Ракета-носитель «Сатурн-5»
ap4-S67-50531.jpg
Ракета «Сатурн-5» номер SA-501: «Аполлон-4» перед стартом. (с) НАСА [4]

«Сатурн-5» (англ. Saturn V) — американская трехступенчатая ракета-носитель. Самая мощная из созданных ракет, по состоянию на первое десятиление 21-го века. Сконструирована в 1960-х годах для задач программы «Аполлон»: высадки людей на Луну. Ракета предназначалась для реализации однопусковой схемы, когда к Луне одним пуском отправляются все корабли, необходимые для лунной экспедиции. Ракета одновременно отправляла к Луне орбитальный корабль, крепившийся через адаптер лунного модуля к ее третьей ступени, и лунный модуль, располагавшийся внутри адаптера.

В двухступенчатом варианте «Сатурн-5» использовался (один раз) для вывода на орбиту первой американской орбитальной станции «Скайлэб».

Темы, связанные с «Сатурном-5»

Основные параметры

Стартовая масса: около 2950 тонн1
Высота: около 110 метров2
Диаметр: 10,1 метр3
Полезный груз: на низкую околоземную орбиту 110 — 150 тонн (при разных способах оценки, см. ниже), к Луне до 50 тонн (в последних экспедициях)
Количество ступеней: 3 (в варианте «Сатурн ИНТ-21» 2)
Топливо первой ступени: керосин RP-1 / жидкий кислород O2
Топливо второй и третьей ступеней:     «Сатурн-5» жидкий водород H2/жидкий кислород O2
Двигатели первой ступени: 5 F-1
Двигатели второй ступени: 5 J-2
Двигатели третьей ступени: 1 J-2
Управление: первая и вторая ступень — карданные подвесы боковых двигателей; третья ступень — воспомогательная система управления с отдельными двигателями на монометилгидразине/четырехокиси азота
Стартовая тяга: около 3500 тонн4
Число пусков: 135
Число успешных пусков: 136
Число аварий: 2 частичные аварии; авария в полете «Аполлона-6» привела к невыполнению части задач полета, незначительная авария в полете «Аполлона-13» не имела отрицательных последствий
Первый пуск: 9 ноября 1967 года, «Аполлон-4»
Последний пуск: основная версия 6 декабря 1972 года («Аполлон-17»), «Сатурн ИНТ-21» — 14 мая 1973 года («Скайлэб»)

[1]

Полезный груз

Ракета отправляла на траекторию перелета к Луне около 45-50 тонн. Массу полезного груза на низкой околоземной орбите точно указать проблематично, поскольку ракета не предназначалась для доставки грузов на низкую орбиту. В разных источниках встречаются цифры от 118 тонн до 150 тонн, однако все эти цифры являются экстраполяцией и зависят от определения понятия «полезный груз». Во время лунных экспедиций ракета доставляла на околоземную орбиту массу около 145 тонн, из которых, однако, большую часть составляли масса третьей ступени и топлива в ней, необходимых для отправки орбитального корабля и лунного модуля к Луне. По сути, третья ступень с топливом представляла собой часть полезного груза, поскольку служила разгонным блоком при отправке кораблей к Луне. Однако топливо третьей ступени частично расходовалось на довывод системы на околоземную орбиту, поэтому конструкция третьей ступени одновременно должна рассматриваться как часть ракеты в ее полете на низкую орбиту. Без доработок (которые никогда не были реализованы) использование трехступенчатого варианта для вывода грузов на низкую работу неэффективно. Двухступенчатый вариант (известный как «Сатурн ИНТ-21») мог выводить на низкую околоземную орбиту массу около 100 тонн.

Полезный груз «Сатурна-5» состоит из двух частей: орбитального корабля и лунного модуля. Орбитальный корабль крепится «головой вперед» к третьей ступени с помощью длинного переходника — так называемого адаптера. Лунный модуль располагается «головой вперед» внутри адаптера и крепится к его нижней части. Поверх командного модуля орбитального корабля устанавливается защитный колпак с системой автоматического спасения (САС). Колпак с САС отстреливается вскоре после отделения первой ступени. После выхода на траекторию перелета к Луне орбитальный корабль отделяется от адаптера, после чего верхние панели адаптера раскрываются (начиная с экспедиции «Аполлона-8» панели отстреливались). Орбитальный корабль разворачивается на 180 градусов, стыкуется с лунным модулем и извлекает его из нижней части адаптера, после чего связка кораблей начинает самостоятельный полет.

