33:00 |
39A | Somente lançamento noturno. Sexto e último pouso lunar tripulado, em Taurus-Littrow . |
SA-513 | Skylab 1 | 14 de maio de 1973 17:30:00 |
39A | Lançamento não tripulado da oficina orbital Skylab, que substituiu o terceiro estágio, S-IVB-513, em exibição no Johnson Space Center . Originalmente designado para a Apollo 18 cancelada . |
SA-514 | Não usado | Originalmente designado para a Apollo 18 ou 19 cancelada; nunca usado. Foi proposto o lançamento de um Skylab Internacional . Esta estação teria sido servida pela Apollo, Soyuz e mais tarde pelo Space Shuttle . O primeiro estágio (S-IC-14) em exibição no Johnson Space Center , segundo e terceiro estágio (S-II-14, S-IV-14) em exibição no Kennedy Space Center . O interstage S-II está localizado no Parque de las Ciencias em Porto Rico . | ||
SA-515 | Não usado | Originalmente designado para Apollo 20, nunca usado. Mais tarde, foi proposto lançar a estação de backup Skylab em órbita em algum momento entre janeiro de 1975 e abril de 1976. Dessa forma, poderia expandir a missão Apollo-Soyuz em 56 a 90 dias. A primeira etapa estava em exibição no Michoud Assembly Facility , até junho de 2016, depois foi transferida para o INFINITY Science Center no Mississippi. O segundo estágio (S-II-15) está em exibição no Johnson Space Center. O terceiro estágio foi convertido em uma oficina orbital de backup Skylab e está em exibição no Museu Nacional do Ar e do Espaço . |
Descrição
O tamanho e a capacidade de carga útil do Saturn V superavam todos os outros foguetes anteriores voados com sucesso naquela época. Com a espaçonave Apollo no topo, ela tinha 111 m de altura e, ignorando as aletas, tinha 10 m de diâmetro. Totalmente abastecido, o Saturn V pesava 6,5 milhões de libras (2.900.000 kg) e tinha uma capacidade de carga útil em órbita terrestre baixa (LEO) originalmente estimada em 261.000 libras (118.000 kg), mas foi projetado para enviar pelo menos 90.000 libras (41.000 kg) para o Lua. Atualizações posteriores aumentaram essa capacidade; nas três últimas missões lunares Apollo, enviou até 95.901 libras (43.500 kg) para a Lua. (Nunca foi usado para lançar toda a sua capacidade de carga útil LEO.)
A uma altura de 363 pés (111 m), o Saturn V era 58 pés (18 m) mais alto que a Estátua da Liberdade do chão até a tocha, e 48 pés (15 m) mais alto que a Elizabeth Tower , que abriga Big Ben no Palácio de Westminster . Em contraste, o veículo de lançamento Mercury-Redstone usado no Freedom 7 , o primeiro voo espacial tripulado americano, era aproximadamente 11 pés (3,4 m) mais longo que o estágio S-IVB e entregava menos empuxo ao nível do mar (78.000 libras-força (350 kN) ) do que o foguete Launch Escape System (empuxo ao nível do mar de 150.000 libras-força (667 kN)) montado no topo do módulo de comando Apollo. O Apollo LES disparou por um tempo muito menor do que o Mercury-Redstone (3,2 segundos contra 143,5 segundos).
O Saturn V foi projetado principalmente pelo Marshall Space Flight Center em Huntsville, Alabama , embora vários sistemas importantes, incluindo propulsão, tenham sido projetados por subcontratados. Usava os poderosos motores de foguete F-1 e J-2 para propulsão; eles quebraram as janelas de casas próximas quando foram testados no Stennis Space Center. Os designers decidiram desde o início tentar usar o máximo possível da tecnologia do programa Saturn I. Consequentemente, o terceiro estágio S-IVB- 500 do Saturn V foi baseado no segundo estágio S-IVB-200 do Saturn IB . A unidade de instrumento que controlava o Saturn V compartilhava características com a do Saturn IB.
O Saturn V foi construído principalmente de alumínio . Também era feito de titânio , poliuretano , cortiça e amianto . Plantas e outros planos do Saturn V estão disponíveis em microfilme no Marshall Space Flight Center.
Consistia em três estágios – o primeiro estágio S-IC, o segundo estágio S-II e o terceiro estágio S-IVB – e a unidade de instrumento. Todos os três estágios usaram oxigênio líquido (LOX) como oxidante . O primeiro estágio usou RP-1 como combustível, enquanto o segundo e terceiro estágios usaram hidrogênio líquido (LH2). Enquanto LH2 tem uma densidade de energia muito maior para ser colocada em órbita em massa, RP-1 tem uma densidade de energia muito maior por volume. Consequentemente, o RP-1 foi escolhido para o propulsor do primeiro estágio porque o volume de LH2 necessário teria sido mais de três vezes maior e teria criado um arrasto aerodinâmico muito maior durante a fase de impulso através da atmosfera. Os estágios superiores também usavam pequenos motores de ullage de propelente sólido que ajudavam a separar os estágios durante o lançamento e a garantir que os propulsores líquidos estivessem na posição adequada para serem puxados para as bombas.
