Saturn V

De la Wikipedia, enciclopedia liberă

Saturn V

Ultima lansare a rachetei Saturn V, AS-512, în cadrul misiunii Apollo 17.
Date tehnice
Funcţie	Transportul astronavei Apollo cu echipaj uman la bord.
Producător	Boeing (S-IC) North American (S-II) Douglas (S-IVB)
Ţara de origine	SUA
Dimensiuni
Înălţime	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])
Eşecuri	0
Eşecuri parţiale	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
Forţă de propulsie	34.02 MN (7.648.000 lbf)
Timp de funcţionare	150 secunde
Combustibil	RP-1/LOX
Treapta a doua - S-II
Motoare	5 Rocketdyne J-2
Forţă de propulsie	5 MN (1.000.000 lbf)
Timp de funcţionare	367 secunde
Combustibil	LH2/LOX
Treapta a treia - S-IVB
Motoare	1 Rocketdyne J-2
Forţă de propulsie	1 MN (225.000 lbf)
Timp de funcţionare	(156 + 336) secunde (2 timpi de funcţionare)
Combustibil	LH2/LOX

Saturn V, (cunoscută şi ca Racheta lunară) a fost o rachetă cu mai multe trepte folosită de NASA pentru programele Apollo şi Skylab. Acest tip de rachetă folosea combustibil lichid şi era de unică folosinţă.

Cuprins 1 Prezentare 2 Referinţe istorice 3 Dezvoltarea proiectului 3.1 De la C-1 la C-4 3.2 C-5 4 Tehnologie 4.1 Trepte 4.1.1 Treapta I - S-IC 4.1.1.1 Construcţie 4.1.1.2 Configuraţie 4.1.2 Treapta a II-a - S-II 4.1.2.1 Construcţie 4.1.2.2 Configuraţie 4.1.3 Treapta a III-a - S-IVB 4.1.3.1 Construcţie 4.1.3.2 Configuraţie 4.1.4 Modulul de instrumente 4.2 Măsuri de siguranţă 5 Comparaţii 5.1 Comparaţii pentru treapta S-IC 6 Asamblare 7 Secvenţa de funcţionare în timpul misiunilor spre Lună 7.1 Secvenţa de funcţionare a treptei S-IC 7.2 Secvenţa de funcţionare a treptei S-II 7.3 Secvenţa de funcţionare a treptei S-IVB 8 Skylab 9 Propuneri de dezvoltare post-Apollo 10 Succesori 11 Costuri 12 Rachete Saturn V şi lansări 13 Galerie de fotografii 14 Note 15 Referinţe 16 Legături externe 16.1 Site-uri NASA 16.2 Site-uri non-NASA 16.3 Simulatoare

[modifică] Prezentare

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 şi construcţie au fost Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft Company şi IBM.

Saturn V este cel mai puternic vehicul de lansare (adus în stare operaţională) din punctul de vedere al înălţimii, greutăţii şi al sarcinii utile. Totuşi racheta de producţie rusească Energia care a executat doar 2 zboruri de test avea o forţă de propulsie verticală (în limba engleză, thrust = contrapresiune) la decolare puţin mai mare.

În total NASA a lansat 13 rachete de tipul Saturn V, între 1967 şi 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 spaţial 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 şi fuziuni toate au ajuns să fie deţinute de firma Boeing. Toate treptele I şi II construite au fost testate la Stennis Space Center de lângă Bay St. Louis, Mississippi. Baza a fost folosită mai târziu pentru verificarea şi testarea motorului principal al navetei spaţiale cât şi a noilor motoare RS-68 ale racheteor de tip Delta IV EELV şi Ares V.

[modifică] Referinţe istorice

La începutul anilor 1960 Uniunea Sovietică depăşise cu mult Statele Unite în cursa pentru cucerirea spaţiului. 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 spaţiu.

