Rocketdyne F-1

Przejdź do nawigacji Przejdź do wyszukiwania
F-1
Specyfikacje silników rakietowych F-1
Kraj pochodzenia Stany Zjednoczone
Producent Rocketdyne
Silnik na paliwo ciekłe
Gaz pędny LOX / RP-1
Cykl Generator gazu
Wydajność
Ciąg (vac.) 1 776 000 lbf (7 770 kN)
Thrust (SL) 1 552 000 lbf (6770 kN)
Stosunek ciągu do masy 94.1
Ciśnienie w komorze 70 barów (1,015 psi; 7 MPa)
Isp (vac.) 304 s (2,98 km / s)
Isp (SL) 263 s (2,58 km / s)
Wymiary
Długość 18,5 stopy (5,6 m)
Średnica 12,2 stopy (3,7 m)
Suchej masy 18 500 funtów (8400 kg)
Stosuje się w
Saturn V

F-1 to silnik rakietowy z generatorem gazu, opracowany w Stanach Zjednoczonych przez Rocketdyne w późnych latach pięćdziesiątych XX wieku i używany w rakiecie Saturn V w latach sześćdziesiątych i wczesnych siedemdziesiątych. Pięć silników F-1 zostało wykorzystanych w pierwszym etapie S-IC każdego Saturn V, który służył jako główny pojazd startowy programu Apollo. F-1 pozostaje najpotężniejszym pojedynczym silnikiem rakietowym napędzanym pojedynczą komorą spalania, jaki kiedykolwiek opracowano.[1]

Historia

Wernher von Braun z silnikami F-1 pierwszego etapu Saturn V w amerykańskim Centrum Kosmicznym i Rakietowym

Rocketdyne opracował F-1 i E-1, aby spełnić wymogi amerykańskiej lotnictwa z 1955 roku dotyczące bardzo dużego silnika rakietowego. E-1, choć pomyślnie przetestowany w statycznym strzelaniu, szybko został uznany za technologiczny ślepy zaułek i został porzucony dla większego, mocniejszego F-1. Siły Powietrzne ostatecznie powstrzymały rozwój F-1 z powodu braku wymagań dla tak dużego silnika. Jednak niedawno utworzona Narodowa Agencja Aeronautyki i Przestrzeni Kosmicznej (NASA) doceniła przydatność silnika o tak dużej mocy i zakontraktowała Rocketdyne, aby zakończyć jego rozwój. Testowe wypalanie komponentów F-1 wykonano już w 1957 roku. Pierwsze statyczne wystrzelenie pełnoprofilowego F-1 zostało przeprowadzone w marcu 1959 roku. Pierwszy F-1 został dostarczony do NASFC MSFC w październiku 1963 roku. W grudniu 1964 r., Testy ukończonych lotów F-1. Testowanie trwało co najmniej do 1965 roku.[2]

Wczesne testy rozwojowe ujawniły poważne problemy z niestabilnością spalania, które czasami prowadziły do ​​katastrofalnej awarii.[3] Początkowo postęp w tym problemie był powolny, ponieważ był przerywany i nieprzewidywalny. Obserwowano oscylacje 4 kHz z harmonicznymi do 24 kHz. Ostatecznie inżynierowie opracowali technikę diagnostyczną detonacji małych ładunków wybuchowych (zwanych przez nich "bombami") poza komorą spalania, poprzez styczną rurę (RDX, C4 lub czarny proszek), podczas gdy silnik strzelał. Pozwoliło im to dokładnie określić, w jaki sposób komora ruchowa zareagowała na zmiany ciśnienia i określić sposób unieważnienia tych oscylacji. Projektanci mogli następnie szybko eksperymentować z różnymi współosiowymi projektami wtryskiwaczy paliwa, aby uzyskać najbardziej odporny na niestabilność. Problemy te rozwiązywano od 1959 r. Do 1961 r. Ostatecznie spalanie silnika było tak stabilne, że samohamowało sztucznie wywołaną niestabilność w ciągu jednej dziesiątej sekundy.

Projekt

Elementy silnika rakietowego F-1

Silnik F-1 to najmocniejszy jednocylindrowy silnik rakietowy napędzany cieczą, jaki kiedykolwiek płynął. Silnik rakietowy M-1 został zaprojektowany tak, aby mieć większy ciąg, ale był testowany tylko na poziomie komponentu. Ponadto, RD-170 wytwarza więcej siły ciągu, ale ma cztery dysze. F-1 spalił RP-1 (benzynową nafta) jako paliwo i użył ciekłego tlenu (LOX) jako utleniacza. Do wtrysku paliwa i tlenu do komory spalania użyto turbopompy.

Sercem silnika była komora ciągu, która mieszała i spalała paliwo i utleniacz, aby wytworzyć ciąg. Kopułowa komora na górze silnika służyła jako kolektor dostarczający ciekły tlen do wtryskiwaczy, a także służyła jako wspornik łożyska przegubowego, który przenosił siłę ciągu na korpus rakiety. Pod tą kopułą znajdowały się wtryskiwacze, które kierowały paliwo i utleniacz do komory ciągu w taki sposób, aby sprzyjały mieszaniu i spalaniu. Paliwo było dostarczane do wtryskiwaczy z oddzielnego kolektora; część paliwa najpierw przeszła w 178 rurach wzdłuż komory oporowej - która utworzyła w przybliżeniu górną połowę dyszy wylotowej - i z powrotem w celu schłodzenia dyszy.

Do napędzania turbiny użyto generatora gazowego, który z kolei napędzał oddzielne pompy paliwa i tlenu, z których każdy zasilał zespół komory dociskowej. Turbina była napędzana przy 5500 obr / min przez generator gazu, wytwarzając 55 000 mocy hamowania (41 MW). Pompa paliwowa dostarczała 14,141 galonów (58,560 litrów) RP-1 na minutę, podczas gdy pompa utleniająca dostarczała 24 811 galonów (93,920 l) ciekłego tlenu na minutę. Z punktu widzenia ochrony środowiska turbopompa była w stanie wytrzymać temperatury w zakresie od gazu wejściowego w temperaturze od 1500 ° F (820 ° C) do ciekłego tlenu w temperaturze -300 ° F (-184 ° C). Strukturalnie paliwo zastosowano do smarowania i chłodzenia łożysk turbiny.