S-IC primeira fase
O S-IC foi construído pela Boeing Company no Michoud Assembly Facility , Nova Orleans , onde os tanques externos do ônibus espacial seriam mais tarde construídos pela Lockheed Martin . A maior parte de sua massa no lançamento era propelente: combustível RP-1 com oxigênio líquido como oxidante . Tinha 138 pés (42 m) de altura e 33 pés (10 m) de diâmetro, e fornecia mais de 7.500.000 libras-força (33.000 kN) de empuxo. O estágio S-IC tinha uma massa seca de cerca de 303.000 libras (137.000 kg); quando totalmente abastecido no lançamento, tinha uma massa total de 4.881.000 libras (2.214.000 kg). Era alimentado por cinco motores Rocketdyne F-1 dispostos em quincunce . O motor central era mantido em uma posição fixa, enquanto os quatro motores externos podiam ser girados hidraulicamente com gimbals para direcionar o foguete. Em voo, o motor central foi desligado cerca de 26 segundos antes dos motores de popa para limitar a aceleração. Durante o lançamento, o S-IC acionou seus motores por 168 segundos (a ignição ocorreu cerca de 8,9 segundos antes da decolagem) e no corte do motor, o veículo estava a uma altitude de cerca de 42 milhas (67 km), estava a cerca de 58 milhas (93 km ) ), e estava se movendo cerca de 7.500 pés por segundo (2.300 m/s).
S-II segundo estágio
O S-II foi construído pela North American Aviation em Seal Beach, Califórnia . Usando hidrogênio líquido e oxigênio líquido, ele tinha cinco motores Rocketdyne J-2 em um arranjo semelhante ao S-IC, e também usava os motores externos para controle. O S-II foi de 81,6 pés (24,87 m) de altura com um diâmetro de 33 pés (10 m), idêntico ao S-IC, e, portanto, foi o maior estágio criogênico até o lançamento do ônibus espacial em 1981. O S- II tinha uma massa seca de cerca de 80.000 libras (36.000 kg); quando totalmente abastecido, pesava 1.060.000 libras (480.000 kg). O segundo estágio acelerou o Saturn V através da atmosfera superior com 1.100.000 libras-força (4.900 kN) de empuxo no vácuo.
Quando carregado, significativamente mais de 90% da massa do palco era propelente; no entanto, o design ultraleve levou a duas falhas nos testes estruturais. Em vez de ter uma estrutura intertanque para separar os dois tanques de combustível, como foi feito no S-IC, o S-II usou uma antepara comum que foi construída tanto na parte superior do tanque LOX quanto na parte inferior do tanque LH2. Consistia em duas folhas de alumínio separadas por uma estrutura alveolar feita de resina fenólica . Esta antepara teve que isolar contra a diferença de temperatura de 126 ° F (52 ° C) entre os dois tanques. O uso de uma antepara comum economizou 7.900 libras (3,6 t) eliminando uma antepara e reduzindo o comprimento do palco. Como o S-IC, o S-II foi transportado de sua fábrica para o Cabo Kennedy por mar.
S-IVB terceira fase
O S-IVB foi construído pela Douglas Aircraft Company em Huntington Beach, Califórnia . Tinha um motor J-2 e usava o mesmo combustível que o S-II. O S-IVB usou uma antepara comum para separar os dois tanques. Ele tinha 58,6 pés (17,86 m) de altura com um diâmetro de 21,7 pés (6,604 m) e também foi projetado com alta eficiência de massa, embora não tão agressivamente quanto o S-II. O S-IVB tinha uma massa seca de cerca de 23.000 libras (10.000 kg) e, totalmente abastecido, pesava cerca de 262.000 libras (119.000 kg).
O S-IVB foi o único estágio de foguete do Saturn V pequeno o suficiente para ser transportado pelo avião de carga Aero Spacelines Pregnant Guppy .
Para missões lunares, foi disparado duas vezes: primeiro para inserção na órbita da Terra após o corte do segundo estágio e depois para injeção translunar (TLI).
Unidade de instrumento
A unidade do instrumento foi construída pela IBM e foi colocada no topo do terceiro estágio. Foi construído no Space Systems Center em Huntsville, Alabama . Este computador controlava as operações do foguete logo antes da decolagem até que o S-IVB fosse descartado. Incluía sistemas de orientação e telemetria para o foguete. Ao medir a aceleração e a atitude do veículo , ele pode calcular a posição e a velocidade do foguete e corrigir quaisquer desvios.