În ziua de 25 mai 1961 preşedintele american Kennedy a anunţat că America va încerca să trimită oameni pe Lună până la sfârşitul deceniului. La momentul respectiv singura experienţă pe care o aveau americanii referitoare la zborurile spaţiale cu oameni la bord era zborul suborbital de 15 minute al misiunii Freedom 7, efectuat de Alan Shepard. Nici-o rachetă purtătoare din lume nu putea în acel moment să lanseze 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 şi, fiind prea mică, ar fi fost necesare mai multe zboruri pentru a plasa pe orbită toate componentele modulului lunar.

În fazele iniţiale ale proiectului NASA a luat în considerare trei metode posibile de desfăşurare a misiunii spre Lună, Earth Orbit Rendezvous - EOR (Întâlnire pe orbita Pământului), Direct Ascent (Ascensiune directă) şi Lunar Orbit Rendezvous - LOR (Întâlnire pe orbita Lunii). Deşi iniţial metoda LOR a fost respinsă, luând în considerare faptul că americanii nu aveau niciun fel de experienţă în conectarea vehiculelor spaţiale, nici măcar pe orbita Pământului, a fost totuşi până la urmă aleasă ca fiind cea mai uşoară şi rapidă metodă pentru atingerea obiectivului propus de preşedintele Kennedy (a se vedea secţiunea Alegerea metodei de aselenizare din articolul Programul Apollo).

[modifică] Dezvoltarea proiectului

[modifică] De la C-1 la C-4

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

Versiunea iniţială, C-1, a trecut prin toate fazele de proiectare, construcţie şi testare şi a ajuns să fie cunoscută sub numele de Saturn I. Proiectul C-2 a fost abandonat încă din fazele iniţiale 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 şase motoare de tip RL-10.

NASA plănuise să folosească versiunea C-3 ca parte a metodei Earth Orbit Rendezvous, cu menţiunea clară că ar fi fost necesare cel puţin patru sau cinci lansări pentru o singură misiune. Între timp, MSFC (Marshall Space Flight Center) plănuia deja să construiască o rachetă şi 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 şi 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.

[modifică] C-5

Pe 10 ianuarie 1962 NASA a anunţat că plănuieşte 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 constituită de modelul S-IVB.

Iniţial pimele 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 şi totodată numărul de rachete necesare, de la 25 la doar 15. Această schemă presupunea ca treptele rachetei să funcţioneze perfect de la prima lansare.

În 1963 versiunea C-5 a primit numele de Saturn V, şi firma Rocketdyne a produs primele motoare. În 1966, motorul F-1 a trecut de inspecţia 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, in decembrie 1968. Apollo 8 a avut misiunea să înconjoare Luna.

[modifică] Tehnologie

Racheta Saturn V este fără îndoială una din cele mai impresionante maşinării construite vreodată. Având peste 110 m (363 picioare) înălţime, 10 m (33 picioare) diametru, o masă totală de aproximativ 3000 de tone şi 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 obţinute de la subcontractori. Au fost folosite puternicele motoare de tip F-1 şi J-2 care, la teste, provocau unde seismice perceptibile pe o rază de 80 km (50 mile). Proiectanţii au decis sa reutilizeze cât mai multă tehnologie rămasă de la racheta Saturn I. În consecinţă treapta a treia, S-IVB, a rachetei Saturn V era bazată pe treapta a doua, SI-V, a rachetei Saturn I şi Modulul de instrumente de control era similar cu cel folosit la racheta Saturn 1.

[modifică] Trepte

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 şi a treia foloseau hidrogen lichid (LH2). Toate cele trei trepte aveau mici motoare auxiliare (ullage motors în engleză, ullage = spaţiu gol din rezervor, deasupra combustibilului), cu combustibil solid, folosite pentru separarea treptelor în timpul lansării şi pentru aducerea combustibilului lichid într-o poziţie din care să poată fi pompat din rezervor.