Przetestuj wystrzelenie silnika F-1 w bazie sił powietrznych Edwards

Pod komorą naciskową znajdowało się przedłużenie dyszy, z grubsza połowa długości silnika. To rozszerzenie zwiększyło współczynnik rozszerzalności silnika z 10: 1 do 16: 1. Spaliny z turbopompy zostały wprowadzone do przedłużenia dyszy przez duży, zwężający się kolektor; ten względnie zimny gaz utworzył powłokę, która chroniła przedłużenie dyszy przed gorącymi gazami spalinowymi (3800 ° F (3.200 ° C)).[4]

W każdej sekundzie pojedynczy F-1 spalił 5,683 funta (2578 kg) utleniacza i paliwa: 3,945 funtów (1,789 kg) ciekłego tlenu i 1,738 funtów (788 kg) RP-1, generując 1 500 000 funtów (6,7 MN; 680 tf). ) ciągu. To jest równe szybkości przepływu 671,4 US gal (2542 l) na sekundę; 413,5 galonów amerykańskich (1565 l) LOX i 257,9 galonów amerykańskich (976 l) RP-1. Podczas dwóch i pół minuty operacji, pięć F-1 pchnęło pojazd Saturn V na wysokość 42 mil (222 000 stóp, 68 km) i prędkość 6 164 mph (9 920 km / h). Łączna prędkość przepływu pięciu F-1 w Saturn V wynosiła 3 357 US gal (12 710 l) na sekundę,[4] lub 28 415 funtów (12 890 kg). Każdy silnik F-1 miał większy ciąg niż trzy główne silniki typu Space Shuttle w połączeniu.[5]

Procedury przed i po zapłonie

Podczas wypalania prób statycznego, paliwo RP-1 na bazie nafty pozostawiło złogi i opary węglowodorów w napędzie post-testowym silnika. Musiały one zostać usunięte z silnika, aby uniknąć problemów podczas obsługi silnika i późniejszego wypalania, a rozpuszczalnik trójchloroetylenowy (TCE) był używany do czyszczenia układu paliwowego silnika bezpośrednio przed i po każdym wypaleniu próbnym. Procedura czyszczenia polegała na przepompowywaniu TCE przez układ paliwowy silnika i przepuszczaniu rozpuszczalnika przez okres od kilku sekund do 30-35 minut, w zależności od silnika i nasilenia osadów. W przypadku niektórych silników generator gazowy silnika i kopułka LOX zostały również przepłukane TCE przed próbnym zapłonem.[6][7] Silnik rakietowy F-1 miał kopułę LOX, generator gazu i płaszcz paliwowy komory ciśnieniowej przepłukany TCE podczas przygotowań do startu.[7]

Dane techniczne

Instalacja silników F-1 na etapie Saturn V S-IC. Przedłużenie dyszy nie występuje w zamontowanym silniku.
Apollo 4, 6 i 8 Apollo 9-17
Ciąg (poziom morza): 1 500 000 lbf (6,7 MN) 1 552 000 funtów (6,77 MN)
Czas palenia: 150 sekund 165 sekund
Specyficzny impuls: 260 s (2,5 km / s) 263 s (2,58 km / s)
Ciśnienie w komorze: 70 barów (1,015 psi; 7 MPa) 70 barów (1,015 psi; 7 MPa)
Masa silnika na sucho: 18.416 funtów (8 353 kg) 18 500 funtów (8400 kg)
Wypalenie masy silnika: 20 096 funtów (9 115 kg) 20 180 funtów (9 150 kg)
Wysokość: 19 stóp (5,8 m)
Średnica: 12,3 stóp (3,7 m)
Stosunek wyjścia do gardła: 16:1
Propelants: LOX i RP-1
Stosunek masy mieszanki: 2,27: 1 utleniacz do paliwa
Kontrahent: NAA / Rocketdyne
Aplikacja pojazdu: Saturn V / S-IC 1. etap - 5 silników

Źródła:[4][8]

Ulepszenia F-1

F-1 na wystawie w amerykańskim Space & Rocket Center w Huntsville, Alabama.

Wytrzymałość F-1 i wydajność zostały poprawione między Apollo 8 (SA-503) i Apollo 17 (SA-512), co było konieczne, aby sprostać rosnącym wymaganiom dotyczącym pojemności ładowności w późniejszych misjach Apollo. Wystąpiły niewielkie różnice w wydajności między silnikami w danej misji oraz różnice w średniej sile ciągu między misjami. Dla Apollo 15 wydajność F-1 była:

  • Pchnięcie (średnia, na silnik, start poziomu morza): 1 533 200 funtów (6.909 MN)
  • Czas palenia: 159 sekund
  • Impuls właściwy: 264,72 s (2,5960 km / s)
  • Proporcja mieszanki: 2,2684
  • S-IC całkowity ciąg podnoszenia na poziomie morza: 7,766,000 lbf (34,54 MN)

Mierzenie i porównywanie ciągu silników rakietowych jest bardziej skomplikowane, niż się wydaje. W oparciu o rzeczywisty pomiar, siła ciągu startowego Apollo 15 wyniosła 7 823 000 funtów (34,80 MN), co odpowiada średniemu naporowi F-1 wynoszącemu 1,565,000 funtów (6,96 MN) - nieco więcej niż podana wartość.

Dalsze informacje: Saturn V § Porównania ciągu S-IC

F-1A po Apollo

Silnik F-1 na wyświetlaczu
w Kennedy Space Center
Zobacz także: Saturn MLV

W latach 60. firma Rocketdyne podjęła prace nad udoskonaleniem F-1, w wyniku czego powstała nowa specyfikacja silnika F-1A. Podczas gdy na zewnątrz bardzo podobny do F-1, F-1A dawał większy ciąg około 1 800 000 funtów (8 MN) w testach i byłby używany w przyszłych pojazdach Saturn V w erze post-Apollo. Jednak linia produkcyjna Saturn V została zamknięta przed zakończeniem Projektu Apollo i żadne silniki F-1A nigdy nie latały na pokładzie pojazdu startowego.[9]

Pojawiły się propozycje użycia ośmiu silników F-1 na pierwszym etapie rakiety Nova. Od lat siedemdziesiątych powstają liczne propozycje opracowania nowych, podlegających zużyciu wzmacniaczy opartych na konstrukcji silnika F-1. Należą do nich Saturn-Shuttle i booster Pyrios (patrz poniżej) w 2013 roku.[9] Od 2013 r. Żadna z nich nie przekroczyła początkowej fazy badania.

F-1 jest największym, jednokomorowym, jednocylindrowym silnikiem na paliwo ciekłe o najwyższej wydajności. Istnieją większe silniki na paliwa stałe, takie jak Space Shuttle Solid Rocket Booster o sile startu na poziomie 2 800 000 funtów (12.45 MN).

Wzmacniacz F-1B

Silnik Vulcain dla rakiety Ariane 5 wykorzystuje podobny projekt cyklu, a gazy wydechowe turbopompy są wyprowadzane bezpośrednio za burtę.