Conjunto
Depois que a construção e os testes de solo de cada estágio foram concluídos, ele foi enviado para o Centro Espacial Kennedy. As duas primeiras etapas eram tão grandes que a única maneira de transportá-los era de barcaça. O S-IC, construído em Nova Orleans, foi transportado pelo rio Mississippi até o Golfo do México .
Depois de contornar a Flórida , as etapas foram transportadas pela Intra-Coastal Waterway até o Vehicle Assembly Building (originalmente chamado de Vertical Assembly Building). Esta era essencialmente a mesma rota que seria usada mais tarde para enviar os tanques externos do Ônibus Espacial . O S-II foi construído na Califórnia e viajou para a Flórida através do Canal do Panamá . O terceiro estágio e a Unidade de Instrumentos foram transportados pelos Aero Spacelines Pregnant Guppy e Super Guppy , mas também poderiam ter sido transportados por barcaça, se justificado.
Na chegada ao Edifício de Montagem Vertical, cada estágio foi inspecionado na posição horizontal antes de ser orientado verticalmente. A NASA também construiu grandes estruturas em forma de carretel que poderiam ser usadas no lugar de estágios se um estágio específico fosse atrasado. Esses carretéis tinham a mesma altura e massa e continham as mesmas conexões elétricas que os estágios reais.
A NASA empilhou (montou) o Saturn V em um Mobile Launcher , que consistia em uma Torre Umbilical de Lançamento com nove braços oscilantes (incluindo o braço de acesso da tripulação), um guindaste "cabeça de martelo" e um sistema de supressão de água que foi ativado antes do lançamento. Após a conclusão da montagem, toda a pilha foi movida do Vehicle Assembly Building (VAB) para a plataforma de lançamento usando o transportador de esteiras (CT). Construído pela Marion Power Shovel Company (e mais tarde usado para transportar o ônibus espacial menor e mais leve), o CT funcionava em quatro esteiras duplas, cada uma com 57 "sapatos". Cada sapato pesava 2.000 libras (910 kg). Este transportador também foi obrigado a manter o nível do foguete enquanto viajava 3 milhas (4,8 km) até o local de lançamento, especialmente na inclinação de 3% encontrada na plataforma de lançamento. O CT também carregava a Estrutura de Serviço Móvel (MSS), que permitia aos técnicos o acesso ao foguete até oito horas antes do lançamento, quando foi deslocado para o ponto “meio” do Crawlerway (o entroncamento entre o VAB e as duas plataformas de lançamento). .
Custo
De 1964 a 1973, US$ 6,417 bilhões (equivalente a US$ 35,4 bilhões em 2020) no total foram apropriados para Pesquisa e Desenvolvimento e voos do Saturn V, sendo o máximo em 1966 com US$ 1,2 bilhão (equivalente a US$ 7,46 bilhões em 2020). Nesse mesmo ano, a NASA recebeu seu maior orçamento total de US$ 4,5 bilhões, cerca de 0,5% do produto interno bruto (PIB) dos Estados Unidos na época.
Duas razões principais para o cancelamento das três últimas missões Apollo foram os pesados investimentos em Saturno V e os custos cada vez maiores da Guerra do Vietnã para os EUA em dinheiro e recursos. No período de 1969 a 1971, o custo de lançamento de uma missão Saturn V Apollo foi entre US$ 185.000.000 a US$ 189.000.000, dos quais US$ 110 milhões foram usados para a produção do veículo (equivalente a US$ 1,02 bilhão a US$ 1,04 bilhão em 2020).
Sequência de lançamento da missão lunar
O Saturno V transportou todas as missões lunares Apollo, que foram lançadas do Complexo de Lançamento 39 no Centro Espacial John F. Kennedy na Flórida . Depois que o foguete liberou a torre de lançamento, o controle de voo foi transferido para o Controle da Missão no Centro Espacial Johnson em Houston, Texas . Uma missão média usou o foguete por um total de apenas 20 minutos. Embora a Apollo 6 tenha sofrido três falhas de motor e a Apollo 13 um motor desligado, os computadores de bordo foram capazes de compensar queimando os motores restantes por mais tempo para alcançar a órbita de estacionamento.
Segurança de alcance
No caso de um aborto que exigisse a destruição do foguete, o oficial de segurança desligaria remotamente os motores e, após vários segundos, enviaria outro comando para que as cargas explosivas moldadas presas às superfícies externas do foguete detonassem. Estes fariam cortes nos tanques de combustível e oxidante para dispersar o combustível rapidamente e minimizar a mistura. A pausa entre essas ações daria tempo para a tripulação escapar pela Launch Escape Tower ou (nos estágios posteriores do voo) pelo sistema de propulsão do módulo de serviço. Um terceiro comando, "seguro", foi usado depois que o estágio S-IVB atingiu a órbita para desativar irreversivelmente o sistema de autodestruição. O sistema ficou inativo enquanto o foguete ainda estava na plataforma de lançamento.