saturn_v.jpg
Схема ракеты «Сатурн-5» [2]

Конструкция

Ракета построена по тандемной схеме (то есть с поперечным делением на ступени), когда каждая последующая ступень расположена сверху предыдущих. Все ступени жидкостные, с несущими баками. Первая ступень использует в качестве горючего и окислителя керосин и жидкий кислород соответственно, верхние ступени криогенные (горючее — жидкий водород, окислитель — жидкий кислород). Ступени соединены друг с другом посредством переходников. Переходник между первой и второй ступенью состоит из двух частей и разделяется по двум плоскостям. Нижняя часть отделяется вместе с первой ступенью, верхняя часть (кольцо) через отделяется через несколько десятков секунд после запуска двигателей второй ступени. Разделение ступеней по «холодной» схеме: двигатели последующей ступени запускаются после отделения предыдущей. Торможение отделяемых ступеней производится с помощью специальных тормозных твердотопливных двигателей. Осадка топлива перед запуском двигателей на второй ступени производится с помощью специальных твердотопливных двигателей (удалены на последних четырех экземплярах ракеты), на третьей — с помощью твердотопливных двигателей осадки и двигателей автономной реактивной системы управления. Третья ступень запускается дважды: первый раз для довывода полезного груза на низкую околоземную (промежуточную) орбиту, второй раз — при разгоне полезного груза с промежуточной орбиты к Луне. В верхней части третьей ступени установлен инструментальный блок, управляющий полетом ракеты.

Первая ступень S-IC

Основная статья: Первая ступень «Сатурна-5»

Производитель: «Боинг»
Высота: 42,5 метра
Диаметр баков: 10,1 метр
Максимальный диаметр: 13 метров (по стабилизаторам)
Сухая масса: около 135 тонн7
Полная масса: 2240 тонн
Двигательная установка: 5 жидкостных реактивных двигателей F-1
Стартовая тяга: около 3450 тонн (в вакууме — более 3800 тонн)8
Топливо: керосин RP-1 / жидкий кислород O2
Управление: периферийные двигатели на кардановых подвесах
Время работы: около 165 секунд (включая примерно 6 секунд до начала подъема)

[3, 5]

Ступень состоит из 5 основных компонентов, перечисленных снизу вверх: двигательный отсек, бак керосина, межбаковый отсек, бак жидкого кислорода, передняя юбка.

Двигательный отсек ступени состоит из силовой конструкции, теплозащиты и стабилизаторов. Один двигатель из пяти укреплен неподвижно в центре отсека, четыре боковых двигателя установлены в кардановых подвесах, которые расположены по окружности отсека под углом 90° один к другому. Боковые двигатели закрыты обтекателями для защиты от аэродинамических нагрузок. Конструкция и оборудование в донной части ступени закрыты теплоизоляцией для предохранения от тепла двигателей. Четыре небольших стабилизатора обеспечивают устойчивость ракеты-носителя при максимальном скоростном напоре.

Топливный отсек состоит из баков горючего (керосина) и окислителя (жидкого кислорода), соединенных межбаковым отсеком. 5 трубопроводов окислителя проходят через бак горючего к двигателям. Горючее подается к двигателям по 10 трубопроводам. Для наддува бака горючего используется гелий, он хранится в четырех баллонах давлении около 200 атмосфер, которые крепятся к шпангоутам внутри бака окислителя. Перед стартом бак окислителя наддувается гелием, после старта — газообразным кислородом, который отбирается от магистрали окислителя высокого давления.

Межбаковый отсек — негерметичная цилиндрическая оболочка, состоящая из подкрепленных круговыми шпангоутами гофрированных панелей.

Передняя юбка служит для соединения первой ступени со второй, она состоит из подкрепленных панелей и шпангоутов, верхний стыковой шпангоут имеет усиленную конструкцию. Внутри переходника располагается бортовая аппаратура первой ступени. Ступень имеет 5 быстроразъемных соединений, на которых располагаются отрывные разъемы кабельной сети системы телеметрии, разъемы главных трубопроводов окислителя и горючего и других систем. Часть плат расстыковываются и убираются до включения двигателей, другая — при старте ракеты.

Система управления ступени включает в себя систему управления вектором тяги, систему гидропривода и регулирующую аппаратуру. Восемь рулевых машинок отклоняют двигатели в двух плоскостях со скоростью 5 град/сек. Рабочей жидкостью гидравлической системы является горючее, отбираемое из трубопроводов высокого давления.

