토성 V

Saturn V
이 기사는 로켓에 관한 것이다.토성의 달은 레아(달)를 참조한다.인스피럴 카펫 트랙은 악마 호핑을 참조하십시오.
토성 V
Apollo 11 Launch - GPN-2000-000630.jpg
1969년 7월 16일 토성 V SA-506에서 아폴로 11호 발사
함수
제조사
원산지미국
사업비1964년[1] 64억1700만 달러(2020년 약 499억 달러)
출시당 비용1969년 1억9천만 달러-1969년[2] 1억2천만 달러(2019년 가치 12억3천만 달러)
크기
높이363.0ft(110.6m)
지름33.0ft(10.1m)
미사6,720,000 lb(2,822,000 kg) ~ 6,537,000 lb(2,965,000 kg)[3]
단계2–3
역량
페이로드와 LEO 연결
고도90nmi(170km)
궤도 경사30°
미사310,000lb (14만 kg)[4][5][note 1]
TLI에 페이로드
미사43,500 kg(95,900 lb)[6]
연합 로켓
가족토성
파생작업토성 INT-21
비교할 수 있는
실행 기록
상태은퇴한
시작 사이트LC-39, 케네디 우주 센터
총출발13
성공12
실패0
부분 고장1 (아폴로 6호)
제1편1967년 11월 9일 (AS-501[note 2] 아폴로 4)
마지막 비행1973년 5월 14일 (AS-513 Skylab)
1단계 – S-IC
높이138.0ft(42.1m)
지름33.0ft(10.1m)
빈 질량287,000lb (13만 kg)
총질량5,040,000 lb (2,040,000 kg)
전원 공급 기준5 로켓디네 F-1
최대 추력789만1000lbf(3만5100kN) 해수면
특정충동263초(2.58km/s) 해수면
굽는 시간168초
추진제RP-1 / LOX
2단계 – S-II
높이81.5ft(24.8m)
지름33.0ft(10.1m)
빈 질량88,400 lb (40,100 kg)[note 3]
총질량1,093,900 lb (496,200 kg)[note 3]
전원 공급 기준5 로켓다인 J-2
최대 추력1,155,800 lbf (5,141 kN) 진공
특정충동421초(4.13km/s) 진공
굽는 시간360초
추진제LH2 / LOX
3단계 – S-IVB
높이61.6ft(18.8m)
지름21.7ft(6.6m)
빈 질량33,600 lb(15,200 kg)[9][note 4]
총질량271,000 lb (123,000 kg)[note 4]
전원 공급 기준1 로켓디네 J-2
최대 추력232,250lbf (1,033.1 kN) 진공
특정충동421초(4.13km/s) 진공
굽는 시간165 + 335초(2 화상)
추진제LH2 / LOX

새턴 5호(토성 5호)는 NASA가 아폴로 프로그램으로 달 탐사를 위해 개발한 미국의 인간 등급 3단 액체 연료 초중력 발사 차량이다.1967년부터 1973년까지 비행했다.그것은 달로 가는 9개의 승무원 비행과 미국 최초의 우주 정거장인 스카이랩을 발사하는 데 사용되었다.

2022년 현재, 토성 V호는 낮은 지구 궤도를 넘어 인간을 운반하는 유일한 발사체로 남아 있다.새턴 V는 아폴로 사령부와 서비스 모듈, 달 모듈을 달에 보내는 데 필요한 3단계 및 미연소 추진체를 포함, 지구 저궤도에 대한 가장 무거운 발사체 및 최대 탑재량(LEO) 31만 lb(14만 kg)에 대한 기록을 보유하고 있다.

토성 로켓 계열의 가장 큰 생산 모델인 토성 V는 앨라배마주 헌츠빌에 있는 마샬 우주 비행 센터에 있는 베르너 폰 브라운의 지휘 아래 설계되었다. 주계약자는 보잉, 북미 항공, 더글러스 항공 회사, IBM이었다.총 15대의 비행 가능 차량이 제작되었고, 그 외에 지상 시험용 차량 3대가 추가되었다.13대는 케네디 우주센터에서 승무원이나 적재물의 손실 없이 발사되었다.1968년 12월부터 1972년 12월까지 총 24명의 우주비행사가 달에 발사되었다.

역사

참고 항목: 스페이스 레이스

1945년 9월 미국 정부는 트루먼 대통령이 허가한 프로그램인 [11][12]오퍼레이션 페이퍼클립(Operation Paperclip)에서 독일의 로켓 기술자 베르너 폰 브라운과 1500명 이상의 기술자들을 미국으로 데려왔다.[10][13]V-2 로켓을 만드는 것을 도왔던 폰 브라운은 육군 로켓 설계부대에 배치되었다.[14]1945년부터 1958년 사이 그의 작품은 인기 잡지에 책과 기사를 쓰긴 했지만 V-2에 숨겨진 아이디어와 방법을 미국 엔지니어들에게 전달하는 데 제약을 받았다.[15][16]

이 접근법은 1957년 소련이 R-7 ICBM의 꼭대기에 스푸트니크 1호를 발사하면서 바뀌었다.[17][18][19]육군과 정부는 미국인들을 우주로 보내기 위한 진지한 조치를 취하기 시작했다.그들은 목성 로켓 시리즈를 만들어 실험한 폰 브라운의 팀으로 눈을 돌렸다.[20]주노 1호 로켓은 1958년 1월에 최초의 미국 위성을 발사했다.[21]폰 브라운은 목성 시리즈를 원형이라고 생각했고 그것을 "아기 토성"이라고 불렀다.[22]

개발

주요기사 : 토성(로켓 패밀리)

목성의 이름을 따서 다음 행성을 위해 이름이 붙여진 토성 디자인은 목성 시리즈 로켓에서 진화했다.[23]1960년과 1962년 사이에 마셜 우주비행센터(MSFC)는 다양한 지구 궤도나 달 임무에 투입될 수 있는 일련의 토성 로켓을 설계했다.[24]

나사는 토성 C-3를 지구 궤도 랑데부(EOR) 방식의 일부로 사용할 계획이었는데, 단 한 번의 달 임무에 적어도 두세 번의 발사가 필요했다.[25]그러나 MSFC는 1단계의 F-1 엔진 4개를 사용하는 더 큰 로켓인 C-4와 확대된 C-3 2단, 단일 J-2 엔진을 탑재한 무대인 S-IVB를 3단으로 계획했다.C-4는 EOR 달 임무를 수행하기 위해 단 두 번의 발사만 필요할 것이다.[26]

1962년 1월 10일, 나사는 C-5를 건설할 계획을 발표했다.3단 로켓은 5개의 F-1 엔진을 가진 S-IC 1단계, 5개의 J-2 엔진을 가진 S-II 2단계, 그리고 단일 J-2 엔진을 가진 S-IVB 3단계로 구성된다.[27]C-5는 달까지 9만5900파운드(4만3500kg)의 적재 용량을 제공하도록 설계됐다.[6]