W ramach programu Space Launch System (SLS) NASA przeprowadziła konkurs Advanced Booster Competition, który miał się zakończyć wyborem zwycięskiej konfiguracji wzmacniacza w 2015 roku. W 2012 roku Pratt & Whitney Rocketdyne (PWR) zaproponował użycie pochodna silnika F-1 w konkurencji jako wzmacniacz rakietowych.[10][11] W 2013 r. Inżynierowie z Marshall Space Flight Center rozpoczęli testy z oryginalnym F-1, numer seryjny F-6049, który został usunięty z Apollo 11 z powodu usterki. Silnik nigdy nie był używany i przez wiele lat był w Instytucie Smithsonian. Testy mają na celu refamaryzację NASA z projektowaniem i propelentami F-1 w oczekiwaniu na wykorzystanie opracowanej wersji silnika w przyszłych aplikacjach lotów kosmicznych.[12]

Pratt & Whitney, Rocketdyne i Dynetics, Inc. przedstawili konkurenta znanego jako Pyrios w Zaawansowanym Programie Wspierającym NASA, który ma na celu znalezienie mocniejszego następcy pięcio-segmentowego promotołu rakietowego Space Shuttle przeznaczonego dla wczesnych wersji systemu Space Launch System , stosując dwa silniki o zwiększonym posuwie i silnie zmodyfikowane F-1B na wzmacniacz.Ze względu na potencjalną przewagę silnika pod określonym impulsem, jeśli konfiguracja F-1B (wykorzystująca w sumie cztery F-1B) zintegrowana z blokiem SLS II, pojazd może dostarczyć 150 ton na niską orbitę wokół Ziemi,[13] podczas gdy 113 ton jest tym, co jest uważane za osiągalne z aktualnie planowanymi solidnymi wzmacniaczami połączonymi z czterosuwowym stopniem rdzenia RS-25.[14]

Silnik F-1B ma cel konstrukcyjny, aby był co najmniej tak potężny, jak testowany w locie F-1A, a jednocześnie był bardziej opłacalny. Konstrukcja zawiera znacznie uproszczoną komorę spalania, zmniejszoną liczbę części silnika i usunięcie układu zawracania spalin F-1, w tym środkowej dyszy wylotowej turbopompy i kolektora chłodniczego "zasłony", przy czym wylot turbospompowy ma osobną kanał wylotowy obok skróconej głównej dyszy na F-1B. Redukcja kosztów części jest wspomagana przez selektywne topienie laserowe przy produkcji części metalowych.[10][15] Wynikający z tego silnik F-1B ma produkować 1 800 000 funtów (8,0 MN) ciągu na poziomie morza, co stanowi wzrost o 15% w stosunku do przybliżonego 1 550 000 funtów (6,9 MN) ciągu, jaki wytworzyły dojrzałe silniki Apollo 15 F-1.[10]

Lokalizacje silników F-1

Unflown F-1 engine na wystawie w Pratt & Whitney (teraz Aerojet Rocketdyne), Canoga Park, Los Angeles
Silnik F-1 na wystawie w INFINITY Science Center.

Sześćdziesiąt pięć silników F-1 zostało wypuszczonych na pokład trzynastu Saturn Vs, a każdy pierwszy etap wylądował na Oceanie Atlantyckim po około dwóch i pół minutach lotu. Dziesięć z nich miało w przybliżeniu ten sam azymut lotu, wynoszący 72 stopnie, ale Apollo 15 i Apollo 17 wykonały znacznie bardziej południowe azymuty (odpowiednio 80.088 stopni i 91.503 stopnie). Pojazd startowy Skylab poleciał na północny azymut, by osiągnąć wyższą orbitę (50 stopni w stosunku do 32,5 stopnia).[16]

Dziesięć silników F-1 zainstalowano na dwóch produkcjach Saturn V, które nigdy nie latały. Pierwszy etap z SA-514 jest prezentowany w Johnson Space Center w Houston (chociaż jest własnością Smithsonian), a pierwszy etap z SA-515 jest wyświetlany w INFINITY Science Center w John C. Stennis Space Center w Mississippi.

Kolejne dziesięć silników zainstalowano na dwóch testach naziemnych Saturn Vs, które nigdy nie miały latać. S-IC-T "All Systems Test Stage", replika testowa, jest prezentowana jako pierwszy etap kompletnego Saturn V w Kennedy Space Center na Florydzie. SA-500D, dynamiczny pojazd testowy, jest wyświetlany w amerykańskim centrum kosmicznym i rakietowym w Huntsville w stanie Alabama.[17]

Silnik testowy jest wyświetlany w Muzeum Powerhouse w Sydney w Australii. Był to 25 z 114 silników badawczo-rozwojowych firmy Rocketdyne, który został zwolniony 35 razy. Silnik jest wypożyczany do muzeum z Smithsonian's National Air and Space Museum. Jest to jedyny F-1 na wystawie poza Stanami Zjednoczonymi.[18]

Silnik F-1 wypożyczony z Narodowego Muzeum Lotnictwa i Kosmosu znajduje się w Air Zoo w Portage w stanie Michigan.[19]

Silnik F-1 stoi na poziomym stoisku w Science Museum Oklahoma w Oklahoma City.

Silnik F-1 F-6049 jest wyświetlany pionowo w Museum of Flight w Seattle, WA w ramach wystawy Apollo.

Poprawa

Odzyskane części silnika F-1 na wystawie w Museum of Flight w Seattle.
Odzyskany wtryskiwacz silnika F-1 z misji Apollo 12 na wystawie w Museum of Flight w Seattle.

W dniu 28 marca 2012 r. Zespół finansowany przez Jeffa Bezosa, założyciela Amazon.com, poinformował, że zlokalizowali oni silniki rakietowe F-1 z misji Apollo przy użyciu sprzętu sonarowego.[20] Bezos stwierdził, że planuje podnieść przynajmniej jeden z silników, który spoczywa na głębokości 14 000 stóp (4 300 m), około 400 mil (640 km) na wschód od Cape Canaveral na Florydzie. Jednak stan silników, które były zanurzone przez ponad 40 lat, był nieznany.[21] Administrator NASA Charles Bolden wydał oświadczenie z gratulacjami dla Bezosa i jego zespołu za ich znalezienie i życzył im powodzenia. Potwierdził także stanowisko NASA, że wszelkie odzyskane artefakty pozostaną własnością agencji, ale prawdopodobnie zostaną zaoferowane Instytucji Smithsonian i innym muzeom, w zależności od odzyskanej liczby.[22]

20 marca 2013 roku Bezos ogłosił, że udało mu się wyprowadzić na powierzchnię części silnika F-1 i wydał zdjęcia. Bezos zauważył: "Wiele oryginalnych numerów seryjnych brakuje lub brakuje ich częściowo, co utrudni identyfikację misji, a podczas przywracania możemy zobaczyć więcej."[23] Odzyskano statek Dna morskiego pracownikai miał na pokładzie zespół specjalistów zorganizowanych przez Bezosa dla wysiłków na rzecz naprawy.[24] W dniu 19 lipca 2013 r. Firma Bezos ujawniła, że ​​numer seryjny jednego z odzyskanych silników to numer seryjny Rocketdyne 2044 (z numerem NASA 6044), silnik nr 5, który pomógł Neilowi ​​Armstrongowi, Buzzowi Aldrinowi i Michaelowi Collinsowi. dotrzeć do Księżyca z misją Apollo 11.[25] Odzyskane części znajdują się w Kansas Cosmosphere and Space Center w Hutchinson dla procesu konserwacji.[25][24]