[modifică] Treapta I - S-IC

Secţiunea S-IC a fost construită în acelasi loc unde astăzi sunt construite rezervoarele externe ale navetei spaţiale. Cea mai mare pondere din masa sa uiaşă de peste 2.000 de tone o are combustibilul (RP-1 şi oxigen lichid), acest lucru fiind valabil în cazul oricărei trepte de rachetă purtătoare. A se observa şi faptul că, greutatea secţiunii S-IC reprezinta aproximativ doua treimi din masa totală a rachetei. Avea 42 de metri înălţime, 10 metri în diametru şi o forţă 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 forma de cruce. Motorul din mijloc era fix, iar celellalte 4 puteau fi orientate hidraulic, pentru a controla racheta.

[modifică] Construcţie

Contractul de construcţie al secţiunii S-IC i-a fost atribuit firmei Boeing pe 15 decembrie 1961. La momentul respectiv configuraţia 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 construcţiei trebuiau aduse din Wichita, Kansas.

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

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

[modifică] Configuraţie

Cea mai mare şi mai grea componentă a treptei S-IC a fost structura de susţinere a propulsoarelor, cântărind peste 21 de tone. Trebuia să suporte forţa de propulsie a celor 5 motoare şi să o distribuie uniform la baza rachetei. Racheta era ţinută 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 vreodata în SUA, aveau 4,3 metri lungime şi masa de 816 kilograme. Cele 4 aripioare de stabilizare trebuiau să reziste la temperaturi de peste 1.100 °C.

Următoarea componentă era rezervorul de comustibil. Acesta conţinea 770.000 litri de combustibil RP-1. Rezervorul avea masa proprie de 11 tone şi putea sa furnizeze 7.300 de litri pe secundă. Pentru a preveni coagularea combustibilului, se pompa azot prin partea de jos ca să îl ţină în mişcare. 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 şi 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 îngheţarea combustibilului RP-1 şi efectuarea a încă 5 găuri in partea de sus a rezervorului.

[modifică] Treapta a II-a - S-II

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

[modifică] Construcţie

Secţiunea S-II şi-a început existenţa în decembrie 1959, când un comitet a recomandat construcţia unui motor cu forţă 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 şi proiectarea treptei propriuzise. Iniţial treapta S-II trebuia să aibă 4 motoare, 22,5 metri lungime, şi 6,5 metri în diametru.

În 1961 Marshall Space Flight Center a început procesul de selecţie a firmelor pentru construcţia treptei. Din 30 de companii care au trimis reprezentanţi la conferinţa de prezentare a proiectului, doar 7 au înaintat propuneri o lună mai târziu. Trei dintre acestea au fost eliminate dupa o nouă rundă de selecţie. Mai târziu s-a decis că specificaţia iniţiala prevedea o treapta prea mică pentru rachetă, deci era nevoie e o mărire a întregii secţiuni. Acest lucru a ridicat probleme pentru cele 4 companii rămase în cursă. În acelaşi timp, NASA nu se hotărâse încă asupra dimensiunilor şi a componentelor care urmau să fie plasate deasupra acestei secţiuni.

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

[modifică] Configuraţie

Masa toatală 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 uşoară inginerii de la NASA au fost nevoiţi sa recurgă la un artificiu tehnic. Rezervoarele de hidrogen lichid şi oxigen lichid aveau o parte comună (partea de sus a rezervorului de oxigen şi partea de jos a rezervorului de hidrogen), constituită din două folii de aluminiu separate de o structura tip fagure, realizată din fenol. Acest material ajută la izolarea termică a părţii comune a rezervoarelor, diferenţa de temperatură dintre ele fiind de 70°C (125 °F). Această inovaţie a redus greutatea totală cu 3,6 tone.

Rezervorul cu oxigen lichid era un container de forma elipsoidală, cu diametrul de 10 metri şi 6,7 metri înălţime. A fost modelat sudând 12 secţiuni triunghiulare şi două circulare la vârf şi la bază. Secţiunilor 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 înălţime şi al şaselea de 0,69 metri înalţime. Cea mai mare problemă a fost izolaţia. Hidrogeul lichid trebuie ţinut la -252 °C, foarte aproape de minima absolută (-273 °C). Încercările iniţiale de izolare a rezervorului nu au dat roade, aşa că izolaţia a fost pusă manual.