C-5는 첫 번째 모델이 만들어지기 전에도 구성품 시험을 거치게 된다.S-IVB 3단계는 C-1B의 2단계로 사용되며, C-5에 대한 개념 증명과 실현가능성을 입증하는 동시에 C-5 개발에 중요한 비행 데이터를 제공한다.[28]C-5는 각 주요 부품에 대한 시험을 거치지 않고 "전체" 방식으로 시험하게 되는데, 이는 로켓의 첫 번째 시험 비행이 세 단계 모두의 완전한 버전을 포함한다는 것을 의미한다.모든 구성품을 한 번에 테스트함으로써, 승무원이 탑승하기 전에 필요한 테스트 비행은 훨씬 줄어들 것이다.[29]C-5는 1962년 초 NASA가 아폴로 프로그램에 선택한 것으로 확인되었고, 토성 V로 명명되었다.[30][31]C-1은 토성 I이 되고 C-1B는 토성 IB가 되었다.[31]폰 브라운은 달에 우주선을 발사할 수 있는 차량을 만들기 위해 MSFC의 팀을 이끌었다.[32]

그들이 NASA의 관할로 이동하기 전에 폰 브라운의 팀은 이미 추력을 개선하고 덜 복잡한 운영 체제를 만들고 더 나은 기계 시스템을 설계하는 작업을 시작했다.[33]이러한 수정 과정에서 팀은 V-2 설계의 단일 엔진을 거부하고 다중 엔진 설계로 이동했다.토성 1호와 IB호는 이러한 변화를 반영했지만 우주선을 달에 보낼 만큼 크지는 않았다.[33]그러나 이러한 설계는 NASA가 인간을 달에 착륙시키는 최선의 방법을 결정할 수 있는 근거를 제공했다.[33]

토성 V의 최종 디자인은 몇 가지 주요 특징을 가지고 있었다.엔지니어들은 2·3단계의 신형 액체수소 추진장치인 J-2와 결합한 1단계의 F-1이 최고의 엔진이라고 판단, 토성 C-5 구성을 최적화한 것이다.[33]NASA는 폰 브라운의 토성 설계를 진행할 계획을 확정했고, 아폴로 우주 프로그램은 속도를 높였다.[34]

구성이 마무리됨에 따라 NASA는 임무 프로필에 관심을 돌렸다.일부 논란에도 불구하고, 달 모듈을 위한 달 궤도 랑데뷰는 지구 궤도 랑데뷰에서 선택되었다.[33]이 무대는 헌츠빌에 있는 폰 브라운의 마샬 우주 비행 센터에 의해 설계되었으며, 외부 계약자들이 이 공사에 선정되었다.보잉(S-IC), 북미항공(S-II), 더글러스 항공(S-IVB), IBM(계기장치 장치) 등이 그것이다.[34]

아폴로 달 착륙 선택

참고 항목:프로젝트 아폴로 § 임무 모드 선택

NASA는 계획 과정 초기에 달 임무에 대해 지구 궤도 랑데부(EOR), 직접 상승, 달 궤도 랑데부(LOR)의 세 가지 방법을 고려했다.직접 상승 구성을 위해서는 달 표면에 직접 착륙하기 위해 3인용 우주선을 보내려면 엄청나게 큰 로켓이 필요할 것이다.EOR는 지구 궤도에서 결합되는 두 개의 작은 부분으로 직접 착륙 우주선을 발사할 것이다.LOR 임무는 우주선 두 척을 발사하는 로켓 한 척과 달 궤도에서 주 우주선과 다시 만나는 작은 2인 착륙 모듈을 포함한다.착륙선은 버려지고 모선은 집으로 돌아올 것이다.[35]

처음에 NASA는 우주 랑데뷰가 달 궤도는커녕 지구 궤도에서 아직 행해지지 않았기 때문에 LOR를 더 위험한 옵션으로 치부했다.랭글리 연구소의 엔지니어인 존 후볼트와 조지 로우 NASA 행정관을 포함한 몇몇 NASA 관계자들은 달 궤도 랑데뷰가 가장 비용 효율적인 발사체를 가지고 달에 가장 단순한 착륙을 제공했으며 10년 안에 달 착륙을 할 수 있는 가장 좋은 기회를 제공했다고 주장했다.[36]다른 NASA 관계자들은 확신했고, LOR는 1962년 11월 7일 아폴로 계획의 임무 구성으로 공식적으로 선택되었다.[36]아서 루돌프는 1963년 8월 새턴 V 로켓 프로그램의 프로젝트 책임자가 되었다.그는 로켓 시스템의 요건과 아폴로 계획의 임무 계획을 개발했다.첫 번째 토성 5호 발사는 케네디 우주센터에서 발사되었고 루돌프의 생일인 1967년 11월 9일에 흠잡을 데 없이 수행되었다.[37]그 후 1968년 5월 MSFC 국장의 특별보좌관으로 임명되었고, 이후 1969년 1월 1일 NASA에서 은퇴하였다.[38]1969년 7월 16일, 토성 5호는 아폴로 11호를 발사하여 인간을 달에 착륙시켰다.[39]

실행 기록

직렬
번호를[note 2] 붙이다 		미션 발사하다
날짜를 잡다
(UTC)		 패드 메모들
SA-500F 설비통합 비행 모델이 준비되기 전에 39A 패드의 정확한 핏과 시험 시설 작동을 점검하는 데 사용된다.1단계 폐기, 2단계는 S-II-F/D로 전환, 3단계는 케네디 우주센터에 전시된다.[40]
SA-500D 동적시험 진동에 대한 차량의 반응을 평가하는 데 사용된다.앨라배마주 헌츠빌의 미국 우주 로켓 센터에 전시되어 있다.[40]
S-IC-T 모든 시스템 테스트 마샬 우주 비행 센터의 정적 시험 발사에 사용되는 1단계.케네디 우주 센터에 전시되어 있다.[40]
SA-501 아폴로 4호 1967년 11월 9일
12:00:01		 39A 첫 번째 나사 없는 올업 테스트 비행, 완전한 성공.
SA-502 아폴로 6호 1968년 4월 4일
12:00:01		 39A 2단계 시험 비행; J-2 엔진 문제는 2단계에서 2개의 엔진을 조기 정지시키고 3단계 재시동을 막았다.
SA-503 아폴로 8호 1968년 12월 21일
12:51:00		 39A 첫 번째 승무원 비행, 아폴로 사령부 및 서비스 모듈의 첫 번째 횡단 착륙선 주입.
SA-504 아폴로 9호 1969년 3월 3일
16:00:00		 39A 달 모듈(LM)과 함께 완전한 아폴로 우주선에 대한 지구 저궤도 시험.
SA-505 아폴로 10호 1969년 5월 18일
16:49:00		 39B 두 번째 승무원은 아폴로 우주선에 LM을 탑재한 착륙선 횡단 주사를 맞았고 39B호에서 발사된 것은 토성 V뿐이다.
SA-506 아폴로 11호 1969년 7월 16일
13:32:00		 39A 평온의 바다에 처음으로 착륙한 승무원들
SA-507 아폴로 12호 1969년 11월 14일
16:22:00		 39A 이륙 직후 두 차례 차량이 낙뢰에 맞아 큰 피해는 없었다.오션오브스톰의 3번 측량기 근처에 정밀 승무원이 달 착륙을 했다.
SA-508 아폴로 13호 1970년 4월 11일
19:13:03		 39A 2단계에서 심한 포고 진동은 초기 중앙 엔진 셧다운을 야기했다; 남은 엔진을 더 오래 연소시킴으로써 보상된 지침.세 번째 승무원 달 착륙 임무는 서비스 모듈 고장으로 중단되었다.
SA-509 아폴로 14호 1971년 1월 31일
21:03:02		 39A 아폴로 13호의 착륙 예정지인 프라 마우로 인근, 세 번째 승무원 달 착륙.
SA-510 아폴로 15호 1971년 7월 26일
13:34:00		 39A 하들리-아펜닌의 네 번째 승무원 달 착륙.달 궤도 과학 계기 모듈과 달 탐사 차량을 탑재한 아폴로 1차 연장 임무.
SA-511 아폴로 16호 1972년 4월 16일
17:54:00		 39A 데카르트 고원에 다섯 번째 승무원 달 착륙.
SA-512 아폴로 17호 1972년 12월 7일
05:33:00		 39A 야간 발사만.6번째이자 마지막 승무원 달 착륙, 타우러스-리트로
SA-513 스카이랩 1호 1973년 5월 14일
17:30:00		 39A 3단계인 S-IVB-513을 대체한 스카이랩 궤도 워크샵의 나사 없는 발사가 존슨 우주 센터에 전시되었다.[40]원래 취소된 아폴로 18호로 지정되었다.
SA-514 사용되지 않음 원래 취소된 아폴로 19호에 지정되었고, 사용하지 않았다.존슨 우주 센터에 전시된 1단계(S-IC-14), 케네디 우주 센터에 전시된 2단계와 3단계(S-II-14, S-IV-14)이다.[40]
SA-515 사용되지 않음 원래 아폴로 20호용으로 지정되었으며, 이후 예비 스카이랩 발사 차량으로 지정되었으며, 사용되지는 않았다.첫 번째 무대는 Michoud Assembly Facility에 전시되었고, 2016년 6월까지 미시시피에 있는 Infinity Science Center로 옮겨졌다.2단계(S-II-15)가 존슨 우주 센터에 전시되어 있다.3단계는 예비 스카이랩 궤도 작업장으로 전환돼 국립항공우주박물관에 전시 중이다.[40]