W sierpniu 2014 r. Okazało się, że odzyskano części dwóch różnych silników F-1, jeden z Apollo 11 i jeden z innego lotu Apollo, podczas gdy wydano fotografię oczyszczonego silnika. Bezos planuje wystawiać silniki w różnych miejscach, w tym w National Air and Space Museum w Waszyngtonie, D.C.[24]

W dniu 20 maja 2017 r. Stała ekspozycja Apollo została otwarta w Muzeum Lotów w Seattle w stanie Waszyngton i wyświetla odtworzone artefakty silnika, w tym komorę ciągu i wtryskiwacz komory ciągu silnika nr 3 z misji Apollo 12, a także generator gazu z silnik napędzający lot Apollo 16.

Zobacz też

  • Porównanie orbitujących silników rakietowych

Referencje

Uwagi
  1. ^ W. David Woods, Jak Apollo poleciał na Księżyc, Springer, 2008, ISBN 978-0-387-71675-6, str.19
  2. ^ "Dokument NASA Rocketdyne" (PDF). Źródło 2013-12-27.
  3. ^ Ellison, Renea; Moser, Marlow, Analiza niestabilności spalania i wpływ wielkości kropli na akustyczny napęd rakietowy (PDF), Huntsville, Alabama: Centrum Badania Napędów, University of Alabama w Huntsville, zarchiwizowane z oryginału (PDF) w dniu 2006-09-07
  4. ^ a b c Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet (PDF), National Aeronautics and Space Administration, grudzień 1968, s. 3-3, 3-4, odzyskane 2008-06-01
  5. ^ NSTS 1988 News Reference Manual, NASA, odzyskane 2008-07-03
  6. ^ "Zastosowanie trichloroetylenu w witrynach SSFL NASA" (PDF). Zarchiwizowane z oryginału (PDF) w dniu 2013-11-14. Źródło 2013-12-27.
  7. ^ a b "Instrukcja obsługi silnika rakietowego F-1". Ntrs.nasa.gov. 2013-03-01. Źródło 2013-12-27.
  8. ^ F-1 Engine (wykres), NASA Marshall Space Flight Center, MSFC-9801771, odzyskane 2008-06-01
  9. ^ a b Hutchinson, Lee (2013-04-14). "Nowy silnik rakietowy F-1B ulepsza projekt z epoki Apollo z siłą ciągu 1,8 M funtów". ARS technica. Źródło 2013-04-15.
  10. ^ a b c Lee Hutchinson (2013-04-15). "Nowy silnik rakietowy F-1B ulepsza projekt z epoki Apollo z siłą ciągu 1,8 M funtów". Ars Technica. Źródło 2013-04-15.
  11. ^ "Firmy rakietowe mają nadzieję na przebudowę silników Saturn 5".
  12. ^ Jay Reeves (2013-01-24). "NASA testuje zabytkowy silnik z rakiety Apollo 11". Associated Press. Źródło 2013-01-24.
  13. ^ Chris Bergin (2012-11-09). "Dynamika i PWR mające na celu zlikwidować konkurencję SLS z mocą F-1". NASASpaceFlight.com. Źródło 2013-12-27.
  14. ^ "Tabela 2. Zaawansowany moduł wspomagający ATK spełnia wymagania związane z eksploracją NASA".
  15. ^

Rocketdyne F-1

Przejdź do nawigacji Przejdź do wyszukiwania
Ten artykuł dotyczy rakiety. Dla piątego księżyca Saturna, patrz Rhea (księżyc).

Saturn V
Ostateczna załoga Saturn V, AS-512, przed uruchomieniem Apollo 17 w grudniu 1972 roku
Funkcjonować
  • Programowy program księżycowy Apollo
  • Uruchomienie Skylab
Producent
  • Boeing (S-IC)
  • Północnoamerykański (S-II)
  • Douglas (S-IVB)
Kraj pochodzenia Stany Zjednoczone
Koszt projektu 6,417 miliarda dolarów w latach 1964-1973[1]
Koszt za uruchomienie 185 milionów dolarów w 1969-1971 dolarów[2] (1,16 miliarda dolarów w wartości w 2016 r.), Z czego 110 milionów na pojazd.[3]
Rozmiar
Wysokość 363,0 stóp (110,6 m)
Średnica 33,0 stóp (10,1 m)
Masa 6 540 000 funtów (2970 000 kg)[4]
Gradacja 3
Pojemność
Ładunek do LEO (90 mil morskich (170 km), nachylenie 30 °) 310 000 funtów (140 000 kg)[5][6][notatka 1]
Ładunek do TLI 107 100 funtów (48,600 kg)[4]
Powiązane rakiety
Rodzina Saturn
Pochodne Saturn INT-21
Porównywalny
  • Historyczne: N1 (nigdy nie działa)
  • Energia
  • Przyszłość: długi 9 marca
  • SLS
  • BFR
Historia uruchamiania
Status Na emeryturze
Uruchom witryny LC-39, Centrum Kosmiczne im. Kennedyego
Całkowita liczba uruchomień 13
Sukcesy 12
Awarie 0
Częściowe awarie 1 (Apollo 6)
Pierwszy lot 9 listopada 1967 (AS-501[uwaga 2]Apollo 4)
Ostatni lot 14 maja 1973 (AS-513 Skylab 1)
Pierwszy etap - S-IC
Długość 138,0 stóp (42,1 m)
Średnica 33,0 stóp (10,1 m)
Pusta masa 287 000 funtów (130 000 kg)
Masa brutto 5 040 000 funtów (2 290 000 kg)
Silniki 5 Rocketdyne F-1
Nacisk 7.891,000 lbf (35 100 kN) poziomu morza
Specyficzny impuls 263 sekundy (2,58 km / s) poziomu morza
Czas palenia 168 sekund
Paliwo RP-1 / LOX
Drugi etap - S-II
Długość 81,5 stopy (24,8 m)
Średnica 33,0 stóp (10,1 m)
Pusta masa 88 400 funtów (40 100 kg)[uwaga 3]
Masa brutto 1 093 900 funtów (496,200 kg)[uwaga 3]
Silniki 5 Rocketdyne J-2
Nacisk 1 155,800 lbf (5,141 kN) próżnia
Specyficzny impuls 421 sekund (4,13 km / s) podciśnienie
Czas palenia 360 sekund
Paliwo LH2 / LOX
Trzeci etap - S-IVB
Długość 61,6 stopy (18,8 m)
Średnica 21,7 stopy (6,6 m)
Pusta masa 29 700 funtów (13 500 kg)[4][uwaga 4]
Masa brutto 271 000 funtów (123 000 kg)[uwaga 4]
Silniki 1 Rocketdyne J-2
Nacisk 225,000 lbf (1000 kN) próżni
Specyficzny impuls 421 sekund (4,13 km / s) podciśnienie
Czas palenia 165 + 335 sekund (2 oparzenia)
Paliwo LH2 / LOX