Отделение первой ступени происходит на высоте около 65 км при скорости около 2,3 км/с. После выключения двигателей включаются 8 тормозных РДТТ, расположенных под обтекателями главных двигателей. Тяга каждого тормозного РДТТ около 38 т, эффективное время работы 0,66 с (начиная с «Аполлона-15» число тормозных двигателей уменьшено до четырех). [3, 9]

В полетах «Аполлона-4» и «Аполлона-6» на ступени устанавливались телевизионные и кинокамеры для отслеживания ключевых событий: работы двигателя, плескания жидкого кислорода в баке, разделения ступеней.

Перед сборкой ракеты ступень доставляется на мыс Канаверал с завода в Мичуде на барже.

Вторая ступень S-II

Основная статья: Вторая ступень «Сатурна-5»

Производитель: North American (сегодня часть «Боинга»)
Высота: 24,9 метра
Диаметр баков: 10,1 метр
Сухая масса: около 44 тонн
Полная масса: около 460 тонн (в разных полетах несколько различалась)
Двигательная установка: 5 жидкостных реактивных двигателей J-2
Вакуумная тяга: около 520 тонн
Горючее: жидкий водород H2
Окислитель: жидкий кислород O2
Соотношение окислитель/топливо:     4,5 — 5,5
Вакуумный удельный импульс: около 425 секунд (в разных полетах несколько различался)
Управление: периферийные двигатели на кардановых подвесах
Время работы: 400 секунд (в разных полетах несколько различалось)

[3]

Вторая ступень состоит из верхнего переходника, топливных баков, двигательного отсека с пятью ЖРД J-2, нижнего переходника между первой и второй ступенью. На верхнем переходнике длиной 3,5 метра установлено 4 тормозных твердотопливных двигателя, которые запускаются после отделения третьей ступени и тормозят вторую ступень.

Топливный отсек включает в себя баки жидкого кислорода и жидкого водорода. Днище и стенки водородного бака покрыты теплоизоляцией, сокращающей потери водорода на испарение на стартовой позиции и в полете. Толщина теплоизоляции стенок 4 см, верхнего днища около 1 см. Для обеспечения пожаробезопасности теплоизоляция продувается гелием. Баки имеют смежное днище (перегородку), которое состоит из двух оболочек, пространство между которыми заполнено теплоизоляцией. Общая перегородка позволяет значительно уменьшить массу конструкции. Нижний переходник обеспечивает жесткое соединение первой и второй ступени. Вокруг наружной поверхности переходника установлены твердотопливные двигатели осадки, они запускаются после отделения первой ступени, чтобы осадить топливо перед запуском двигателей (в пусках «Аполлона-4» и «Аполлона-6» было 8 двигателей осадки, затем их число уменьшили до 4, а начиная с пуска «Аполлона-15» их убрали вовсе). Через 23 сек после запуска двигателей переходник сбрасывается пиротолкателями.

В двигательном отсеке установлены четыре ЖРД J-2: четыре периферийных на кардановых подвесах (отклоняются в пределах ±7° двумя сервоприводами, имеющими автономные турбонасосные системы) и неподвижный центральный. Теплозащитный экран крепится внутри нижнего переходника и вокруг камер двигателя, он защищает дно ступени от нагрева при работе двигателей. В топливную систему, кроме трубопроводов и арматуры, входят перегородки для демпфирования колебаний топлива, устройства, препятствующие воронкообразованию на входе в трубопровод, датчики расхода компонентов. Система позволяет регулировать подачу компонентов в необходимом соотношении. В полете производится программное переключение соотношения компонентов топлива (с 4,5 на 5,5), что позволяет увеличить удельный импульс при уменьшении тяги. Для наддува водородного бака используется газообразный водород, отбираемый из трубопровода двигателя. Кислородный бак наддувается газообразным кислородом, поступающим от магистрали жидкого кислорода.

Двигатели второй ступени включаются, когда расстояние между первой и второй ступенями увеличится до 2 — 3 метров. Это повышает надежность разделения и позволяет уменьшить теплозащиту ступени. Система управления полетом второй ступени запускается после отделения первой ступени и получает команды от инструментального блока. Управление осуществляется путем отклонения 4 периферийных двигателей, что обеспечивает контроль по всем каналам.