설명

Drawing of a Saturn V rocket, showing all the stages of the rocket with brief descriptions and two tiny people to show relative size.
새턴 V 다이어그램

토성 V의 크기와 탑재 용량은 그 당시에 성공적으로 비행했던 다른 모든 로켓들을 왜소하게 만들었다.아폴로 우주선을 맨 위에 올려놓고, 높이는 363피트(111m)로, 지느러미를 무시한 채 지름이 33피트(10m)나 되었다.완전히 연료가 공급된 토성 V호는 무게가 650만 파운드(290만 kg)[3]에 달했으며 당초 26만 1천 파운드(11만 8천 kg)로 추정되는 낮은 지구 궤도 탑재 용량을 갖고 있었지만, 적어도 9만 파운드(41,000 kg)를 달로 보내도록 설계됐다.[41]

이후 업그레이드는 그 용량을 증가시켰고, 마지막 세 번의 아폴로 달 임무 동안 약 31만 파운드 (14만 kg)[4][5][note 1]를 LEO에 배치했고, 최대 9만5,901 lb (43,500 kg)[6]의 우주선을 달에 보냈다.363피트(111m)의 높이에서 토성 V는 지상에서 성화까지 자유의 여신상보다 58피트(18m), [42]빅벤 시계탑보다 48피트(15m) 더 높았다.[43]

이와는 대조적으로, Mercury-Redstone 발사체인 자유는 7, 첫번째 승무원으로 일해 주었다 미국 우주 비행에 약 1천피트(3.4m)은 S-IVB 무대보다 적고 해수면 추력(7만 8천 pounds-force(350kN))[44]을 배달한 발사 탈출 시스템 로켓보다 해수면 추력(15만 pounds-force(667kN))가 아폴로를 위에 탑재 더 오래 있곤 했다. 통신 장치그리고 모듈.[45]아폴로 LES는 수성-레드스톤보다 훨씬 짧은 시간 동안 발사했다(3.2초 대 143.5초).[44][45]

새턴 5호는 주로 앨라배마주 헌츠빌에 있는 마셜 우주 비행 센터에 의해 설계되었지만 추진력을 포함한 수많은 주요 시스템은 하청업자에 의해 설계되었다.강력한 F-1과 J-2 로켓엔진을 추진용으로 사용했는데, 스테니스 우주센터에서 실험할 때 인근 주택의 유리창이 산산조각 났다.[46]디자이너들은 일찍이 토성 I 프로그램의 가능한 많은 기술을 사용하려고 시도하기로 결정했다.결과적으로, S-IVB-500의 3단계 토성 V는 S-IVB-200의 2단계 토성 IB에 기초하였다.토성 V를 제어한 계기 장치는 토성 IB가 운반하는 기기와 특성을 공유했다.[47]

토성 V는 주로 알루미늄으로 만들어졌다.또한 티타늄, 폴리우레탄, 코르크, 석면으로 만들어졌다.[48]청사진과 다른 새턴 V 계획은 마셜 우주 비행 센터의 마이크로필름으로 이용할 수 있다.[49]

새턴 V는 S-IC 1단계, S-II 2단계, S-IVB 3단계 등 3단계와 계측기로 구성되었다.3단계 모두 액체산소(LOX)를 산화제로 사용했다.1단계는 연료로 RP-1을 사용했고, 2단계와 3단계는 액체수소(LH2)를 사용했다.LH2는 질량에 의해 궤도로 들어올릴 수 있는 에너지 밀도가 훨씬 높은 반면, RP-1은 부피별로 에너지 밀도가 훨씬 높다.결과적으로, 1단 추진체에 RP-1을 선택한 이유는 필요한 LH2의 부피가 3배 이상 크고 대기 중 부스트 단계에서 훨씬 더 높은 공기역학적 항력을 생성했을 것이기 때문이다.[50]상층부는 소형 고체-프로펠러트(solid propellant) 풀리지 모터도 사용했는데, 이 모터는 발사 중 단계를 분리하는 데 도움을 주고, 액체 추진체가 펌프에 빨려 들어갈 수 있는 적절한 위치에 있도록 했다.[51]

S-IC 1단계

주요기사 : S-IC
1968년 2월 1일 VAB에 아폴로 8호 토성 V의 1단계가 세워졌다.엔진 페어링 및 핀이 아직 설치되지 않음

S-IC는 보잉사가 뉴올리언스의 미추드 조립 시설에서 건설한 것으로, 우주왕복선 외부 탱크는 나중에 록히드 마틴에 의해 건설될 것이다.발사된 대부분의 질량은 추진제였다: 액체 산소를 산화제로 하는 RP-1 연료였다.[52]그것은 138피트(42m)의 키와 33피트(10m)의 지름이었으며, 7,600,000파운드(34,000kN) 이상의 추력을 제공했다.S-IC 무대는 건조 중량이 약 28만9000파운드(13만1000㎏)로, 출시 당시 연료를 가득 채우면 총 중량이 510만파운드(230만㎏)에 이른다.그것은 quincunx에 배열된 5개의 Rocketdyne F-1 엔진에 의해 구동되었다.중앙 엔진은 고정된 위치에 고정되어 있었고, 4개의 외부 엔진은 로켓을 조종하기 위해 짐벌로 유압식으로 돌릴 수 있었다.[52]비행 중, 가속을 제한하기 위해 중앙 엔진을 선외기 엔진보다 약 26초 일찍 껐다.S-IC는 발사 중 168초(리프토프 약 8.9초 전 점화) 동안 엔진을 발사했고, 엔진 컷오프에서는 약 42마일(67km)의 고도와 약 93km의 저속 주행거리, 초당 약 7,500피트(2,300m/s)의 속도를 내고 있었다.[53]

S-II 2단계

주요기사 : S-II
S-II 무대가 미시시피 시험 시설의 A-2 시험대에 올랐다.