Sequência de inicialização
O primeiro estágio queimou por cerca de 2 minutos e 41 segundos, elevando o foguete a uma altitude de 42 milhas (68 km) e uma velocidade de 6.164 milhas por hora (2.756 m/s) e queimando 4.700.000 libras (2.100.000 kg) de propulsor.
A 8,9 segundos antes do lançamento, a sequência de ignição do primeiro estágio começou. O motor central acendeu primeiro, seguido por pares externos opostos em intervalos de 300 milissegundos para reduzir as cargas estruturais no foguete. Quando o empuxo foi confirmado pelos computadores de bordo, o foguete foi "liberado suavemente" em dois estágios: primeiro, os braços de retenção soltaram o foguete e, segundo, quando o foguete começou a acelerar para cima, foi desacelerado pelo metal cônico. pinos puxados pelos buracos por meio segundo.
Uma vez que o foguete decolou, ele não poderia voltar com segurança para a plataforma se os motores falhassem. Os astronautas consideraram este um dos momentos mais tensos ao pilotar o Saturno V, pois se o foguete não decolasse após o lançamento, eles teriam uma baixa chance de sobrevivência devido à grande quantidade de propelente. Para melhorar a segurança, o Saturn Emergency Detection System (EDS) inibiu o desligamento do motor nos primeiros 30 segundos de voo. Se todos os três estágios explodissem simultaneamente na plataforma de lançamento, um evento improvável, o Saturno V teria um rendimento explosivo total de 543 toneladas de TNT ou 0,543 quilotons (2.271.912.000.000 J ou 155.143 libras de perda de peso), que é 0,222 kt para o primeiro estágio, 0,263 kt para o segundo estágio e 0,068 kt para o terceiro estágio. (Veja Unidade de Instrumento Saturno V )
Demorou cerca de 12 segundos para o foguete limpar a torre. Durante esse tempo, ele guinou 1,25 graus para longe da torre para garantir uma folga adequada, apesar dos ventos adversos; esta guinada, embora pequena, pode ser vista em fotos de lançamento tiradas do leste ou oeste. A uma altitude de 430 pés (130 m), o foguete rolou para o azimute de voo correto e, em seguida, desceu gradualmente até 38 segundos após a ignição do segundo estágio. Este programa de pitch foi definido de acordo com os ventos predominantes durante o mês de lançamento.
Os quatro motores de popa também se inclinaram para o lado de fora, de modo que, no caso de um desligamento prematuro do motor de popa, os motores restantes passariam pelo centro de massa do foguete . O Saturn V atingiu 400 pés por segundo (120 m/s) a mais de 1 milha (1.600 m) de altitude. Grande parte da parte inicial do voo foi gasta ganhando altitude, com a velocidade necessária chegando mais tarde. O Saturn V quebrou a barreira do som em pouco mais de 1 minuto a uma altitude entre 5,55 e 7,40 km. Nesse ponto, colares de choque, ou nuvens de condensação, se formariam ao redor da parte inferior do módulo de comando e ao redor do topo do segundo estágio.
Sequência Q máxima
Em cerca de 80 segundos, o foguete experimentou a pressão dinâmica máxima (max q). A pressão dinâmica em um foguete varia com a densidade do ar e o quadrado da velocidade relativa . Embora a velocidade continue a aumentar, a densidade do ar diminui tão rapidamente com a altitude que a pressão dinâmica cai abaixo de max q.
O propulsor em apenas o S-IC compôs cerca de três quartos de toda a massa de lançamento do Saturno V, e foi consumido a 13.000 kg por segundo (1.700.000 lb/min). A segunda lei do movimento de Newton afirma que a força é igual à massa multiplicada pela aceleração, ou equivalentemente que a aceleração é igual à força dividida pela massa, de modo que à medida que a massa diminui (e a força aumenta um pouco), a aceleração aumenta. Incluindo a gravidade, a aceleração de lançamento foi de apenas 1+1 ⁄ 4 g , ou seja, os astronautas sentiram 1+1 ⁄ 4 g enquanto o foguete acelerou verticalmente a 1 ⁄ 4 g . À medida que o foguete perdeu massa rapidamente, a aceleração total, incluindo a gravidade, aumentou para quase 4 g em T+135 segundos. Neste ponto, o motor interno (centro) foi desligado para evitar que a aceleração aumentasse além de 4 g .
Quando o oxidante ou o esgotamento do combustível foram detectados nos conjuntos de sucção, os quatro motores de popa restantes foram desligados. A separação do primeiro estágio ocorreu um pouco menos de um segundo depois disso para permitir a redução do empuxo do F-1. Oito pequenos motores de separação de combustível sólido apoiaram o S-IC do resto do veículo a uma altitude de cerca de 67 km. O primeiro estágio continuou balisticamente a uma altitude de cerca de 109 km e depois caiu no Oceano Atlântico cerca de 560 km abaixo.