Secţiunea S-II a fost construita verical pentru a facilita sudura şi pentru a ţine componentele mari, circulare, în forma corectă.

[modifică] Treapta a III-a - S-IVB

Treapta S-IVB (cunoscută şi ca S4b) a fost construita de Douglas Aircraft Company la Huntington Beach, California. În timpul misiunilor spre lună a fost folosită de două ori: pentru inserţia pe orbita Pământului după separarea treptei inferioare (156 de secunde de funcţionare) şi pentru înscrierea pe traiectoria spre Lună (335 de secunde de funcţionare).

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

[modifică] Construcţie

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

Unsprezece companii au înaintat propuneri pentru construcţia 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 poziţie de monopol, ea ocupânduse deja de construcţia unei trepte a rachetei Centaur. Un alt motiv pentru care Douglas a primit contractul, au fost similarităţile dintre S-IV şi S-IVB.

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

[modifică] Configuraţie

Douglas a construit două versiuni distincte ale S-IVB, seria 200 şi seria 500. Versiunea din seria 200 a fost folosită pentru racheta Saturn IB, şi diferea de cea din seria 500 din mai multe puncte de vedere: avea mai puţine 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 şi a oxigenului lichid din rezervoare, operaţiune necesară pentru repornirea motorului J-2.

Rezervoarele conţineau 72.700 litri de oxigen lichid şi 229.000 de litri de hidrogen lichid

Carcasa unei trepte de tip S-IVB nefolosită a devenit mai târziu învelişul exterior al Skylab, prima staţie spaţială a Statelor Unite. În timpul misiunilor Apollo 13, Apollo 14, Apollo 15, Apollo 16 şi Apollo 17, treapta S-IVB a fost prăbuşită intenţionat 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.

[modifică] Modulul de instrumente

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

Modulul de instrumente era funcţional din momentul lansării şi până la abandoanarea treptei S-IVB. El conţinea sistemele de ghidare şi telemetrie ale rachetei. Cu ajutorul unor senzori se puteau calcula: acceleraţia, viteza, înclinarea şi poziţia vehiculului. Computerul de bord putea să corecteze automat orice deviaţie de la traiectorie, pe baza informaţiilor primite de la aceşti senzori. Mai exista un computer care monitoriza starea tuturor componentelor rachetei, iar în caz de urgenţa lua măsuri prestabilite, cea mai importantă sarcină a sa fiind să activeze sistemele de salvare a echipajului.

Specificaţii:

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

[modifică] Măsuri de siguranţă

În caz de extremă urgenţă, dacă era necesară distrugerea rachetei, ofiţerul care era însărcinat cu acest lucru trebuia să trimită un semnal de activare, unor încărcături explozive plasate strategic pe suprafaţa vehiculului. Deflagraţiile aveau ca scop secţionarea rezervoarelor de combustibil, pentru a ajuta la dispersia rapidă a oxigenului şi hidrogenului lichid, şi 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 şi era constituit dintr-o mini rachetă, care avea rolul să deplaseze capsula echipajului din zona periculoasă în eventualitatea apariţiei unei situaţii de urgenţă la lansare.

[modifică] Comparaţii

Echivalentul sovietic al lui Saturn V a fost racheta N-1^[2]. Saturn V era mai înaltă, mai grea, avea o forţă de propulsie mai mare şi 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 eşecuri 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 reuşiseră să construiască motoare echivalente cu F-1. În timpul misiunilor Apollo 6 şi Apollo 13 computerul de bord al rachetei Saturn V a reuşit să salveze vehiculul, în urma unor incidente la sistemul de propulsie. N-1 avea un sistem asemanator, dar, acesta nu a reuşit să facă faţă cu succes unor situaţii în care unul sau mai multe motoare nu au funcţionat la capacitate maximă. În timpul uneia dintre lansări, sistemul a oprit toate motoarele primei trepte, distrugând vehiculul şi rampa de lansare. Principalul motiv pentru eşecurile 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 forţă de propulsie maximă de cel puţin 34,02 MNewtoni (SA-510 şi următoarele)^[4], şi o sarcină utilă de 118.000 kg, pentru orbita joasă a Pământului. SA-510 (Apollo 15)a avut o forţă de propulsie de 34,8 MN, iar SA-513 (Skylab), puţin mai mult, 35,1 MN. Asemenea valori au mai fost atinse doar în timpul celor 2 zboruri de test ale rachetei ruseşti Energia, care avea aceeaşi foţa ca si SA-513, 35,1 MN.