S-II는 북아메리카 항공이 캘리포니아 씰 비치에 건설했다.액체수소와 액체산소를 이용해 S-IC와 비슷한 배열의 로케다인 J-2 엔진 5개를 탑재했고, 외부 엔진도 제어에 사용했다.S-II는 81.6피트(24.87m)의 높이에 지름이 33피트(10m)로 S-IC와 동일해 1981년 우주왕복선 발사 전까지 최대 극저온 단계였다.[54][55]S-II는 약 8만 파운드(36,000 kg)의 건조한 질량을 가지고 있었고, 연료를 가득 채우면 106만 파운드(480,000 kg)의 무게가 나갔다.2단계는 진공 상태에서 추진력이 110만 파운드(4,900kN)나 되는 토성 V호를 상층 대기로 가속시켰다.[56]

적재했을 때, 스테이지 질량의 90% 이상이 추진제였지만, 초경량 설계는 구조 시험에서 두 번의 실패로 이어졌다.S-II는 S-IC에서 그랬던 것처럼 두 개의 연료 탱크를 분리하기 위한 탱크간 구조를 갖는 대신에 LOX 탱크 상단과 LH2 탱크 하단에서 모두 건설된 공통 격벽체를 사용했다.페놀 수지로 만든 벌집 구조로 분리된 두 장의 알루미늄 시트로 구성되었다.[55][56]이 벌크헤드는 두 탱크 사이의 126 °F(52 °C) 온도 차이에 대해 절연해야 했다.공동 벌크헤드를 사용함으로써 벌크헤드 1개를 없애고 무대 길이를 줄임으로써 7,900파운드(3.6t)를 절약할 수 있었다.[56]S-IC와 마찬가지로 S-II는 제조 공장에서 해로로 케이프로 운송되었다.[57]

S-IVB 3단계

주요기사 : S-IVB

S-IVB는 캘리포니아 헌팅턴 비치에 있는 더글라스 항공기 회사에 의해 건설되었다.J-2엔진 1개를 탑재했고 S-II와 같은 연료를 사용했다.[9]S-IVB는 두 개의 탱크를 분리하기 위해 공동 벌크헤드를 사용했다.높이는 58.6피트(17.86m)로 직경이 21.7피트(6.604m)로 S-II만큼 공격적이진 않지만 질량 효율이 높은 설계였다.S-IVB는 약 23,000 파운드 (10,000 kg)의 건조한 질량을 가지고 있었고, 완전히 연료가 공급되어, 약 262,000 파운드 (119,000 kg)의 무게가 나갔다.[58]

S-IVB는 에어로 스페이스라인 임산부 구피에 의해 운반될 수 있을 만큼 작은 토성 V의 유일한 로켓 무대였다.[57]

계기 단위

주요 기사: 새턴 V 계기 장치
아폴로 4호 새턴 V의 계기 장치

계기부대는 IBM이 구축해 3단 위에 올려놓았다.그것은 앨라배마주 헌츠빌에 있는 우주 시스템 센터에 건설되었다.이 컴퓨터는 발사 직전부터 S-IVB가 폐기될 때까지 로켓의 작동을 제어했다.그것은 로켓에 대한 안내와 원격 측정 시스템을 포함했다.가속도와 차량 자세를 측정하여 로켓의 위치와 속도를 계산하고 편차를 보정할 수 있었다.[59]

조립

무대의 건설과 지상 실험이 완료된 후 케네디 우주 센터로 운송되었다.처음 두 단계는 너무 거대해서 그것들을 운반할 수 있는 유일한 방법은 바지선을 이용하는 것뿐이었습니다.뉴올리언스에 건설된 S-IC는 미시시피 강을 따라 멕시코만으로 운송되었다.[60]

플로리다를 라운딩한 후, 무대들은 내부 수로를 따라 차량 조립 건물(원래 수직 조립 건물)로 이동되었다.이것은 본질적으로 나중에 우주왕복선 외부 탱크를 선적하는 데 이용될 것과 같은 경로였다.S-II는 캘리포니아에서 건설되었고 파나마 운하를 통해 플로리다로 이동했다.3단계와 계기 유닛은 에어로 스페이스 라인 임베디드 구피와 슈퍼 구피에 의해 운반될 수 있지만, 보증이 된다면 바지선에 의해서도 운반될 수 있었을 것이다.[60]

수직 조립 건물에 도착하자마자, 각 단계는 수직 방향으로 향하기 전에 수평 위치로 검사되었다.나사는 또 특정 단계가 지연될 경우 단계 대신 사용할 수 있는 대형 스풀 모양의 구조물도 건설했다.이 스풀은 높이와 질량이 같으며 실제 단계와 동일한 전기 연결부를 포함하고 있었다.[60]

나사(NASA)는 9개의 스윙 암(승무원 접근 암 포함), '햄머헤드' 크레인, 발사 전 작동한 물 억제 시스템 등을 갖춘 '발사 엄빌러티컬 타워(LUT)'로 구성된 '새턴 V'를 이동식 발사기(ML)에 쌓았다(조립)했다.조립이 완료된 후 크롤러 트랜스포터(CT)를 이용해 전체 스택을 차량 조립 건물(VAB)에서 발사대로 이동시켰다.마리온 파워 삽 컴퍼니(이후 더 작고 가벼운 우주왕복선을 운반하는데 사용됨)에 의해 건설된 CT는 각각 57개의 "신발"을 가진 네 개의 이중 트랙으로 작동했다.각각의 신발의 무게는 2,000파운드였다.이 트랜스포터는 발사장까지 3마일(4.8km)을 이동하면서 로켓의 수평을 유지하도록 요구받았는데, 특히 발사대에서 마주친 3% 등급에서 그렇다.CT에는 발사 8시간 전까지 기술자들이 로켓에 접근할 수 있도록 한 이동서비스 구조(MSS)도 실려 있었는데, 이때 로켓이 크롤러웨이(VAB와 두 발사대의 접속점)의 '반쪽' 지점으로 옮겨졌다.[60]

달 탐사선 발사 순서

토성 5호에는 존 F호 발사 39단지에서 발사된 아폴로 달 탐사 임무들이 모두 실려 있었다.[61] 플로리다의 케네디 우주 센터.[62]로켓이 발사탑을 비운 후, 비행 통제는 텍사스 주 휴스턴에 있는 존슨 우주 센터의 미션 컨트롤로 옮겨졌다.[63]평균적인 임무는 로켓을 단 20분 동안 사용했다.아폴로 6호는 [64]세 번의 엔진 고장을 경험했고, 아폴로 13호는 한 번의 엔진 정지를 경험했지만,[65] 탑재된 컴퓨터들은 주차 궤도를 달성하기 위해 남은 엔진을 더 오래 연소시킴으로써 보상할 수 있었다.[66]

레인지 안전

로켓의 파괴를 요구하는 중단이 있을 경우, 레인지 안전요원은 원격으로 엔진을 정지시켰고 몇 초 후에 로켓의 외부 표면에 부착된 형태의 폭발 전하에 대한 다른 명령을 보내 폭발시켰다.이것은 연료를 빠르게 분산시키고 혼합을 최소화하기 위해 연료와 산화제 탱크를 절단할 것이다.이 조치들 사이의 일시정지는 승무원들이 발사 탈출 타워 또는 (비행의 후기 단계에서) 서비스 모듈의 추진 시스템을 통해 탈출할 수 있는 시간을 줄 것이다.세 번째 명령인 "안전"은 S-IVB 단계가 궤도상에 도달한 후에 사용되어 자기 파괴 시스템을 불가역적으로 비활성화하였다.로켓이 여전히 발사대에 있는 한 시스템은 비활성화되어 있었다.[67]

시동 시퀀스

아폴로 11호 토성 V호를 둘러싸고 있는 응축 구름은 밀도가 높은 낮은 대기를 통과한다.