O procedimento de desligamento do motor foi alterado para o lançamento do Skylab para evitar danos ao Apollo Telescope Mount . Em vez de desligar todos os quatro motores de popa de uma vez, eles foram desligados dois de cada vez com um atraso para reduzir ainda mais a aceleração de pico.
Sequência S-II
Após a separação do S-IC, o segundo estágio do S-II queimou por 6 minutos e impulsionou a nave a 175 km e 25.181 km/h, próximo à velocidade orbital .
Para os dois primeiros lançamentos não tripulados, oito motores de ullage de combustível sólido foram acionados por quatro segundos para acelerar o estágio S-II, seguidos pela ignição dos cinco motores J-2. Para as primeiras sete missões Apollo tripuladas, apenas quatro motores de ullage foram usados no S-II, e eles foram eliminados nos quatro lançamentos finais. Cerca de 30 segundos após a separação do primeiro estágio, o anel entre estágios caiu do segundo estágio. Isso foi feito com uma atitude inercialmente fixa – orientação em torno de seu centro de gravidade – de modo que o interestágio, a apenas 1 m (3 pés e 3 polegadas) dos motores J-2 externos, caísse de forma limpa sem atingi-los, pois o estágio intermediário poderia ter potencialmente danificou dois dos motores J-2 se estivesse conectado ao S-IC. Logo após a separação entre os estágios, o Launch Escape System também foi descartado.
Cerca de 38 segundos após a ignição do segundo estágio, o Saturn V mudou de uma trajetória pré-programada para um "loop fechado" ou modo de orientação iterativa. A unidade do instrumento agora calculou em tempo real a trajetória mais eficiente em termos de combustível em direção à sua órbita alvo. Se a unidade de instrumento falhasse, a tripulação poderia mudar o controle do Saturn para o computador do módulo de comando, assumir o controle manual ou abortar o voo.
Cerca de 90 segundos antes do corte do segundo estágio, o motor central desligou para reduzir as oscilações longitudinais do pogo. Por volta dessa época, a vazão de LOX diminuiu, alterando a proporção de mistura dos dois propulsores e garantindo que haveria o mínimo possível de propelente nos tanques no final do voo do segundo estágio. Isso foi feito em um delta-v predeterminado .
Cinco sensores de nível na parte inferior de cada tanque de propelente S-II foram armados durante o vôo S-II, permitindo que dois quaisquer dois acionassem o corte e a preparação do S-II quando fossem descobertos. Um segundo após o corte do segundo estágio, ele se separou e vários segundos depois o terceiro estágio acendeu. Retro-foguetes de combustível sólido montados no interstage no topo do S-II dispararam para afastá-lo do S-IVB. O S-II impactou cerca de 2.600 milhas (4.200 km) do local de lançamento.
Na missão Apollo 13, o motor interno sofreu uma grande oscilação de pogo, resultando em um corte automático precoce. Para garantir velocidade suficiente, os quatro motores restantes foram mantidos ativos por mais tempo do que o planejado. Um supressor pogo foi instalado em missões Apollo posteriores para evitar isso, embora o corte inicial do motor 5 tenha permanecido para reduzir as forças g .
Sequência S-IVB
Ao contrário da separação em dois planos do S-IC e S-II, os estágios S-II e S-IVB são separados em uma única etapa. Embora tenha sido construído como parte da terceira etapa, o interstage permaneceu anexado à segunda etapa. O terceiro estágio não usou muito combustível para entrar em LEO (Low Earth Orbit), porque o segundo estágio fez a maior parte do trabalho.
Durante a Apollo 11 , uma missão lunar típica, o terceiro estágio queimou por cerca de 2,5 minutos até o primeiro corte em 11 minutos e 40 segundos. Neste ponto, ele estava a 2.648,35 km de distância e em uma órbita de estacionamento a uma altitude de 190 km e velocidade de 28.054 km/h (17.432 milhas por hora). O terceiro estágio permaneceu conectado à espaçonave enquanto orbitava a Terra uma vez e meia enquanto os astronautas e controladores de missão se preparavam para a injeção translunar (TLI).
Essa órbita de estacionamento era bastante baixa para os padrões da órbita da Terra e teria vida curta devido ao arrasto aerodinâmico. Por perspectiva, a atual ISS orbita a uma altitude de aproximadamente 400 km e requer uma reinicialização aproximadamente uma vez por mês. Isso não foi um problema em uma missão lunar por causa da curta permanência na órbita de estacionamento. O S-IVB também continuou a empurrar em um nível baixo, liberando hidrogênio gasoso, para manter os propulsores assentados em seus tanques e evitar a formação de cavidades gasosas nas linhas de alimentação de propulsores. Essa ventilação também manteve pressões seguras à medida que o hidrogênio líquido fervia no tanque de combustível. Este impulso de ventilação excedeu facilmente o arrasto aerodinâmico.