Saturn V (wymawiane "Saturn five") był amerykańską rakietą ratowniczą używaną przez NASA w latach 1967-1973.[7] Trójstopniowy pojazd do super ciężkiego podnoszenia na paliwo został opracowany w celu wsparcia programu Apollo w zakresie eksploracji Księżyca przez człowieka, a następnie wykorzystany do uruchomienia Skylab, pierwszej amerykańskiej stacji kosmicznej.

Saturn V został wystrzelony 13 razy z Centrum Kosmicznego im. Kennedy'ego na Florydzie, bez strat załogi i ładunku. Od 2018 r. Saturn V pozostaje najwyższą, najcięższą i najmocniejszą rakietą o najwyższym impulsie, jaki kiedykolwiek uzyskał status operacyjny, i przechowuje rekordy dla najcięższych ładunków użytecznych i największej ładowności na niskiej orbicie okołoziemskiej (LEO) wynoszącej 140 000 kg (310 000 funtów), który obejmował trzeci etap i niespalony propelent potrzebny do wysłania modułu dowodzenia / służby Apollo i modułu księżycowego na Księżyc.[5][6]

Największy model produkcji rakiet Saturn, Saturn V został zaprojektowany pod kierunkiem Wernhera von Brauna i Arthura Rudolpha w Marshall Space Flight Center w Huntsville, Alabama, z Boeingiem, North American Aviation, Douglas Aircraft Company i IBM jako wiodący kontrahenci.

Do chwili obecnej Saturn V pozostaje jedynym pojazdem startowym do przewozu ludzi poza niską orbitą. W sumie zbudowano 15 pojazdów zdolnych do lotu, ale tylko 13 latało. Dodatkowe trzy pojazdy zostały zbudowane do celów testowania naziemnego. W sumie 24 astronautów zostało wystrzelonych na Księżyc, a trzech z nich dwukrotnie, w ciągu czterech lat, od grudnia 1968 do grudnia 1972 roku.

Tło historyczne

Główny artykuł: Kosmiczny wyścig

Początki rakiety Saturn V zaczynają się wraz z rządem USA, który sprowadza Wernhera von Brauna wraz z około siedmiuset niemieckimi inżynierami i technikami rakietowymi do Stanów Zjednoczonych w ramach operacji Paperclip, programu zatwierdzonego przez prezydenta Trumana w sierpniu 1946 r. W celu zebrania niemieckiej rakiety ekspertyzy, aby dać Stanom Zjednoczonym przewagę w zimnej wojnie poprzez rozwój rakiet balistycznych o średnim zasięgu (IRBM) i międzykontynentalnych rakiet balistycznych (ICBM). Wiadomo było, że rywal z Ameryki, Związek Radziecki, również spróbuje zabezpieczyć część Niemców.

Von Braun został przydzielony do dywizji rakietowej armii ze względu na jego wcześniejsze bezpośrednie zaangażowanie w tworzenie rakiety V-2.[8] W latach 1945-1958 jego praca ograniczała się do przekazywania pomysłów i metod stojących za V-2 amerykańskim inżynierom. Pomimo wielu artykułów Von Brauna na temat przyszłości rakiet kosmicznych, rząd USA kontynuował finansowanie programów rakietowych Sił Powietrznych i Marynarki Wojennej w celu przetestowania rakiet Vanguard pomimo licznych kosztownych awarii.

Dopiero w 1957 r. Sowiecki start Sputnika 1 na szczycie ICBM R-7 zdolnego do przenoszenia głowicy termojądrowej do USA,[9][10] że armia i rząd zaczęły poczynić poważne kroki w kierunku umieszczenia Amerykanów w kosmosie.[11] W końcu zwrócili się do von Brauna i jego zespołu, który w ciągu tych lat stworzył i eksperymentował z serią rakiet Jowisza.

Juno I to rakieta, która wystrzeliła pierwszego amerykańskiego satelitę w styczniu 1958 roku i część ostatniego planu dla NACA (poprzednika NASA), aby uzyskać stopę w wyścigu kosmicznym.[12] Seria Jowisza była jeszcze jednym krokiem w podróży Von Brauna do Saturna V, później nazywając tę ​​pierwszą serię "młodym Saturnem".[11]

Rozwój Saturna

Główny artykuł: Saturn (rodzina rakiet)

Konstrukcja Saturn V wynikała z konstrukcji rakiet serii Jupiter. Gdy sukces serii Jupiter stał się oczywisty, pojawiła się seria Saturn.

C-1 do C-4

W latach 1960 i 1962, Marshall Space Flight Center (MSFC) zaprojektował serię rakiet Saturn, które mogą być wykorzystywane do różnych orbit Ziemi lub misji księżycowych.

C-1 został opracowany do Saturna I, a rakieta C-2 została wcześniej upuszczona w procesie projektowania na korzyść C-3, który miał wykorzystywać dwa silniki F-1 na swoim pierwszym etapie, cztery J- 2 silniki do drugiego etapu i etap S-IV, z sześcioma silnikami RL10.

NASA planowała używać C-3 jako część koncepcji Earth Orbit Rendezvous (EOR), z co najmniej czterema lub pięcioma startami potrzebnymi do wykonania pojedynczej misji księżycowej. Ale MSFC już planował jeszcze większą rakietę, C-4, która wykorzystywałaby cztery silniki F-1 na swoim pierwszym etapie, powiększony drugi stopień C-3 oraz S-IVB, scenę z pojedynczym J-2 silnik, jako jego trzeci etap. C-4 potrzebowałby tylko dwóch startów do wykonania misji księżycowej EOR.