1단계가 약 2분41초간 연소하면서 로켓을 고도 42마일(68km)과 시속 6,164마일(2,756m/s)까지 끌어올리고 추진체 270만 파운드(2,10만 kg)를 태웠다.[68]

발사 8.9초 전 1단계 점화 시퀀스가 시작됐다.중앙엔진이 먼저 점화했고, 이어 300밀리초 간격으로 반대쪽 선외기 쌍이 로켓에 가해지는 구조적 하중을 줄였다.탑재된 컴퓨터에 의해 추력이 확인되었을 때, 로켓은 두 단계로 "소프트 릴리즈"되었는데, 첫째, 홀드다운 팔이 로켓을 방출했고, 둘째, 로켓이 위로 가속하기 시작했을 때, 그것은 0.5초 동안 다이를 통해 당겨진 테이퍼형 금속 핀에 의해 느려졌다.[69]

일단 로켓이 발사되면 엔진이 고장나면 안전하게 패드 위에 다시 안착할 수 없었다.우주비행사들은 이것을 토성 V를 타는 가장 긴 순간 중 하나로 여겼다. 왜냐하면 만약 로켓이 발사된 후 이륙하지 못하면, 그들은 많은 양의 추진체를 고려할 때 생존할 가능성이 낮기 때문이다.완전히 연료가 공급된 새턴 V가 패드에서 폭발하면 TNT의 최대 5.54 킬로톤(2,271조 9,912,000,000 J 또는 155,143 lbs의 체중 감소)에 해당하는 에너지가 방출되었을 것이다.안전을 개선하기 위해, 새턴 비상 감지 시스템(EDS)은 첫 비행 30초 동안 엔진 셧다운을 억제했다.가능성이 희박한 발사대에서 3단계가 모두 동시에 폭발할 경우 토성 V호는 TNT 543t 또는 0.543kt의 총 수율을 기록했다.1단계 0.222kt, 2단계 0.263kt, 3단계 0.068kt이다.[70](토성 V 계기 장치 참조)[69]

로켓이 탑을 치우는 데 약 12초가 걸렸다.이 기간 동안, 그것은 역풍에도 불구하고 적절한 간격을 보장하기 위해 탑으로부터 1.25도 떨어진 곳에 요를 했다; 이 요는 작지만, 동쪽에서 또는 서쪽에서 찍은 발사 사진에서 볼 수 있다.고도 430피트(130m)에서 로켓은 정확한 비행 방위각까지 굴러갔다가 2단계 점화 후 38초까지 서서히 하강했다.이 투구 프로그램은 발사 월 동안 지배적인 바람에 따라 설정되었다.[69]

선외기 엔진 4개도 바깥쪽으로 기울어 조기 선외기 엔진 정지 시 나머지 엔진들이 로켓의 질량 중심을 찌르도록 했다.토성 V는 고도 1마일(1,600m) 이상에서 초당 400피트(120m/s)에 도달했다.비행 초기 부분의 대부분은 고도를 높이는데 사용되었고, 필요한 속도는 나중에 나온다.토성 V호는 3.45~4.6마일(5.55~7.40km) 고도에서 불과 1분 남짓 만에 방음벽을 무너뜨렸다.이 때, 충격 칼러, 즉 응축 구름은 명령 모듈의 하단과 2단계의 상단을 중심으로 형성될 것이다.[69]

최대 Q 시퀀스

아폴로 11 S-IC 분리

약 80초에서 로켓은 최대 동적 압력(최대 q)을 경험했다.로켓의 동적 압력은 공기 밀도와 상대 속도의 제곱에 따라 달라진다.속도는 계속 증가하지만, 공기 밀도는 고도에 따라 매우 빠르게 감소하여 동적 압력이 max q 이하로 떨어진다.[69]

S-IC 비행 중 가속도는 세 가지 이유로 증가하였다.첫째, 가속도를 높이면 엔진의 추진체 압력이 높아져 유속이 다소 높아졌다.이러한 피드백 효과가 종종 포고라고 불리는 바람직하지 않은 추력 진동을 초래했음에도 불구하고 이것은 가장 덜 중요한 요소였다.둘째, 보다 얇은 공기 F-1 엔진 효율로 상승하면서 모든 로켓의 특성이 크게 높아졌다.패드에 장착된 엔진 5개를 합친 추진력은 약 750만 파운드(33MN)로 고도에서는 약 900만 파운드(40MN)에 달했다.셋째, 그리고 가장 중요한 것은 로켓의 질량이 급격히 감소했다는 것이다.[69]

S-IC에만 있는 추진체는 토성V의 전체 발사 질량의 약 4분의 3을 차지했고, 초당 1만3000kg(170만lb/min)에 소비됐다.뉴턴의 두 번째 운동 법칙은 힘은 질량에 가속도를 곱한 것과 같거나, 똑같이 가속도는 질량으로 나눈 힘과 같기 때문에 질량이 감소하고(그리고 힘이 다소 증가함에 따라) 가속도가 상승했다고 명시하고 있다.중력을 포함하면 발사 가속은 고작이었다. 1+1⁄4g, 즉 우주비행사들은 1+1⁄4g을 느꼈고, 로켓은 수직으로 1⁄4g으로 가속했다.로켓의 질량이 급격히 떨어지면서 T+135초에는 중력을 포함한 총 가속도가 4g 가까이 증가했다.이때 가속도가 4g 이상으로 높아지는 것을 막기 위해 인보드(중앙) 엔진을 셧다운했다.[69]

흡입기 조립체에서 산화제 또는 연료 고갈이 감지되면 나머지 4개의 선외기 엔진이 정지되었다.1단계 분리는 이 후 1초도 채 안 돼 발생했고 F-1 추력 꼬리탈출을 허용했다.소형 고체 연료 분리 모터 8개가 S-IC를 나머지 차량으로부터 약 42마일(67km)의 고도에서 지지했다.1단계는 약 68마일(109km)의 고도까지 탄도학적으로 계속됐다가 약 350마일(560km)의 하류로 대서양에 떨어졌다.[69]

아폴로 망원경 마운트의 손상을 피하기 위해 스카이랩 발사를 위해 엔진 정지 절차를 변경했다.선외기 엔진 4개를 한꺼번에 모두 끄기보다는 피크 가속도를 더 줄이기 위해 지연과 함께 한번에 2개씩 셧다운했다.[69]

S-II 순서

아폴로 6호기가 추락하고 있다.S-II 단계의 엔진 배기가스는 스테이지 사이에 충격을 가하면서 빛을 발한다.