Para os três voos finais da Apollo, a órbita de estacionamento temporária foi ainda menor (aproximadamente 107 milhas ou 172 quilômetros), para aumentar a carga útil para essas missões. A missão de órbita terrestre Apollo 9 foi lançada na órbita nominal consistente com a Apollo 11, mas a espaçonave foi capaz de usar seus próprios motores para elevar o perigeu alto o suficiente para sustentar a missão de 10 dias. O Skylab foi lançado em uma órbita bem diferente, com um perigeu de 434 km que o sustentou por seis anos, e também uma inclinação maior para o equador (50 graus versus 32,5 graus para Apollo).
Sequência do Módulo Lunar
Na Apollo 11, o TLI chegou 2 horas e 44 minutos após o lançamento. O S-IVB queimou por quase seis minutos, dando à espaçonave uma velocidade próxima à velocidade de escape da Terra de 40.319 km/h. Isso deu uma transferência eficiente de energia para a órbita lunar, com a Lua ajudando a capturar a espaçonave com um consumo mínimo de combustível CSM.
Cerca de 40 minutos após o TLI, o módulo de comando e serviço Apollo (CSM) se separou do terceiro estágio, girou 180 graus e atracou com o Módulo Lunar (LM) que ficou abaixo do CSM durante o lançamento. O CSM e o LM se separaram do terceiro estágio gasto 50 minutos depois, em uma manobra conhecida como transposição, encaixe e extração .
Se permanecesse na mesma trajetória da espaçonave, o S-IVB poderia apresentar um risco de colisão, então seus propulsores restantes foram ventilados e o sistema de propulsão auxiliar acionado para afastá-lo. Para missões lunares antes da Apollo 13, o S-IVB foi direcionado para a borda de fuga da Lua em sua órbita para que a Lua a lançasse além da velocidade de escape da Terra e na órbita solar. Da Apollo 13 em diante, os controladores direcionaram o S-IVB para atingir a Lua. Sismógrafos deixados por missões anteriores detectaram os impactos, e as informações ajudaram a mapear a estrutura interna da Lua .
Sequência do Skylab
Em 1965, o Programa de Aplicativos Apollo (AAP) foi criado para investigar missões científicas que poderiam ser realizadas usando o hardware Apollo. Grande parte do planejamento centrou-se na ideia de uma estação espacial. Os planos anteriores de Wernher von Braun (1964) empregavam um conceito de " oficina molhada ", com um segundo estágio S-II Saturn V gasto sendo lançado em órbita e equipado no espaço. No ano seguinte, a AAP estudou uma estação menor usando o segundo estágio Saturn IB . Em 1969, os cortes de financiamento da Apollo eliminaram a possibilidade de adquirir mais hardware da Apollo e forçaram o cancelamento de alguns voos posteriores de pouso na Lua. Isso liberou pelo menos um Saturn V, permitindo que a oficina molhada fosse substituída pelo conceito de "oficina seca": a estação (agora conhecida como Skylab) seria construída no solo a partir de um segundo estágio Saturn IB excedente e lançado no topo do primeiro dois estágios ao vivo de um Saturn V. Uma estação de backup, construída a partir de um terceiro estágio Saturn V, foi construída e agora está em exibição no Museu Nacional do Ar e do Espaço .
Skylab foi o único lançamento não diretamente relacionado ao programa de pouso lunar Apollo. As únicas mudanças significativas no Saturn V das configurações da Apollo envolveram alguma modificação no S-II para atuar como o estágio terminal para inserir a carga útil do Skylab na órbita da Terra e para liberar o excesso de propelente após o corte do motor para que o estágio gasto não se rompesse em órbita. O S-II permaneceu em órbita por quase dois anos e fez uma reentrada descontrolada em 11 de janeiro de 1975.
Três tripulações viveram a bordo do Skylab de 25 de maio de 1973 a 8 de fevereiro de 1974. O Skylab permaneceu em órbita até 11 de julho de 1979.
Proposta pós-Apolo
Depois da Apollo, o Saturn V foi planejado para ser o principal veículo de lançamento do Prospector para a Lua. Prospector era um rover robótico proposto de 330 kg (730 lb), semelhante aos rovers soviéticos Lunokhod Lunokhod 1 e Lunokhod 2, as sondas Voyager Mars e uma versão ampliada das sondas interplanetárias Voyager . Também deveria ter sido o veículo de lançamento para o programa de teste RIFT do estágio de foguete nuclear e para algumas versões do NERVA posterior . Todos esses usos planejados do Saturn V foram cancelados, com o custo sendo um fator importante. Edgar Cortright , que havia sido o diretor da NASA Langley , declarou décadas depois que "o JPL nunca gostou da grande abordagem. Eles sempre argumentavam contra isso. Eu provavelmente era o principal defensor do uso do Saturn V, e perdi. Provavelmente muito sábio que Eu perdi."