C-5

10 stycznia 1962 r. NASA ogłosiła plany budowy C-5. Trójstopniowa rakieta składałaby się z: pierwszego etapu S-IC z pięcioma silnikami F-1; drugi etap S-II, z pięcioma silnikami J-2; oraz trzeci etap S-IVB, z pojedynczym silnikiem J-2.[13] C-5 został zaprojektowany na Księżyca z ładownością 90 000 funtów (41 000 kg).[13]

C-5 będzie poddawany testowaniu komponentów jeszcze przed skonstruowaniem pierwszego modelu. Trzeci etap S-IVB zostałby wykorzystany jako drugi etap dla C-IB, który służyłby zarówno do wykazania dowodu koncepcji i wykonalności dla C-5, ale także zapewniłby dane lotu kluczowe dla rozwoju C-5 .[13] Zamiast testowania dla każdego głównego komponentu, C-5 byłby testowany w sposób "całościowy", co oznacza, że ​​pierwszy lot testowy rakiety zawierałby kompletne wersje wszystkich trzech etapów. Testując wszystkie komponenty naraz, wymagane jest znacznie mniej lotów próbnych przed startem załogowym.[14]

C-5 został potwierdzony jako wybór NASA dla programu Apollo na początku 1963 roku i został nazwany Saturn V.[13] C-1 stał się Saturn I, a C-1B stał się Saturn IB. Von Braun kierował zespołem w Centrum Lotów Kosmicznych Marshalla, budując pojazd zdolny do wystrzelenia załogowego statku kosmicznego po trajektorii na Księżyc.[11]

Zanim przenieśli się pod jurysdykcję NASA, zespół von Brauna już rozpoczął prace nad poprawą ciągu, tworząc mniej skomplikowany system operacyjny i projektując lepsze systemy mechaniczne.[11] Właśnie podczas tych rewizji powstała decyzja o odrzuceniu pojedynczego silnika konstrukcji V-2, a zespół przestawił się na konstrukcję z wieloma silnikami. Saturn I i IB odzwierciedliły te zmiany, ale nie były wystarczająco duże, aby wysłać załogowy statek kosmiczny na Księżyc.[11] Projekty te jednak stanowiły podstawę, dla której NASA mogła określić najlepszą metodę lądowania człowieka na Księżycu.

Ostateczny projekt Saturn V miał kilka kluczowych cech konstrukcyjnych. Inżynierowie stwierdzili, że najlepszymi silnikami są F-1 sprzężone z nowym płynnym układem napędowym wodoru o nazwie J-2, co zapewniło optymalną konfigurację Saturn C-5.[11] W 1962 roku NASA sfinalizowała swoje plany dotyczące projektów Saturna von Brauna, a program kosmiczny Apollo nabrał tempa.[15]

Po sfinalizowaniu konfiguracji NASA zwróciła swoją uwagę na profile misji. Pomimo pewnych kontrowersji, lunarowe spotkanie na orbicie dla modułu księżycowego zostało wybrane na orbitalnym rendezvous Ziemi.[11] Kwestie takie jak rodzaj wtrysków paliwa, potrzebna ilość paliwa do takiego wyjazdu i procesy wytwarzania rakiet zostały wyelimino- wane, a projekty Saturn V zostały wybrane. Sceny zostały zaprojektowane przez Marshall Space Flight Center von Brauna w Huntsville, a do budowy wybrano zewnętrznych wykonawców: Boeing (S-IC), North American Aviation (S-II), Douglas Aircraft (S-IVB) i IBM ( Jednostka instrumentu).[15]

Wybór do lądowania księżycowego Apollo

Zobacz także: Project Apollo § Wybór trybu misji

Na początku procesu planowania NASA rozpatrzyła trzy wiodące pomysły na misję na Księżyc: Earth Orbit Rendezvous, Direct Ascent i Lunar Orbit Rendezvous (LOR). Konfiguracja bezpośredniego wynurzania wystrzeliłaby większą rakietę, która wylądowałaby bezpośrednio na powierzchni Księżyca, podczas gdy spotkanie na orbicie Ziemi zainicjowałoby dwa mniejsze statki kosmiczne, które połączyłyby się na orbicie Ziemi. Misja LOR obejmowałaby pojedynczą rakietę wystrzeliwującą pojedynczy statek kosmiczny, ale tylko niewielka część tego statku kosmicznego wylądowałaby na Księżycu. Ten mniejszy moduł lądowania zetknie się z głównym statkiem kosmicznym, a załoga wróci do domu.[16]

NASA na początku odrzuciła LOR jako opcję bardziej ryzykowną, biorąc pod uwagę, że orbitalne rendez-vous nie zostało jeszcze wykonane na orbicie Ziemi, a tym bardziej na orbicie księżycowej. Kilku urzędników NASA, w tym inżynier Langley Research Center John Houbolt i administrator NASA George Low, przekonywali, że Lunar Orbit Rendezvous zapewnia najprostszy lądowanie na Księżycu, najbardziej opłacalny pojazd startowy i, co najważniejsze, najlepszą szansę na osiągnięcie celu. lądowanie na Księżycu w ciągu dekady.[13] Inni urzędnicy NASA byli przekonani, a LOR został oficjalnie wybrany jako konfiguracja misji dla programu Apollo 7 listopada 1962 roku.[13]

Technologia

Wykres Saturn V.

Rozmiar i udźwig Saturn V zmniejszały się o wszystkie poprzednie rakiety, które z powodzeniem przelatywały w tym czasie. Ze statkiem Apollo na szczycie, jego wysokość wynosiła 363 stopy (111 m), a bez płetw miała średnicę 33 stóp (10 m). W pełni zasilany Saturn V ważył 6,5 miliona funtów (2950 000 kg)[4] i miał niską pojemność ładunkową orbity Ziemi, pierwotnie szacowaną na 261 000 funtów (118 000 kg),[17] ale został zaprojektowany, by wysłać Księżycowi co najmniej 90 000 funtów (41 000 kg).

Późniejsze ulepszenia zwiększyły tę wydajność; podczas ostatnich trzech misji księżycowych Apollo rozmieścił około 310 000 funtów (140 000 kg)[5][6][notatka 1] do LEO i wysłany do 107 100 funtów (48,600 kg)[4] statek kosmiczny na Księżyc. Na wysokości 363 stóp (111 m) Saturn V był o 58 stóp (18 m) wyższy od Statuy Wolności od ziemi do latarki i o 48 stóp (15 m) wyższy niż wieża zegarowa Big Ben.[18]

W przeciwieństwie do tego używany jest pojazd startowy Mercury-Redstone Wolność 7, pierwszy załogowy amerykański lot kosmiczny, znajdował się nieco poniżej 11 stóp (3,4 m) dłużej niż na etapie S-IVB, i dostarczał mniejszy nacisk na poziom morza (78 000 funtów siły (350 kN)) niż rakieta Launch Escape System (150 000 funtów). siła (667 kN) na poziomie morza) zamontowane na module sterującym Apollo.[19]

Saturn V został zaprojektowany głównie przez Marshall Space Flight Center w Huntsville w stanie Alabama, chociaż wiele głównych systemów, w tym napęd, zostało zaprojektowanych przez podwykonawców. Wykorzystał potężne nowe silniki rakietowe F-1 i J-2 do napędu. Podczas testów w Stennis Space Center silniki te rozbijały okna pobliskich domów.[20] Projektanci postanowili wcześnie, aby spróbować wykorzystać jak najwięcej technologii z programu Saturn I, jak to możliwe. W konsekwencji trzeci etap Saturna V S-IVB-500 był oparty na drugim etapie S-IVB-200 Saturn IB. Jednostka Instrumentu, która kontrolowała cechy wspólne Saturn V z charakterystyką przenoszoną przez IB Saturna.