S-IC 분리 후 S-II 2단계는 6분간 연소해 궤도 속도에 가까운 109마일(175km)과 15,647mph(25,181km/h)까지 비행을 추진했다.[71]

처음 두 번의 나사 없는 발사는 S-II 단계를 가속화하기 위해 8개의 고체 연료 풀리지 모터에 4초간 점화했고, 이어서 J-2 엔진 5개가 점화되었다.처음 7명의 승무원이 탑승한 아폴로호의 경우 S-II에는 4대의 풀리지 모터만 사용되었고, 마지막 4번의 발사를 위해 완전히 제거되었다.1단 분리 후 약 30초 후에 2단으로부터 무대간 링이 떨어졌다.이것은 선외기 J-2 엔진에서 불과 3피트 3인치(1m) 떨어진 곳에 있는 중간 단계가 그들을 치지 않고 깨끗하게 떨어지도록 관성적으로 고정된 자세(중력 중심 주변 방향)로 수행되었다. 그 중간 단계가 S-IC에 부착되어 있다면 J-2 엔진 중 두 개를 손상시킬 가능성이 있기 때문이다.단계간 분리 직후 발사 탈출 시스템도 폐기되었다.[71]

2단계 점화 후 약 38초 후에 토성 V는 사전 프로그래밍된 궤도에서 "폐쇄 루프" 또는 반복 유도 모드로 전환되었다.그 계기 장치는 이제 목표 궤도를 향해 가장 연료 효율이 높은 궤적을 실시간으로 계산했다.계기부대가 고장 나면 승무원들은 토성의 제어장치를 명령 모듈의 컴퓨터로 전환하거나 수동제어를 하거나 비행을 중단할 수 있었다.[71]

2단 컷오프 90초 전쯤에는 종방향 포고 진동을 줄이기 위해 중앙 엔진이 셧다운되었다.이 무렵 LOX 유량이 감소해 두 추진체의 혼합비율이 바뀌었고, 2단 비행이 끝날 때 탱크에 가능한 한 적은 추진체가 남아 있을 것으로 확신했다.이것은 미리 정해진 델타-V에서 이루어졌다.[71]

각 S-II 추진제 탱크 하단에 있는 5개의 레벨 센서가 S-II 비행 중에 무장되어 있어, 어느 2개라도 S-II 컷오프를 촉발하고 그들이 발각되었을 때 스테이징할 수 있었다.2단계가 끊긴 지 1초 후 분리되었고 몇 초 후 3단계가 점화되었다.S-IVB로부터 후진하기 위해 S-II 상단의 중간 단계에 장착된 고체 연료 레트로켓.S-II는 발사장에서 약 4,200km 떨어진 곳에 영향을 미쳤다.[71]

아폴로 13호 임무에서 선내 엔진은 중대한 포고 진동으로 인해 조기 자동 차단되었다.충분한 속도에 도달하기 위해 나머지 4개의 엔진은 계획보다 오랫동안 활성 상태로 유지되었다.초기 엔진 5 컷오프는 g-포스(g-force)를 줄이기 위해 남아 있었지만, 이를 피하기 위해 나중에 아폴로 임무에 포고 억제기를 장착했다.[65]

S-IVB 시퀀스

아폴로 17 S-IVB 로켓 기지, 달 모듈과의 배치 및 도킹 직후

S-IC와 S-II의 2면 분리와는 달리 S-III와 S-IVB 단계는 한 단계로 분리되었다.비록 3단계의 일부로 건설되었지만, 2단계의 중간단계는 여전히 붙어 있었다.[9]

대표적인 달 탐사선인 아폴로 11호에서 3단계가 약 2.5분간 연소해 11분 40초 만에 첫 컷오프됐다.이 지점에서 그것은 1,645.61마일(2,648.35km)의 하행선이었고, 118마일(190km)의 고도와 17,432마일(28,054km/h)의 속도에서 주차 궤도에 있었다.3단계는 우주비행사와 관제사가 반투명 주사(TLI)를 준비하는 동안 지구 궤도를 1회 반 도는 동안 우주선에 붙어 있었다.[9]

이 주차궤도는 지구궤도 기준으로는 상당히 낮았고, 공기역학적 드래그 때문에 수명이 짧았을 것이다.원근법을 위해 현재 ISS는 약 400km의 고도에서 공전하며, 대략 한 달에 한 번 재기동을 요구한다.이것은 주차 궤도에서의 체류 시간이 짧기 때문에 달 임무에 문제가 되지 않았다.S-IVB는 또 추진체가 탱크에 안착되도록 하고 추진체 공급 라인에 기체 충치가 형성되는 것을 막기 위해 기체 수소를 분출해 낮은 수준에서 계속 추진력을 발휘했다.이 배기는 또한 액체 수소가 연료 탱크에서 증발하면서 안전한 압력을 유지했다.이 분출 추력은 공기역학적 드래그를 쉽게 능가했다.

마지막 세 번의 아폴로 항공기의 경우, 임시 주차 궤도는 이러한 임무의 탑재량을 증가시키기 위해 더 낮았다(약 107마일 또는 172km).아폴로 9호의 지구 궤도 임무는 아폴로 11호와 일치하는 공칭궤도로 발사되었지만, 이 우주선은 10일간의 임무를 지속할 수 있을 만큼 그 위험을 높이 들어 올리기 위해 그들만의 엔진을 사용할 수 있었다.스카이랩은 꽤 다른 궤도로 발사되었는데, 270마일(434km)의 페리지가 6년 동안 유지되었고, 적도에 대한 기울기도 더 높았다(아폴로의 경우 50도 대 32.5도).[9]

달 모듈 시퀀스

아폴로 11호에서 TLI는 발사 2시간 44분 만에 도착했다.S-IVB는 거의 6분 동안 연소되어 우주선은 지구의 탈출속도가 40,319km/h(2,053mph)에 가까운 속도로 비행했다.이것은 달 궤도로 에너지 효율이 높은 이전을 가능하게 했고, 달은 최소의 CSM 연료 소비량으로 우주선을 포착하는데 도움을 주었다.[9]

TLI 이후 약 40분 뒤 3단계에서 분리된 아폴로 사령부와 서비스 모듈(CSM)이 180도 방향을 틀었고, 발사 중 CSM 아래로 탄 달 착륙선(LM)과 도킹했다.CSM과 LM은 50분 후 3단계에서 분리되었다.이 과정을 Transposition, Docking, fraction이라고 한다.[9]

우주선과 같은 궤적을 유지하려면 S-IVB가 충돌 위험을 제시할 수 있었으므로 남은 추진체를 배출하고 보조 추진장치를 발사해 멀리 이동시켰다.아폴로 13호 이전의 달 임무에서, S-IVB는 달이 지구 탈출 속도를 넘어 태양 궤도로 발사되도록 궤도에서 달의 후행 가장자리를 향하게 했다.아폴로 13호 이후부터 관제사들은 S-IVB가 달을 치도록 지시했다.[72]이전의 임무에 의해 남겨진 지진계는 그 영향을 감지했고, 그 정보는 달의 내부 구조를 지도하는데 도움을 주었다.[73]