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

Naveta spaţială generează o forţă de propulsie maximă de 30,1 MN, şi 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 şi greutatea navetei, sarcina utilă este de aproximativ 112.000 kg. Pentru comparaţie 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 fracţiune din sarcina utilă rachetei Saturn V:

• Ariane 5 ECA (Agenţia spaţială europeană) : 10.000 kg (orbită geostaţionară de transfer).
• Delta 4 (SUA) : 13.100 kg (orbită geostaţionară de transfer).
• Atlas 5 (SUA, motoare ruseşti) : 25.000 kg (orbita joasă a Pământului), 13.605 kg (orbită geostaţionară de transfer).

[modifică] Comparaţii pentru treapta S-IC

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

• Valorile care indică forţa de propulsie sunt de fapt "specificaţii", ele nu sunt obţinute în urma unor măsurători. Forţa de propulsie reală a diverselor modele construite poate fi seminificativ mai mică sau mai mare decât cea specificată.
• Specificaţia pentru motoarele F-1 a fost mărită începând cu Apollo 15 (SA-510) de la 1,5 milioane livre-forţă la 1,522 milioane livre-forţă, deci forţa de propulsie totală a primei trepte a ajuns la 31,85 MN. Această mărire s-a datorat unor modificări a orificiilor de injecţie a combustibilului şi creşterii debitului de combustibil prin motor. Totuşi, valoarea reală măsurată in timpul lansării misiunii Apollo 15 a fost de 34,8 MN.
• Nu există nici o metodă directă de măsurare a forţei de propulsie în timpul zborului. Valorile se obţin indirect, prin calcule care ţin cont de presiunea în camera de combustie, viteza , debitul şi densitatea combustibilului, forma orificiilor de injecţie şi condiţiile atmosferice.
• Forţa de propulsie variază in funcţie de altitudine, chiar şi la un motor care are un flux de combustibil constant pe totată durata funcţionarii. În cazul Apollo 15, propulsia măsurată la decolare a fost de 7,823 milioane livre-forţă, aceasta crescând treptat până la 9,18 milioane livre-forţă, în momentul opririi motorelor primei trepte.
• Forţa de propulsie este de obicei specificată pentru vid sau la nivelul mării, de multe ori neprecizându-se în ce condiţii este valabilă specificaţia.
• De multe ori forţa de propulsie specificată este de fapt forţa medie, sau forţa maximă atinsă, fără să se precizeze despre care este vorba. Chiar şi la un motor cu flux constant de combustibil, forţa de propulsie poate să varieze din cauza unor factori mai mult sau mai puţin aleatori: schimbarea raportului de masă combustibil/oxidant, variaţia uşoară a densităţii combustibilului sau modificările suferite de componentele motorului în timpul funcţionării.

Comparaţiile sunt deseori inexacte din cauza necunoaşterii metodelor tehince şi matematice de calcul a forţei de propulsie pentru fiecare rachetă în parte. Valorile măsurate în timpul zborului pot să difere seminificativ de specificaţie, în plus sau în minus. De cele mai multe ori nu se precizează în ce condiţii este valabilă specificaţia.

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

Performanţele rachetei Saturn V au fost înregistrate şi analizate riguros, după fiecare lansare în parte. Există rapoarte detaliate a parametrilor de funcţionare la fiecare dintre zboruri. Aceste rapoarte sunt disponibile pe pagina web a Centrului Spaţial Kennedy^[7].