[3]

Третья ступень S-IVB

Основная статья: Третья ступень «Сатурна-5»

Производитель: «McDonnell Douglas»
Высота: 17,8 метра
Диаметр: 6,6 метр (с нижним переходником — 10,1 метр)
Сухая масса: около 15,5 тонн (включая нижний переходник 3,8 тонн)9
Полная масса: 122,5 тонны
Двигательная установка:     1 жидкостный реактивный двигатель J-2
Тяга: 91 — 104 тонны10
Управление: двигатель на кардановом подвесе; автономная система управления с двигателями на монометилгидразине и четырехокиси азота N2O4
Топливо: жидкий водород H2 / жидкий кислород O2

[3, 5]

Ступень S-IVB предназначена для завершения вывода орбитального корабля и лунного модуля на геоцентрическую орбиту и последующего перевода на траекторию полета к Луне. Таким образом, ступень используется и для довывода полезного груза, и в качестве разгонного блока.

Выпускалось два типа ступени: для ракеты-носителя «Сатурн-1Б» (серия 200) и для ракеты «Сатурн-5» (серия 500). Серия 500 имела следующие отличия от серии 200:

  • нижний переходник с большим нижним диаметром для стыковки с 10,1-метровой второй ступенью (диаметр первой ступени «Сатурна-1Б» совпадал с базовым диаметром S-IVB, и расширенный переходник не был нужен);
  • увеличенный запас гелия для повторного запуска двигателя J-2;
  • два твердотопливных двигателя осадки топлива вместо трех у серии 200;
  • отсутствовал четвертый двигатель автономной системы управления (см. ниже).

Ступень состоит из верхнего и нижнего переходников, отсека топливных баков и двигательной установки. Водородный и кислородный баки алюминиевые, имеют общее днище. Водородный бак покрыт внутренней теплоизоляцией. Силовая установка ступени имеет системы прокачки компонентов, которая обеспечивает охлаждение магистральных агрегатов (насосы, клапаны, трубопроводы) перед включением двигателя. Охлаждение ведется жидким водородом и кислородом, которые подаются из баков в коммуникации двигателя, охлаждают их и возвращаются в баки. Для наддува бака окислителя используют гелий, который хранится в восьми титановых баллонах под давлением 210 ат. Баллоны расположены в водородном баке. Гелий нагревается в теплообменнике двигателя. Давление в баке окислителя поддерживается в пределах 2,6 — 2,8 атмосфер. Бак горючего до старта наддувается гелием, а во время работы двигателя — газообразным водородом, который отбирается на выходе из рубашки двигателя. В баке поддерживается давление наддува 1,9 — 2,2 атмосфер.

Система регулирования подачи топлива имеет датчики уровня топлива, расположенные в баках и связанные с бортовым компьютером, который вырабатывает команды регулирования подачи окислителя. Система поддерживает соотношение компонентов окислителя и горючего 5:1.

Для управления по каналам тангажа и курса ЖРД, укрепленный на кардановом подвесе, может отклоняться гидравлической системой на ±7°. В течение всего полета ступени управление по крену осуществляется тремя вспомогательными жидкостными реактивными двигателями. Двигатели работают на монометилгидразине и четырехокиси азота, развивают тягу 68 кг. Двигатели могут работать в режиме непрерывной тяги и в импульсном режиме. Четвертый вспомогательный ЖРД (ускоряющий) аналогичен трем первым, расположен также на нижнем переходнике, и его вектор тяги такой же, как у маршевого двигателя. Он развивает тягу до 32 кг. Подача компонентов в двигатели вытеснительная. В полете четвертый ускоряющий ЖРД работает дважды для осадки топлива: первый раз — после отделения второй ступени от S-IVB перед первым включением маршевого двигателя, и второй раз — перед запуском ЖРД J-2 для выхода на траекторию полета к Луне (на ступенях серии 200, стоявших на «Сатурне-1Б», этот двигатель отсутствовал). На ступени также располагались 2 твердотопливных двигателя осадки топлива (вместо трех на ступенях серии 200), включавшихся после отделения от второй ступени. [3, 7]

На базе ступени S-IVB была создана первая американская орбитальная станция «Скайлэб», запущенная в мае 1973 года на ракете «Сатурн ИНТ-21», двухступенчатом варианте «Сатурна-5».