A segunda produção cancelada do Saturn Vs muito provavelmente teria usado o motor F-1A em seu primeiro estágio, proporcionando um aumento substancial de desempenho. Outras mudanças prováveis teriam sido a remoção das barbatanas (que acabou por fornecer pouco benefício quando comparado ao seu peso), um primeiro estágio S-IC alongado para suportar os F-1As mais poderosos e J-2s ou M. -1 para os estágios superiores.
Vários veículos alternativos de Saturno foram propostos com base no Saturn V, variando do Saturn INT-20 com um estágio S-IVB e interstage montado diretamente em um estágio S-IC , até o Saturn V-23(L) que não só tem cinco motores F-1 no primeiro estágio, mas também quatro boosters strap-on com dois motores F-1 cada, dando um total de treze motores F-1 disparando no lançamento.
A falta de uma segunda produção do Saturn V matou esse plano e deixou os Estados Unidos sem um veículo de lançamento super pesado. Alguns na comunidade espacial dos EUA lamentaram essa situação, pois a produção contínua poderia ter permitido que a Estação Espacial Internacional, usando uma configuração Skylab ou Mir com portas de ancoragem americanas e russas, fosse levantada com apenas alguns lançamentos. O conceito Saturn-Shuttle também poderia ter eliminado os foguetes sólidos do ônibus espacial que, em última análise, precipitaram o acidente do Challenger em 1986.
Sucessores propostos
Pós-Apolo
As propostas dos EUA para um foguete maior que o Saturno V do final da década de 1950 até o início da década de 1980 eram geralmente chamadas de Nova . Mais de trinta propostas diferentes de grandes foguetes levavam o nome Nova, mas nenhuma foi desenvolvida.
Wernher von Braun e outros também tinham planos para um foguete que teria oito motores F-1 em seu primeiro estágio, como o Saturn C-8 , permitindo um vôo direto de ascensão à Lua. Outros planos para o Saturn V exigiam o uso de um Centaur como estágio superior ou a adição de reforços de alça . Essas melhorias teriam permitido o lançamento de grandes naves robóticas para os planetas exteriores ou o envio de astronautas a Marte . Outros derivados do Saturn V analisados incluíram a família Saturn MLV de "Veículos de Lançamento Modificados", que quase dobraria a capacidade de carga útil do Saturn V padrão e foram destinados para uso em uma missão proposta a Marte em 1980 .
Em 1968, a Boeing estudou outro derivado do Saturn-V, o Saturn C-5N , que incluía um motor de foguete térmico nuclear para o terceiro estágio do veículo. O Saturn C-5N transportaria uma carga útil consideravelmente maior para voos espaciais interplanetários . O trabalho nos motores nucleares, juntamente com todos os ELVs Saturn V , terminou em 1973.
O Comet HLLV foi um enorme veículo de lançamento de carga pesada projetado para o programa First Lunar Outpost , que estava em fase de projeto de 1992 a 1993 sob a Iniciativa de Exploração Espacial . Era um veículo de lançamento derivado do Saturn V com mais de duas vezes a capacidade de carga útil e teria confiado completamente na tecnologia existente. Todos os motores eram versões modernizadas de suas contrapartes Apollo e os tanques de combustível seriam esticados. Seu principal objetivo era apoiar o programa First Lunar Outpost e futuras missões tripuladas a Marte. Ele foi projetado para ser o mais barato e fácil de operar possível.
Família Ares
Em 2006, como parte do programa Constellation proposto , a NASA revelou planos para construir dois veículos de lançamento derivados de ônibus espaciais, o Ares I e o Ares V , que usariam alguns equipamentos e infraestrutura existentes do ônibus espacial e do Saturn V. Os dois foguetes destinavam-se a aumentar a segurança, especializando cada veículo para diferentes tarefas, Ares I para lançamentos de tripulação e Ares V para lançamentos de carga. O projeto original do pesado Ares V, nomeado em homenagem ao Saturn V, tinha 110 m de altura e apresentava um palco central baseado no tanque externo do ônibus espacial, com um diâmetro de 8,4 m (28 pés). ). Ele deveria ser alimentado por cinco RS-25 e dois Space Shuttle Solid Rocket Boosters (SRBs) de cinco segmentos . À medida que o design evoluiu, os motores RS-25 foram substituídos por cinco motores RS-68 , os mesmos motores usados no Delta IV . A mudança do RS-25 para o RS-68 teve como objetivo reduzir custos, pois este último era mais barato, mais simples de fabricar e mais potente que o RS-25, embora a menor eficiência do RS-68 exigisse um aumento na diâmetro do estágio do núcleo para 33 pés (10 m), o mesmo diâmetro que os estágios S-IC e S-II do Saturn V.