Plany i inne plany Saturn V są dostępne na mikrofilmie w Marshall Space Flight Center.[21]

Gradacja

Saturn V składał się z trzech etapów - pierwszego stopnia S-IC, drugiego stopnia S-II i trzeciego stopnia S-IVB - oraz jednostki przyrządowej. Wszystkie trzy etapy wykorzystywały ciekły tlen (LOX) jako utleniacz. W pierwszym etapie stosowano RP-1 dla paliwa, podczas gdy w drugim i trzecim etapie stosowano ciekły wodór (LH2). Górne etapy wykorzystywały również małe silniki z unoszonym stałym paliwem, które pomogły rozdzielić etapy podczas startu i aby zapewnić, że ciekłe paliwa były w odpowiedniej pozycji do wciągnięcia do pomp.

Pierwszy etap S-IC

Główny artykuł: S-IC
Pierwszy etap Apollo 8 Saturn V wzniesiony w VAB 1 lutego 1968 roku

S-IC został zbudowany przez firmę Boeing w zakładzie montażowym Michoud w Nowym Orleanie, gdzie później zewnętrzne czołgi kosmiczne zostały zbudowane przez Lockheed Martin. Większość jego masy podczas startu była propelentem, paliwem RP-1 z ciekłym tlenem jako utleniaczem.[22] Miało ono 138 stóp (42 m) wysokości i 33 stopy (10 m) średnicy i dostarczało ponad 7 600 000 funtów siły (34000 kN) ciągu. Stopień S-IC miał suchą masę około 289 000 funtów (131 ton metrycznych), a pełne paliwo podczas startu miało łączną masę 5 100 000 funtów (2300 ton metrycznych). Był zasilany pięcioma silnikami Rocketdyne F-1 w układzie quincunx (pięć jednostek, cztery ustawione w kwadrat, a piąty pośrodku). Silnik centralny był utrzymywany w stałej pozycji, podczas gdy cztery zewnętrzne silniki mogły być hydraulicznie zwrócił (kardana), aby sterować rakietą.[22] W locie środkowy silnik został wyłączony około 26 sekund wcześniej niż silniki zaburtowe, aby ograniczyć przyspieszenie. Podczas startu S-IC wystrzelił swoje silniki na 168 sekund (zapłon nastąpił około 8,9 sekundy przed startem), a przy wyłączeniu silnika pojazd znajdował się na wysokości około 36 mil morskich (67 km), a jego zasięg wynosił około 50 mil morskich ( 93 km) i poruszał się około 7500 stóp na sekundę (2300 m / s).[23]

Drugi etap S-II

Główny artykuł: S-II
Etap S-II podniesiony na stanowisko testowe A-2 w zakładzie testowym Mississippi

S-II został zbudowany przez North American Aviation w Seal Beach w Kalifornii. Używając ciekłego wodoru i ciekłego tlenu, miał pięć silników Rocketdyne J-2 w układzie podobnym do S-IC, również wykorzystując zewnętrzne silniki do sterowania. S-II miał 81,6 stopy (24,87 m) wysokości i średnicę 33 stóp (10 m), identyczną jak S-IC, a zatem był największym etapem kriogenicznym do wystrzelenia promu kosmicznego w 1981 roku. II miał suchą masę około 80 000 funtów (36000 kg) iw pełni napędzany, ważył 1 060 000 funtów (480 000 kg). Drugi etap przyspieszył Saturn V przez górną atmosferę przy nacisku 1100 000 funtów (4 900 kN) w próżni.

Po załadowaniu, znacznie więcej niż 90 procent masy sceny było paliwem; jednak ultralekka konstrukcja doprowadziła do dwóch awarii w testach strukturalnych. Zamiast mieć strukturę międzywęzłową, aby oddzielić dwa zbiorniki paliwa, jak to zrobiono w S-IC, S-II wykorzystał wspólną przegrodę zbudowaną zarówno z góry zbiornika LOX, jak iz dna zbiornika LH2. Składał się z dwóch aluminiowych arkuszy rozdzielonych strukturą plastra miodu wykonaną z żywicy fenolowej. Ta grodzica musiała izolować się w stosunku do różnicy temperatur pomiędzy dwoma zbiornikami w temperaturze 126 ° F (70 ° C).Zastosowanie wspólnej przegrody zaoszczędziło 7 900 funtów (3,6 t). Podobnie jak S-IC, S-II został przetransportowany ze swojego zakładu produkcyjnego do Przylądka drogą morską.

S-IVB trzeci etap

Główny artykuł: S-IVB
Przekrój rysunku Saturna V S-IVB

S-IVB został zbudowany przez Douglas Aircraft Company w Huntington Beach w Kalifornii. Miał jeden silnik J-2 i używał tego samego paliwa, co S-II. S-IVB użył wspólnej przegrody do rozdzielenia dwóch zbiorników. Miała ona 17,6 m (17,6 m) i średnicę 21,7 stopy (21,6 m), a także wysoką masę, choć nie tak agresywną jak S-II. S-IVB miał suchą masę około 23 000 funtów (10 000 kg) i, w pełni napędzany, ważył około 262 000 funtów (119 000 kg).[24]

Model S-IVB-500 zastosowany w Saturn V różnił się od S-IVB-200 używanego jako drugi etap Saturn IB, ponieważ silnik był ponownie uruchamiany raz na misję. Było to konieczne, ponieważ etap byłby wykorzystywany dwukrotnie podczas misji księżycowej: najpierw w 2,5-minutowym spalaniu dla wstawienia orbity po odcięciu drugiego stopnia, a później przy spalaniu przez pół-lunar (TLI), trwającym około 6 minut. Dwie jednostki APS (Aux) zasilane paliwem ciekłym zamontowane na rufowym końcu sceny służyły do ​​kontroli położenia podczas orbity parkingowej i faz trans-lunarnych misji. Obydwa APS były również wykorzystywane jako silniki wyładowcze, aby osadzać propelenty w liniach zasilających silnik w zbiorniku rufowym przed spalaniem przez wtrysk księżycowy.

S-IVB był jedynym stadium rakiety Saturn V wystarczająco małym, aby mógł być przetransportowany samolotem, w tym przypadku Ciężarnym Gupiksem.