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

[modifică] Asamblare

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, şi apoi în Florida. Exista un canal special amenajat care permitea transportul secţiunilor de rachetă până în apropierea Clădirii de Asamblare Verticală (numită acum Clădirea de Asamblare a Vehiculului). Treapta S-II era construită în California, aşa că trebuia adusă prin Canalul Panama. Treapta S-IVB şi modulul de instrumente puteau fi transportate cu avioane special modificate pentru NASA, numite Pregnant Guppy şi Super Guppy.

După ce ajungea la destinaţie, fiecare secţiune era verificată amănunţit, şi, abia apoi era ridicată în poziţie 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 aceleaşi dimensiuni, masă egală cu a modulelelor reale, şi aveau conexiuni compatibile pentru instalaţia 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 mişte din clădirea de asamblare a vehiculului pâna la locul de lansare. Aceeaşi platformă este folosită în ziua de azi pentru naveta spaţială. Trenul de rulare era format din 4 seturi de şenile duble, fiecare set cântărind aproximativ 900 kg. Dispozitivul de transport trebuia să ţină racheta perfect verticală pe tot parcursul drumului de 5 km până la locul de lansare.

[modifică] Secvenţa de funcţionare în timpul misiunilor spre Lună

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 Spaţal Kennedy). După ce racehta 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. Totuşi au existat şi excepţii, în timpul misiunilor Apollo 6 şi Apollo 13. Din cauza funcţionării 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 funcţionare.

[modifică] Secvenţa de funcţionare a treptei S-IC

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 secvenţa de aprindere a motoarelor primei trepte. Iniţial 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 rezistenţă 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 bolţuri metalice folosite pentru susţinere ieşeau 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 siguranţă a rachetei pe rampa de lansare, în cazul în care motoarele nu mai funcţionau.

Rachetei îi trebuiau cam 12 secunde să părăsească turnul de lansare. În timpul ridicării, racheta se deplasa şi 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-şi modifice tangajul, după un program prestabilit în funcţie 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 aşa fel încât forţa de propulsie să fie direcţionată spre centrul de greutate al rachetei. Această orientare permitea continuarea zborului în cazul în care un motor ar fi cedat. Saturn V avea o acceleraţie destul de mare, la 2 kilometri altitudine ea atingând viteza de 500 m/s. În fazele iniţiale ale zborului era mai importantă altitudinea decât viteza.

La 80 de secunde după lansare, racheta atingea punctul de presiune dinamică maximă. Presiunea dinamică e proporţională cu densitatea aerului şi pătratul vitezei. Deşi viteza creşte, densitatea aerului scade mult cu altitudinea.

După 135,5 secunde motorul central era oprit pentru a reduce acceleraţia, care creştea din ce în ce mai mult datorită uşurării vehiculului. Motoarelor de tip F-1 nu li se putea varia forţa de propulsie, deci aceasta era cea mai bună metodă de micşorare a acceleraţiei. Punctul de acceleraţie maximă (39 m/s²) era atins exact înainte de oprirea motoarelor primei trepte. Celelalte 4 motoare continuau să funcţioneze 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 îşi continua ascensiunea până la 110 km iar apoi cădea în Oceanul Atlantic, la aproximativ 560 de kilometri de locul lansării.

[modifică] Secvenţa de funcţionare a treptei S-II

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

Secvenţa de aprindere a motoarelor treptei S-II avea două faze. Mai întăi erau pornite 8 mici motoare cu combustibil solid, care aveau rolul de a aduce combustililul la baza rezerevorului, pentru a facilita pomparea acestuia. Numărul acestora s-a modificat de-a lungul Programului Apollo. Au fost iniţial 8, apoi 4, iar la ultimele 4 lansări nu s-a folosit nici unul. După această operaţiune 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 secţiunii de legătură. Un contact între ea şi unul din motoare ar fi putut avea urmări catastrofale, deci trebuia evitat cu orice preţ. Distanţa de siguranţă era de numai 1 m. În acelaşi timp era aruncat şi 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 şi încerca să menţină traiectoria pe baza informaţiilor primite de la senzoriii de acceleraţie şi altitudine. Dacă racheta se depărta prea mult de la traiectoria prestabilită, echipajul putea să oprească misiunea sau să încerce să corecteze manual deviaţia cu ajutorul panoului de instrumente din capsulă.