스카이랩 시퀀스

주요 기사:스카이랩

1965년, 아폴로 하드웨어를 사용하여 수행될 수 있는 과학 임무를 조사하기 위해 아폴로 어플리케이션 프로그램(AAP)이 만들어졌다.대부분의 계획은 우주 정거장의 아이디어에 초점을 맞췄다.Wernher von Braun의 초기(1964) 계획은 사용된 S-II 새턴 V 2단계가 궤도로 발사되어 우주에 배치되는 "습관 작업장" 개념을 채택했다.이듬해 AAP는 토성 IB 2단계를 이용하여 더 작은 관측소를 연구했다.1969년까지 아폴로 자금 감축으로 아폴로 하드웨어 조달 가능성이 사라졌고, 사실 일부 후기 달 착륙 항공편의 취소를 강요했다.이로써 최소한 한 개의 새턴 V를 해방시켜 습식 작업장을 "건식 작업장" 개념으로 대체할 수 있게 되었다. 즉, 스테이션(현재는 스카이랩으로 알려져 있음)은 잉여 새턴 IB 2단계에서 지상에 건설되어 새턴 V의 처음 두 개의 라이브 스테이지 위에서 발사될 것이다.[74]토성 V 3단으로 건설된 예비 스테이션이 건설되어 현재 국립 항공 우주 박물관에 전시되고 있다.[75]

스카이랩은 아폴로 달 착륙 프로그램과 직접 관련이 없는 유일한 발사였다.아폴로 구성에서 토성 V에 대한 유일하게 중요한 변화는 S-II를 일부 수정하여 스카이랩 페이로드의 지구 궤도에 삽입하기 위한 단자 단계 역할을 하고 엔진 컷오프 후 과다한 추진체를 배출하여 사용 후 궤도가 파열되지 않도록 하는 것이었다.S-II는 거의 2년 동안 궤도에 머물다가 1975년 1월 11일 통제되지 않은 재진입에 성공했다.[76]

1973년 5월 25일부터 1974년 2월 8일까지 스카이랩에는 세 명의 승무원이 탑승해 살았다.[77]스카이랩은 1979년 7월 11일까지 궤도에 머물렀다.[78]

아폴로 후 제안

토성-셔틀 개념

아폴로 이후, 토성 V호는 330 킬로그램(730 lb)의 로봇 탐사선인 프로스펙터의 주요 발사체가 될 계획이었는데, 이는 소련의 루노크호드 탐사선 루노크호드 1호와 루노크호드 [79]2호, 보이저 화성 탐사선, 그리고 보이저 행성간 탐사선의 축소판과 유사하다.[80]그것은 또한 핵로켓 스테이지 리프트 시험 프로그램과 후기 NEVA의 일부 버전을 위한 발사체였다.[81]계획된 이러한 새턴 V의 모든 사용은 취소되었고 비용이 주요 요인이 되었다.미국항공우주국(NASA) 랭글리 국장을 지낸 에드거 코트라이트 씨는 수십 년 후 "JPL은 결코 이 큰 접근법을 좋아하지 않았다"고 말했다.그들은 항상 그것에 반대했다.나는 아마도 토성 V를 사용하는 데 있어서 주도적인 지지자였을 것이다. 그리고 나는 졌다.아마 내가 진 것이 매우 현명할 겁니다."[80]

취소된 2차 생산 런인 새턴 Vs는 1단계에서 F-1A 엔진을 사용했을 가능성이 매우 높아 실질적인 성능 향상을 제공했을 것이다.다른 가능한 변화로는 핀 제거(체중과 비교할 때 거의 도움이 되지 않는 것으로 판명됨), 보다 강력한 F-1A를 지지하기 위해 늘어난 S-IC 1단계, 상위 단계에는 J-2s 또는 M-1을 상향 조정했을 것이다.[82]

A number of alternate Saturn vehicles were proposed based on the Saturn V, ranging from the Saturn INT-20 with an S-IVB stage and interstage mounted directly onto an S-IC stage, through to the Saturn V-23(L) which would not only have five F-1 engines in the first stage, but also four strap-on boosters with two F-1 engines each: giving a total of th10대의 F-1 엔진들이 [83]발사

제2의 새턴 V 생산의 부재로 이 계획은 실패했고 미국을 떠나 초중량급 발사체가 없었다.미국 우주계 일각에서는 지속적인 생산이 미국과 러시아의 도킹 항구와 함께 스카이랩이나 미르 구성을 사용하는 국제우주정거장을 불과 몇 번의 발사만으로 해제할 수 있게 해줬을 것이라 안타까워하기도 했다.[84]토성-셔틀 개념은 또한 1986년 챌린저호 사고를 궁극적으로 촉발시킨 우주왕복선 고체 로켓 부스터를 없앴을 것이다.[85]

비용

1964년부터 1973년까지 총 64억1700만 달러(2020년 354억 달러 상당)[86]가 새턴 V의 연구개발과 비행에 충당되었고, 최대액은 1966년 12억 달러(2020년 74억6000만 달러 상당)로 책정되었다.[1]같은 해 나사는 당시 미국 국내총생산(GDP)의 약 0.5%인 45억 달러의 최대 예산을 받았다.[86]

두명은 지난 3아폴로 계획의 취소를 위한 가장 큰 이유의 토성 V베트남 전쟁에 그 무거운 투자는 시간 프레임에서 1969년 사이에서달러 185,000,000달러 189,000,000,용 새턴 5호 아폴로 임무를 추가 비용부터 1971년까지 미국에서 돈과 자원을 증가한 양을 요구하는 것을 계속하고.1][2]그 중 1억 1천만 달러가 차량[87] 생산에 사용되었다(2020년에는 10억 2천만 달러–10억 4천만 달러).[86]

제안된 후계자

참고 항목: M-1(로켓 엔진), NERSA, Sea Dragon(로켓), Ares V 및 우주 발사 시스템

포스트 아폴로

토성 V, 셔틀, 아레스 I, 아레스 V, 아레스 I, 아레스 I, 아레스 IV, SLS 블록 1의 비교

1950년대 후반부터 1980년대 초반까지 토성 V보다 큰 로켓에 대한 미국의 제안은 일반적으로 노바라고 불렸다.30개가 넘는 다른 대형 로켓 제안들이 노바라는 이름을 가지고 있었지만, 하나도 개발되지 않았다.[88]

베른헤르 폰 브라운 등에도 토성 C-8과 같은 1단계에서 8개의 F-1 엔진을 탑재해 달로 직진할 수 있는 로켓 계획이 있었다.토성 V에 대한 다른 계획들은 센타우르스를 상부 스테이지로 사용하거나 스트랩온 부스터를 추가하는 것을 요구했다.이러한 향상으로 큰 로봇 우주선이 외부 행성에 발사되거나 우주비행사를 화성으로 보낼 수 있게 되었다.분석된 다른 새턴 V 파생 모델에는 "수정된 발사 차량"의 새턴 MLV 제품군이 포함되었는데, 이 제품군은 표준 새턴 V의 페이로드 리프트 능력을 거의 두 배 증가시켰을 것이며 1980년까지 화성에 대한 제안된 임무에 사용하기 위한 것이었다.[89]

1968년 보잉은 또 다른 새턴-V 파생 모델인 새턴 C-5N을 연구했는데, 이 모델에는 차량의 3단계를 위한 핵 열로켓 엔진이 포함되어 있었다.[90]토성 C-5N은 행성간 우주 비행을 위해 상당히 많은 탑재물을 운반할 것이다.모든 새턴 V ELV와 함께 핵 엔진에 대한 작업은 1973년에 끝났다.[91][92]