Em 2008, a NASA redesenhou novamente o Ares V, alongando o palco central, adicionando um sexto motor RS-68 e aumentando os SRBs para 5,5 segmentos cada. Este veículo teria 381 pés (116 m) de altura e teria produzido um impulso total de aproximadamente 8.900.000 lbf (40 MN ) na decolagem, mais do que o Saturn V ou o soviético Energia , mas menos do que o soviético N-1 . Projetado para colocar aproximadamente 400.000 libras (180 t) em órbita, o Ares V teria superado o Saturn V em capacidade de carga útil. Um estágio superior, o Earth Departure Stage , teria utilizado uma versão mais avançada do motor J-2, o J-2X . Ares V teria colocado o veículo de pouso lunar Altair em órbita baixa da Terra. Um veículo da tripulação Orion lançado em Ares I teria ancorado em Altair, e o Estágio de Partida da Terra enviaria a pilha combinada para a Lua.
Sistema de lançamento espacial
Após o cancelamento do programa Constellation – e, portanto, Ares I e Ares V – a NASA anunciou o veículo de lançamento de carga pesada do Sistema de Lançamento Espacial (SLS) para além da exploração espacial da órbita baixa da Terra. O SLS, semelhante ao conceito original do Ares V, será equipado com quatro motores RS-25 e dois SRBs de cinco segmentos. Sua configuração do Bloco 1 levantará aproximadamente 209.000 libras (95 t) para a LEO. O Bloco 1B adicionará o Exploration Upper Stage , alimentado por quatro motores RL10 , para aumentar a capacidade de carga útil. Uma eventual variante do Block 2 será atualizada para boosters avançados, aumentando a carga útil do LEO para pelo menos 290.000 libras (130 t).
Uma proposta para boosters avançados usaria um derivado do F-1 do Saturn V , o F-1B, e aumentaria a carga útil do SLS para cerca de 330.000 libras (150 t) para LEO. O F-1B deve ter melhor impulso específico e ser mais barato que o F-1, com uma câmara de combustão simplificada e menos peças de motor, enquanto produz 1.800.000 lbf (8,0 MN) de empuxo ao nível do mar, um aumento sobre os aproximadamente 1.550.000 lbf (6,9 MN) alcançado pelo motor Apollo 15 F-1 maduro,
Exibições de Saturno V
- Há duas exibições no US Space & Rocket Center em Huntsville:
- O SA-500D está em exibição horizontal composto de seu S-IC-D, S-II-F/D e S-IVB-D. Estas foram todas as etapas de teste não destinadas ao vôo. Este veículo foi exibido ao ar livre de 1969 a 2007, foi restaurado e agora é exibido no Davidson Center for Space Exploration.
- Display vertical (réplica) construído em 1999 localizado em área adjacente.
- Há um no Centro Espacial Johnson composto pelo primeiro estágio do SA-514, o segundo estágio do SA-515 e o terceiro estágio do SA-513 (substituído para voo pela oficina Skylab). Com etapas chegando entre 1977 e 1979, esta foi exposta a céu aberto até sua restauração em 2005, quando uma estrutura foi construída em torno dela para proteção. Esta é a única exibição de Saturno que consiste inteiramente em estágios destinados a serem lançados.
- Outra no Complexo de Visitantes do Centro Espacial Kennedy , composto pelo S-IC-T (estágio de teste) e o segundo e terceiro estágios do SA-514. Foi exibido ao ar livre por décadas e, em 1996, foi fechado para proteção contra os elementos no Apollo/Saturn V Center.
- O estágio S-IC do SA-515 está em exibição no Infinity Science Center no Mississippi .
- O estágio S-IVB do SA-515 foi convertido para uso como backup do Skylab e está em exibição no National Air and Space Museum em Washington, DC
Foguete Saturno V - Centro Espacial Johnson
Motores F-1 do Saturn V—Rocket Park, Houston
Estágios descartados
Em 3 de setembro de 2002, o astrônomo Bill Yeung descobriu um asteroide suspeito , que recebeu a designação de descoberta J002E3 . Parecia estar em órbita ao redor da Terra, e logo foi descoberto pela análise espectral estar coberto de dióxido de titânio branco , que era um dos principais constituintes da tinta usada no Saturno V. O cálculo dos parâmetros orbitais levou à identificação provisória como sendo o Estágio Apollo 12 S-IVB. Os controladores da missão planejavam enviar o S-IVB da Apollo 12 para a órbita solar após a separação da espaçonave Apollo, mas acredita-se que a queima durou muito tempo e, portanto, não o enviou perto o suficiente da Lua, de modo que permaneceu em um estado quase estável. orbita em torno da Terra e da Lua. Em 1971, através de uma série de perturbações gravitacionais , acredita-se que tenha entrado em uma órbita solar e depois retornado à órbita terrestre fracamente capturada 31 anos depois. Ele deixou a órbita da Terra novamente em junho de 2003.
Veja também
- Comparação de famílias de lançadores orbitais
- Comparação de sistemas de lançamento orbital
- Exploração espacial
- Cometa HLLV (um projeto de veículo de lançamento derivado de Saturno da década de 1990)
Notas
Referências
Fontes
Livros
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