Jednostka instrumentalna

Główny artykuł: Saturn V Instrument Unit
Jednostka Instrument dla Apollo 4 Saturn V

Jednostka Instrument została zbudowana przez IBM i jechała na trzecim etapie. Został zbudowany w Space Systems Center w Huntsville w stanie Alabama. Komputer ten kontrolował operacje rakiety tuż przed startem, aż S-IVB został odrzucony. Zawierał on wskazówki i systemy telemetryczne dla rakiety. Mierząc przyspieszenie i postawę pojazdu, może obliczyć pozycję i prędkość rakiety i skorygować wszelkie odchylenia.

Bezpieczeństwo w zakresie bezpieczeństwa

W przypadku przerwania wymagającego zniszczenia rakiety, oficer bezpieczeństwa zasięgowego zdalnie wyłączy silniki i po kilku sekundach wyśle ​​kolejne polecenie, aby zdeaktywowane ładunki wybuchowe przyczepione do zewnętrznych powierzchni rakiety zdetonowały. Mogłyby one spowodować cięcia w zbiornikach paliwa i utleniacza w celu szybkiego rozproszenia paliwa i zminimalizowania mieszania. Przerwy między tymi działaniami dadzą czas załodze na ucieczkę za pomocą Launch Escape Tower lub (w późniejszych etapach lotu) układu napędowego modułu Service. Trzecie polecenie, "bezpieczne", zostało użyte po osiągnięciu przez S-IVB orbity, aby nieodwracalnie dezaktywować system autodestrukcji. System był również nieaktywny, dopóki rakieta znajdowała się jeszcze na platformie startowej.[25]

Porównania

Titan II

Saturn V miał znacznie niższy stosunek ciągu do masy niż Titan II GLV Project Gemini. Richard F. Gordon, Jr. opisywał Saturna jako "przejażdżkę starego człowieka", z "o wiele mocniejszym grzechotaniem", ale łagodniejszym pchnięciem. Buzz Aldrin i inni astronauci z Apollo 11 zgodzili się, że nie mogą stwierdzić, kiedy Saturn wystartował, z wyjątkiem instrumentów, w przeciwieństwie do Tytana.[26]

Radziecki N1-L3

Porównanie rakiety Saturn V z radzieckim N1-L3

Radziecki program kosmiczny będący odpowiednikiem Saturna V to N1-L3 Siergieja Korolowa. Saturn V był wyższy, cięższy i miał większą ładowność, zarówno na niskiej orbicie okołoziemskiej, jak i na przezroczystej iniekcji.[27] N-1 był trzystopniowym pojazdem startowym z większą siłą odsuwania i większą średnicą pierwszego stopnia niż Saturn V.[28] Miało być na orbicie 209 000 funtów (95 000 kg) pojazdu L3.

L3 zawierał fazę odlotu Ziemi, która wysyłałaby na Księżyc pakiet o masie 51 800 funtów (23 500 kg), który zawierałby kolejny etap dla wstawienia księżycowej orbity i inicjacji wspomaganego zejścia, lądownika o jednym kosmonautach i dwu-kosmonautowej księżycowej orbity dla powrócić na Ziemię. N1 / L3 wytworzyłby więcej całkowitego impulsu (iloczynu ciągu i czasu) w swoich pierwszych czterech etapach niż trzystopniowy Saturn V, ale nie był w stanie przekształcić tak dużej części w pęd obciążenia (iloczyn masy i prędkości ).

N1 nigdy nie zaczął działać; cztery uruchomienia testów zakończyły się katastrofalną awarią pojazdu na wczesnym etapie lotu, a program został anulowany. Korolev postanowił skupić 30 stosunkowo małych silników na pierwszym etapie, zamiast rozwinąć duży silnik, taki jak Rocketdyne F-1.

Trzystopniowy Saturn V wzrósł w ciągu swojego życia do szczytowego ciągu co najmniej 7 650 000 funtów (34 020 kN) (AS-510 i następne)[29] oraz udźwig 310 000 funtów (140 000 kg) dla LEO. Misja AS-510 (Apollo 15) miała siłę ciągu wynoszącą 7 823 000 funtów (34 800 kN). Misja AS-513 (Skylab 1) miała nieznacznie większy ciąg odrzutowy 7,891,000 lbf (35 100 kN). Dla porównania, N-1 miał siłę ciągu startowego na poziomie morza wynoszącą około 10 200 000 funtów (45 400 kN).[30] Żaden inny operacyjny pojazd startowy nigdy nie przekroczył Saturn V pod względem wzrostu, masy, całkowitego impulsu lub możliwości ładunku. Najbliższym rywalem był amerykański prom kosmiczny i radziecka Energia.

Saturn V (Apollo 11)[31] N1-L3
Średnica, maksimum 33 stopy (10 m) 56 stóp (17 m)
Wysokość w / ładunek 363 stopy (111 m) 344 stopy (105 m)
Waga brutto 6,478,000 funtów (2,938 t) 6,030,000 funtów (2,735 t)
Pierwszy etap S-IC Blok A
Thrust, SL 7 500 000 funtów (33 000 kN) 10 200 000 lbf (45,400 kN)
Czas palenia, s 168 125
Drugi etap S-II Blok B
Thrust, vac 1 155 800 lbf (5 141 kN) 3 160 000 funtów (14,040 kN)
Czas palenia, s 384 120
Etap wprowadzania orbitalnego S-IVB (spalanie 1) Blokuj V
Thrust, vac 202,600 lbf (901 kN) 360 000 lbf (1610 kN)
Czas palenia, s 147 370
Całkowity impuls[32] 1.7336×109 lbf (7,711 × 106 kN) · s 1.789×109 lbf (7,956 × 106 kN) · s
Ładunek orbitalny 264,900 funtów (120,2 t)[33] 209 000 funtów (95 ton)
Szybkość wtrysku 25.568 ft / s (7 793 m / s) 25.570 ft / s (7 793 m / s)[34]
Pęd obciążenia 2.105×108slug-ft / s (9.363 × 108 kg · m / s) 1.6644×108 slug-ft / s (7,403 × 108 kg · m / s)
Efektywność napędowa 12.14% 9.31%
Etap odlotu ziemi S-IVB (spalanie 2) Blok G
Thrust, vac 201,100 lbf (895 kN) 100 000 lbf (446 kN)
Czas palenia, s 347 443
Całkowity impuls[32] 1.8034×109 lbf (8,022 × 106 kN) · s 1.833×109 lbf (8,153 × 106 kN) · s
Ładunek Translunar 100 740 funtów (45,69 t) 52 000 funtów (23,5 t)
Szybkość wtrysku 35.545 ft / s (10 834 m / s) 35.540 ft / s (10 834 m / s)[34]
Pęd obciążenia 1.1129×108 slug-ft / s (4,95 × 108 kg · m / s) 5.724×107 slug-ft / s (2,546 × 108 kg · m / s)
Efektywność napędowa 6.17% 3.12%

Amerykański prom kosmiczny