혜성 HLLV는 우주탐사 이니셔티브에 따라 1992년부터 1993년까지 설계 단계에 있었던 1월 초소 프로그램을 위해 고안된 거대한 중형 발사체였다.그것은 두 배 이상의 탑재 능력을 가진 토성 V 유도 발사 차량이었고, 기존 기술에 완전히 의존했을 것이다.모든 엔진은 아폴로호의 현대화된 버전이었고 연료 탱크는 늘어나게 될 것이다.그것의 주요 목표는 첫 달 전초기지와 미래의 화성 탐사 임무를 지원하는 것이었다.최대한 저렴하고 조작이 용이하도록 설계됐다.[93]

아레스 가문

2006년, 제안된 Constellation 프로그램의 일환으로, NASA는 기존의 우주왕복선과 새턴 V 하드웨어 및 인프라를 사용하는 두 개의 우주왕복선 파생 발사 차량인 Ares I와 Ares V를 건설할 계획을 발표했다.두 로켓은 각기 다른 임무에 대해 각 차량, 승무원 발사는 아레스 1호, 화물 발사는 아레스 V호를 특화해 안전성을 높이려는 의도였다.[94]토성 V에 경의를 표하여 명명된 헤비 리프트 아레스 V의 원래 디자인은 높이가 360피트(110m)로, 우주왕복선 외부 탱크를 기반으로 한 코어 무대가 특징이며, 직경은 28피트(8.4m)이다.그것은 5대의 RS-25와 2대의 5개의 세그먼트 우주왕복선 고체 로켓 부스터(SRB)로 구동될 예정이었다.설계가 진화하면서 RS-25 엔진은 델타 IV에 사용된 것과 동일한 엔진인 5대의 RS-68 엔진으로 대체되었다.RS-68의 낮은 효율은 토성 V의 S-IC 및 S-II 단계와 동일한 직경인 33피트(10m)까지 코어 단계 직경을 증가시키도록 요구했지만, RS-25에서 RS-68로의 전환은 후자가 RS-25보다 저렴하고 제조가 간편하며 더 강력하기 때문에 비용을 줄이기 위한 것이었다.[94]

2008년에 NASA는 다시 아레스 V를 재설계하여 코어 스테이지를 연장하고, 6개의 RS-68 엔진을 추가하였으며, SRB를 각각 5.5개의 세그먼트로 늘렸다.[95]이 차량은 높이가 381피트(116m)나 되었을 것이고 리프토프에서 총 추력 약 8,900,000파운드힘(40MN)을 생산했을 것이다. 새턴 V나 소비에트 에네르기아보다 많았지만 소련 N-1보다는 작았다.약 40만 파운드(180 t)를 궤도에 올릴 것으로 예상된 아레스 V는 탑재량에서 토성 V를 능가했을 것이다.상위 단계인 Earth Department Stage는 J-2 엔진의 보다 발전된 버전인 J-2X를 활용했을 것이다.아레스 V는 알테어 달 착륙 차량을 낮은 지구 궤도에 올려놓았을 것이다.아레스 1호에 실린 오리온 승무원 차량은 알테어와 도킹했을 것이고, 지구 출발 무대는 이 복합 스택을 달로 보낼 것이다.[96]

스페이스 론치 시스템

주요기사 : 우주발사체

Constellation 프로그램(따라서 아레스 I 및 아레스 V)이 취소된 후, NASA는 낮은 지구 궤도 우주 탐사를 넘어설 수 있는 우주 발사 시스템(SLS) 중력 상승 발사체를 발표했다.[97]원래 아레스 V 개념과 유사한 SLS는 4개의 RS-25 엔진과 2개의 5개 세그먼트 SRB로 구동된다.블록 1의 구성은 약 20만 9천 파운드(95 t)를 LEO에 들어올릴 것이다.블록 1B는 4개의 RL10 엔진으로 구동되는 탐사 어퍼 스테이지(Eprove Upper Stage)를 추가해 탑재 용량을 늘린다.최종적으로는 블록 2의 변형 모델이 고급 부스터로 업그레이드되어 LEO 탑재량이 최소 29만 파운드(130 t)로 증가한다.[98]

고급 부스터에 대한 한 제안은 새턴 V의 F-1, F-1B의 파생 모델을 사용하며, LEO에 대한 SLS 페이로드(payload)를 약 33만 파운드(150 t)로 증가시킬 것이다.[99]F-1B는 F-1보다 구체적인 임펄스가 좋고, 연소실이 단순화되고 엔진 부품이 적으며, 해발고도에서 180만 lbf(8.0 MN)의 추력을 생성하는 동시에 성숙한 아폴로 15 F-1 [100]엔진에 의해 달성된 약 155만 lbf(6.9 MN)의 추력을 생산한다.

새턴 V 디스플레이

  • 헌츠빌에 있는 미국 우주 로켓 센터의 두 명:
    • SA-500D는 S-IC-D, S-II-F/D, S-IVB-D로 구성된 수평 디스플레이에 있다.이것들은 모두 비행을 위한 것이 아닌 시험 단계였다.이 차량은 1969년부터 2007년까지 야외에서 전시되었다가 복원되었고, 현재는 우주 탐사를 위한 데이비드슨 센터에 전시되어 있다.
    • 인접한 지역에 위치한 1999년에 제작된 수직 디스플레이(리플리카)[101]
  • 존슨 우주 센터의 1단계는 SA-514에서 1단계, 2단계는 SA-515에서, 3단계는 SA-513에서 3단계(Skylab 워크샵에서 비행을 위해 교체)로 구성되었다.1977년에서 1979년 사이에 무대가 도착하면서, 이것은 2005년 그 주변에 보호를 위해 구조물이 세워질 때까지 공개되었다.이것은 토성이 발사될 계획인 단계들로 완전히 구성된 유일한 디스플레이 토성이다.[102]
  • 하나는 S-IC-T(테스트 스테이지)로 구성된 케네디 우주센터 방문객 콤플렉스에 있으며, SA-514부터 2단계와 3단계.[103]수십 년 동안 야외에 전시되었다가 1996년에 아폴로/토탄 V 센터의 요소들로부터 보호하기 위해 동봉되었다.[104]
  • SA-515의 S-IC 무대는 미시시피주 인피니티 사이언스 센터에 전시되어 있다.[105]
  • SA-515의 S-IVB 무대는 스카이랩의 백업용으로 개조되어 워싱턴 D.C.에 있는 국립항공우주박물관에 전시되어 있다.[106]

폐기된 단계

2002년 9월 3일, 천문학자인 빌 영이 소행성으로 추정되는 소행성을 발견했는데, 이 소행성에는 J002E3라는 발견 이름이 붙여졌다.그것은 지구 궤도에 있는 것으로 보였으며, 곧 스펙트럼 분석에서 토성 V에 사용된 페인트의 주요 성분인 흰색 이산화티타늄으로 덮인 것이 발견되었다.궤도 매개변수의 계산은 아폴로 12 S-IVB 단계로 잠정적인 식별으로 이어졌다.[107]우주관제사들은 아폴로 12호의 S-IVB를 아폴로 우주선과 분리해 태양궤도로 보낼 계획이었으나 화상이 너무 오래 지속돼 달까지 충분히 가까이 보내지 않아 지구와 달 주위를 거의 안정되지 않은 궤도에 머물렀다.1971년 일련의 중력 동요를 통해 태양 궤도에 진입했다가 31년 후 약하게 포착된 지구 궤도로 되돌아온 것으로 추정된다.그것은 2003년 6월에 다시 지구 궤도를 떠났다.[108]

참고 항목

메모들

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  4. ^ a b 기기 장치 포함

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참고 문헌 목록