Инструментальный блок

Основная статья: Инструментальный блок «Сатурна-5»

Высота: 0,9 метра
Диаметр: 6,6 метров
Масса: около 2 тонн

В инструментальном блоке смонтированы основные электронные системы ракеты. Блок расположен поверх третьей ступени S-IVB. На внутренней поверхности цилиндрического кольца размещены главные блоки управления стартом, ориентации и полетом по траектории, навигации, телеметрии и аварийной системы. Основные блоки системы управления — бортовой компьютер и инерциальная платформа, блоки управления полетом — аналоговый вычислитель, скоростные гироскопы, акселерометры.

Блок имеет систему терморегулирования. Приборы монтируются непосредственно на панелях, отводящих тепло. Через панели циркулирует охлаждающая жидкость, уносящая тепло в теплообменник, где она охлаждается испарением воды. Система управления микроклиматом также обеспечивает отвод тепла от оборудования, размещенного в носовой части третьей ступени.

Измерительная система ракеты состоит из электрических съемников, датчиков, сигнализирующих устройств и устройств для обработки данных. Радиочастотная система блока обеспечивает слежение, выработку команд и телеметрическую передачу. Электрическая система преобразует и распределяет энергию, необходимую для работы агрегатов в полете. Электрическая энергия обеспечивается серебряно-цинковыми аккумуляторами с номинальным напряжением 28 В. Вся ракета оборудована системой обнаружения неисправностей, вырабатывающей сигналы аварийного состояния, передаваемые на пульт управления астронавтов. [3]

Сборка, предстартовая подготовка и пуск

Сборка и проверка

Предполетная проверка и испытания ракеты «Сатурн-5» и корабля «Аполлон» ocyществляются объединенной правительственно-промышленной комиссией в составе 500 человек. Несколько тысяч человек участвуют в подготовке к старту ракеты с кораблем в Космическом центре НАСА им. Кеннеди на мысе Канаверал. В здании вертикальной сборки на расстоянии 5 км от стартового комплекса производятся сборка и сопряжение ступеней ракеты и корабля. Осуществляется общая проверка перед транспортировкой на стартовую позицию.

Предстартовая подготовка

За 8 — 10 недель до старта ракета с кораблем, установленные на передвижную стартовую платформу, транспортируются на стартовую позицию на специальном гусеничном транспортере. После соединения всех электроцепей, пневмокоммуникаций, топливных линий космической системы и платформы включается энергия и производится проверка всех коммуникаций. Одновременно проверяются бортовые и наземные радиосистемы. Затем производятся испытания готовности к полету, в которых одновременно с действительным отсчетом времени и имитацией полетных операций проверяется работа космодрома и Центра управления полетом в Хьюстоне. Для окончательного испытания ракеты перед стартом баки заправляются топливом и производится имитация предстартовой работы всех систем до момента включения двигателей первой ступени.

Стартовые операции

Последний предстартовый отсчет времени начинается за 6 суток до старта, в это время выполняются все операции подготовки к полету. Предстартовый отсчет содержит несколько пауз, чтобы избежать необходимости отсрочки полета, если обнаружатся аномалии в работе систем. Окончательный предстартовый отсчет начинается в Т0 - 28 ч, исключая паузы (T0 — момент старта).

Примерно за 12 часов до пуска первая ступень заправляется керосином RP-1. Затем, приблизительно за 4 часа до пуска, заправляется жидкий кислород. Баки перед заправкой охлаждаются. Вначале окислителем заправляется до 40 % вторая ступень, затем заправляется до 100 % третья ступень, дальше заправляется до 100 % вторая ступень, затем до 100 % первая ступень. Эта процедура позволяет убедиться в отсутствии утечки кислорода из бака второй ступени до его полной заправки. Дальше заправляется жидкий водород в бак второй ступени, затем третьей ступени. Общее время заправки ракеты криогенным топливом 4 ч 30 мин. Когда все системы подготовлены к полету, осуществляется переход на команду «зажигание в T0 - 190 с», и ракета переводится на автоматику.