Cu 90 de secunde înainte de desprinderea treptei S-II, motorul central era oprit pentru a reduce ocilaţiile longitudinale. Începănd cu Apollo 14 NASA a folosit un sistem de compensare a acestor oscilaţii. Cu toate acestea motorul central a fost din nou oprit. În acelaşi 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 aceşti senzori rămâneau descoperiţi computerul de bord iniţia 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 prăbuşea în mare la 4.200 de km de locul lansării.

[modifică] Secvenţa de funcţionare a treptei S-IVB

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

La 10 minute şi 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 interacţiunilor dintre vehicul şi atmosfera Pământului. În cazul misiunilor Apollo 9 şi 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 atracţia gravitaţională a Pământului.

După încă 2 ore modulul de comandă se desprindea de rachetă, efectua o întoarcere de 180 de grade, şi 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 intenţionat spre suprafaţa Lunii. Undele seismice rezultate în urma impactului au fost înregistrate de seismografele plasate în misiunile anterioare, putânduse determina astfel structura internă a Lunii. Treptele S-IVB folosite înainte de Apollo 13, cu excepţia celor din misiunile Apollo 9 şi 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 ca se află pe o orbită în jurul Pământului, şi, după o analiză mai amănunţită, s-a descoperit că este acoperit de o vopsea bogată în dioxid de titaniu, acelaşi tip de vopsea folosit pentru Saturn V. Specialiştii de la centrul de control au vrut să trimită treapta pe o orbită solară, dar, arderea a durat prea mult, şi aceasta a ajuns pe o orbită instabilă în jurul Pământului şi al Lunii. În 1971, datorită unor perturbaţii gravitaţionale, aceasta a intrat pe o orbită solară, şi a ajuns înapoi pe orbita Pământului 31 de ani mai tărziu. A dispărut din nou în iunie 2003.

[modifică] Skylab

În anul 1968 a fost creat Apollo Applications Program (Programul Apollo pentru aplicaţii) care avea ca principal scop găsirea unor metode de utlizare în scopuri ştiinţifice a echipamentelor rămase nefolosite în urma Programului Apollo de aselenizare. Majoritatea planurilor convergeau spre ideea unei staţii spaţiale, ceea ce a dus la construcţia laboratorului spaţial 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.

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

Trei echipaje au locuit la bordul staţiei spaţiale 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 spaţiu destul de mult timp şi că va putea să fie folsit pentru primele misiuni ale navetei spaţiale. Aceasta ar fi putut să-l pună pe o orbită mai înaltă iar astfel să poată fi utilizat ca punct de pornire pentru staţii spaţiale viitoare. Totuşi naveta nu a zburat până în 1981. Mai târziu specialiştii de la NASA şi-au dat seama că Skylab nu ar fi fost foarte util deoarece nu a fost proiectat ca să poata fi uşor recondiţionat şi realimentat cu provizii.

[modifică] Propuneri de dezvoltare post-Apollo

A doua serie de rachete Saturn V urma să fie echipată cu motoare de tip F-1A pe prima treaptă, ceea ce fi dus la o îmbunătăţire substanţială a performanţelor vehiculului. Aripioarele de stabilizare urmau să fie scoase, deoarece beneficiile aduse stabilităţii erau prea mici comparate cu greutatea lor. Ttreapta S-IC trebuia să fie lăţită pentru a putea să facă faţă noilor motoare şi 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 şi, Saturn V-23(L) care avea cinci motoare de tip F-1 montate pe prima treaptă şi în plus patru propulsoare auxiliare cu câte 2 motoare F-1 fiecare, deci, în total 13 motoare F-1 la lansare^[8].