В момент времени T0 - 8,9 секунд11 посылается сигнал на зажигание маршевых двигателей первой ступени. Из пяти двигателей первым запускается центральный, затем по 2 противоположных периферийных с интервалом 300 мс (при пуске «Сатурна ИНТ-21» запуск двигателей проводился по схеме 1-4). В момент времени T0 - 1,6 с двигатели выходят на полную тягу. Ракета удерживается с работающими двигателями в течение 5 с, затем ракета освобождается по «мягкой» схеме. Освобождаются 4 удерживающих рычага, и ракета начинает подниматься, преодолевая удерживающие силы, возникающие от металлических пальцев, протягиваемых сквозь отверстия. Этот процесс мягкого освобождения длится 0,5 с. Через 1,7 с после начала подъема ракеты внешние ЖРД отклоняются, создают угол рыскания и увеличивают зазор, предотвращающий контакт ракеты с башней. Этот маневр заканчивается на 10-й секунде полета на высоте около 130 метров. Компьютер в инструментальном блоке, управляющий полетом, вырабатывает управляющие сигналы по крену и тангажу, выдает их в сервоприводы карданов периферийных двигетелей и выводит ракету на заданный азимут. Маневр по крену заканчивается на 31-й секунде, а программа управления по тангажу продолжается до отделения первой ступени. Максимальный динамический напор достигается примерно на 70-й секунде полета, на ракету при этом действует сила сопротивления воздуха около 210 тонн. Центральный двигатель выключается примерно на 130 секунде, во избежание слишком больших перегрузок. Периферийные ЖРД работают до тех пор, пока не израсходуется весь кислород или керосин. Исчерпание кислорода фиксируется при сигнале по крайней мере 2 из 4 датчиков в верхних частях магистралей снабжения периферийных двигателей. Исчерпание горючего фиксируется дублированным датчиком, установленным в нижней части бака. Главной системой отключения является система исчерпания окислителя, система исчерпания горючего — запасная. После команды на выключение периферийных двигателей через 0,6 секунды включаются тормозные РДТТ, развивающие в среднем тягу около 38 тонн каждый в течение 0,67 секунды. Первая ступень отделяется от второй на высоте около 65 км при скорости относительно земли около 2,3 км/с. Продолжая баллистический полет, ступень поднимается до высоты около 100 км и падает (в положении «двигатели вниз») в Атлантический океан на расстоянии около 560 км от космодрома.

За 0,2 сек, до отделения первой ступени выдается команда на запуск РДТТ осадки топлива, установленных на нижнем переходнике второй ступени. Менее чем через 1 секунду после разделения ступеней подается команда на запуск маршевых двигателей второй ступени. Пять двигателей запускаются одновременно, и через 23 с сбрасывается нижний переходник второй ступени. Далее экипаж вручную подает команду на сброс системы аварийного спасения (которая связана только с кораблем и не управляется от ракеты-носителя). Бортовой компьютер управляет полетом, выдавая сигналы на сервоприводы карданов периферийных двигателей. Через 40 сек после запуска двигателей бортовой компьютер в инструментальном блоке переходит на режим итерационного управления. С этого момента управление полетом осуществляется по методу настраивающейся траектории.

Через 700 мс после выключения двигателей второй ступени запускаются 2 РДТТ осадки топлива, установленные на нижнем переходнике третьей ступени. Через 0,1 с пиротехническими зарядами срезаются планки, соединяющие вторую и третью ступень, запускаются 4 тормозных РДТТ, установленных на верхнем переходнике второй ступени. Отделение второй ступени происходит на высоте около 190 км при скорости около 7 км/сек на дальности около 1600 км; продолжая полет по баллистической траектории, вторая ступень через 11 минут после отделения падает в Атлантический океан на расстоянии около 4200 км от места старта.

Через 8 секунд после выхода на режим маршевого двигателя третьей ступени сбрасываются два отработанных блока РДТТ осадки вместе с обтекателями и креплением. Управление полетом третьей ступени осуществляется отклонением вектора тяги двигателя. Электронасос гидросистемы, управляющей отклонением двигателя на кардане, начинает работать до старта ракеты и держит систему под давлением, в результате чего ось ЖРД удерживается ориентированной через центр масс аппарата. На активном участке траектории гидросистема управления вектором тяги отклоняет ЖРД на 7° в двух перпендикулярных направлениях. Выключение двигателя третьей ступени происходит по команде датчика скорости полета.