Naveta spaţială a fost concepută iniţial pentru a funcţiona în tandem cu Saturn V. Au fost propuse mai multe configuraţii în care naveta era lansată cu ajutorul rachetei Saturn V, s-a luat în considerare şi posibilitatea de a reutiliza treapta S-IC. Naveta urma să se fie folosită pentru logistică şi 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 Staţiei Spaţiale Internaţionale, dacă ar fi fost folosită racheta Saturn V. Unele voci susţin că ar fi putut fi evitat şi dezastrul navetei Challanger din 1986.

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

[modifică] Succesori

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

Wernher von Braun şi alţii aveau planuri de construcţie 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 oamnei la bord. Alte concepte prevedeau folosirea unei rachete Centaur ca treaptă superioară sau ataşarea unor propulsoare auxiliare. Aceste îmbunătaţiri ar fi permis lansarea unor vehicule spaţiale 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 construcţia unei rachete de mare capacitate, numită Ares V. Acesta este din aceeaşi clasă cu Saturn V din punctul de vedere al înălţimii şi masei. Numele a fost ales pentru a omagia racheta Saturn V. Principala ei funcţie 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 acelaşi diametru ca şi secţiunile S-IC şi S-II, şi să fie la fel de înaltă ca cele două puse la un loc. Drept combustibil va fi folosit hidrogenul lichid şi oxigenul lichid. Zborul va fi asistat în primele două minute de o pereche de propulsoare auxiliare cu combustibil solid, care vor avea 5 segmente faţă de cele 4 ale propulsoarelor actuale ale navetei spaţiale. Prima treaptă va dispune de 5 motoare RS-68, amplasate similar cu motoarele de la treapta S-IC, în formă de cruce. Iniţial Ares V trebuia să folosească acelaşi tip de motoare ca şi naveta spaţială, dar, în urma utilizării cu succes a motoarelor RS-68 pentru racheta Delta IV, au fost alese acestea. Propulsoarele RS-68 mai au şi alte avantaje: sunt mai puternice şi mai uşor 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.

[modifică] Costuri

Din 1964 până în 1973 au fost alocate 6,5 miliarde de dolari pentru construcţia 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 uriaş. 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 acelaşi an Ministerului Apărării ( Department of Defense ) i-au fost alocate 63,5 miliarde de dolari.

[modifică] Rachete Saturn V şi lansări

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 şi 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. Echiaj 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 şi 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 urgenţe pentru Skylab. Nefoloită.

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

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

Dintre acestea 3 doar versiunea de la Johnson Space Center este compusă integral din secţiuni 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, şi 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 schiţele rachetei Saturn V. Acest zvon este total neadevărat, planurile fiind păstrate pe microfilme la Marshall Space Flight Center^[10].

[modifică] Galerie de fotografii

Harta zonelor de siguranţă la lansare.

Prima lansare a rachetei Saturn V ( AS-501, misiunea Apollo 4).

Saturn V (Apollo 17) pe rampa de lansare.

Modulul de instrumente al rachetei Saturn V (Apollo 4)

[modifică] Note

[modifică] Referinţe

[modifică] Legături externe

[modifică] Site-uri NASA

• en Jurnalul operaţiunilor efectuate pe suprafaţa Lunii
• en Vehicule de lansare din familia Saturn (PDF)
• en Descrierea complexului de lansare 39 (PDF)

[modifică] Site-uri non-NASA

• en Imagini aeriene ale rachetelor expuse în diverse locaţii
• en Pagina de referinţe Apollo-Saturn
• en Arhiva Programului Apollo
• en Istoria rachetelor din familia Saturn

[modifică] Simulatoare

• en Program 3D de simulare a lansării şi explorare a racgetei Saturn V
• en Simulator Apollo 3D şi simulator de lansare
• en Simulator pentru zborul orbital al rachetelor Saturn V şi Saturn IB