Через 300 мс после выключения маршевого двигателя запускаются 2 ЖРД осадки топлива, развивающие тягу по 32 кг и работающие около 86 сек до начала вентиляции бака жидкого водорода. Управление ориентацией третьей ступени производится двумя блоками ЖРД автономной системы ориентации, работающими в импульсном режиме. Перед повторным запуском маршевого двигателя для вывода корабля «Аполлон» на траекторию полета к Луне вся система подачи жидкого водорода и двигатель охлаждаются циркуляционной системой. Сразу после начала процесса охлаждения включаются ЖРД осадки топлива. Охлаждение длится 320 сек, заканчивается за 9 сек до запуска маршевого двигателя. Двигатель выключается по сигналу бортового компьютера, когда вектор начальной скорости полета на Луну достигнет требуемой величины. Через 80 минут после выключения двигателя корабль отделяется от третьей ступени. [3, 9]

История

Экземпляры

Номер Дата пуска Полет Особенности конструкции Результат
SA-501 9 ноября 1967 года «Аполлон-4» Успех
SA-502 4 апреля 1968 года «Аполлон-6» Частичный успех. Значительные колебания пого при работе первой ступени, преждевременное отлючение двух двигателей второй, отказ при попытке повторного запуска третьей
SA-503 21 ноября 1968 года    «Аполлон-8» Установлены гасители колебаний «пого» в магистралях горючего периферийных двигателей первой ступени; число двигателей осадки топлива на второй ступени уменьшено с 8 до 4 Успех
SA-504 3 марта 1969 года «Аполлон-9» Тяга маршевых двигателей первой ступени на уровне моря увеличена с 680 до 690 тонн Успех
SA-505 18 мая 1969 года «Аполлон-10» Центральный двигатель второй ступени выключался досрочно для уменьшения колебаний «пого» Успех
SA-506 16 июля 1969 года «Аполлон-11» Успех
SA-507 14 ноября 1969 года «Аполлон-12» Успех
SA-508 11 апреля 1970 года «Аполлон-13» Преждевременное отключение двигателя второй ступени. Успех
SA-509 31 января 1971 года «Аполлон-14» На центральный двигатель второй ступени установлен гаситель колебаний «пого» Успех
SA-510 26 июля 1971 года «Аполлон-15» Число тормозных двигателей первой ступени уменьшено с 8 до 4; остававшиеся 4 двигателя осадки топлива на второй ступени удалены Успех
SA-511 16 апреля 1972 года «Аполлон-16» Успех
SA-512 7 декабря 1972 года «Аполлон-17» Успех
SA-513 14 мая 1973 года «Скайлэб»         Двигатели первой ступени включались по схеме 1-4 (а не 1-2-2) для уменьшения нагрузки на монтировку астрономического блока Запуск двухступенчатым вариантом ракеты «Сатурн ИНТ-21». Успех. Станция при выводе на орбиту получила повреждения (не из-за ракеты), которые были устранены
SA-514 не использован
SA-515 не использован

[1, 8]

Экспонируемые экземпляры

В настоящее время экспонируются три экземпляра ракеты:

  • Экземпляр в Космическом центре им. Джонсона, Хьюстон, Техас. Составлен из первой ступени ракеты SA-514, второй ступени ракеты SA-515 и третьей ступени ракеты SA-513. Единственная ракета, полностью составленная из летных ступеней.
  • В космическом центре им. Кеннеди, мыс Канаверал, Флорида. Составлен из испытательной первой ступени S-IC-T и второй и третьей ступени ракеты SA-514.
  • В Space & Rocket Center, Хантсвилл, Алабама. Составлен из тестовых ступеней S-IC-D, S-II-F/D и S-IVB-D (ни одна не предназначалась для полетов).

В Space & Rocket Center также экспонируется полномасштабная вертикальная модель «Сатурна-5». Первая ступень ракеты SA-515 экспонируется на заводе в Мичуде, Новый Орлеан, Луизиана. Треться ступень ракеты SA-515 была переоборудована в запасной экземпляр станции «Скайлэб». Этот экземпляр экспонируется в Национальном музее аэронавтики, Вашингтон. [1]

Документы и материалы

Отчеты о полетах отдельных ракет

Ссылки
2. «Космическая техника», иллюстрированная энциклопедия, К. Гэтланд, Salamander Books Ltd 1981 — 1982, перевод на русский язык, с изменениями и дополнениями, Москва, «Мир», 1986
5. «Apollo by the Numbers: A Statistical Reference», Richard W. Orloff, NASA SP-2000-4029, 2000 — 2004
6. First Stage Fact Sheet, Saturn V News Reference, 1968
8. Изменения для борьбы с «пого», Pogo and the Saturn V, Moon Base Clavius
9. First Stage Fact Sheet, Saturn V News Reference, 1968
Unless otherwise stated, the content of this page is licensed under Creative Commons Attribution-ShareAlike 3.0 License