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Saturn V

Stadi

Tranne che per uno dei suoi voli, il razzo Saturn V fu sempre composto in tre stadi (S-IC, S-II e S-IVB) e una zona dedicata alla strumentazione di controllo. Tutti e tre gli stati utilizzavano l'ossigeno liquido (LOX) come ossidante. Come propellente, inoltre, il primo stadio utilizzava Cherosene (RP-1), mentre il secondo e il terzo idrogeno liquido (LH2). I tre stadi furono anche dotati di piccoli motori a combustibile solido, utilizzati per dare una spinta aggiuntiva della durata di pochi secondi al razzo per favorire la separazione degli stadi durante il lancio e garantire che i propellenti liquidi fossero sempre in fondo ai sebatoi in modo da avere un corretto funzionamento delle pompe. Gli stadi furono sviluppati da diversi appaltatori per conto della NASA.

Stadio S-IC

  Lo stesso argomento in dettaglio: S-IC.

 

Il primo stadio del Saturn V per la missione Apollo 8 viene messo in posizione verticale all'interno del Vehicle Assembly Building, il 1° febbraio 1968.

Lo stadio S-IC fu costruito dalla Boeing presso il Michoud Assembly Center a New Orleans, dove ora viene costruito il serbatoio esterno dello Space Shuttle. Come per la maggior parte degli stadi dei razzi, quasi tutta la massa delle 2.000 tonnellate al decollo era costituita dal propellente, in questo caso il cherosene RP-1 e l'ossigeno liquido.

Lo stadio era alto 42 metri per 10 metri di diametro e forniva una spinta di 3.500 tonnellate per le prime 61 miglia di salita^[1].

I cinque motori F-1, di cui era dotato, possedevano una dislocazione a croce. Il motore centrale era fisso, mentre i quattro più esterni erano in grado di ruotare, grazie a dei martinetto idraulici, allo scopo di guidare il razzo.

Stadio S-II

  Lo stesso argomento in dettaglio: S-II.

Lo stadio S-II era costruito dalla North American Aviation a Sea Beach, in California. Come propellente utilizzava ossigeno e idrogeno liquidi e i suoi cinque motori J-2 avevano una disposizione simile a quelli di S-IC. Il secondo stadio era utilizzato per accellerare il Saturn V attraverso gli strati superiori dell'atmosfera, grazie a 5 MN di spinta. A carico completo, il 97% del peso era dato dal propellente^[2].

Invece di avere una struttura propria posta tra i due serbatoi di propellente, come la S-IC, S-II ne possedeva una di di base comune tra il fondo del serbatoio del LOX e la parte superiore del serbatoio di LH2. La separazione era realizzata grazia a due fogli di alluminio realizzati in una struttura a nido d'ape. Essa era in grado di fornire un isolamento termico tra i due serbatoi ceh possedevano una differenza di temperatura di 70 °C.

Stadio S-IVB

  Lo stesso argomento in dettaglio: S-IVB.

 

Separazione di un interstadio (Apollo 6)

Lo stadio S-IVB era prodotto dalla Douglas Aircraft Company a Huntington Beach, in California. Possedeva un motore J-2 che utilizzava lo stesso propellente di S-II. L'S-IVB possedeva inoltre anche una struttura di base comune per separare i due serbatoi. Questo stadio veniva utilizzato due volte nel corso di una missione lunare, la prima volta in orbita dopo aver finito l'utilizzo del secondo stadio e poi veniva acceso una seconda volta per inserire il complesso in una traiettoria di inserzione lunare (Trans Lunar Injection o TLI).

Due sistemi di propulsione ausiliaria a combustibili liquidi venivano utilizzati per in controllo di assetto durante il passaggio dall'orbita parcheggio alla traiettoria di inserzione lunare. I due sistemi ausiliai erano anche utilizzati per garantire un corretto posizionamento dei propellenti prima della seconda accensione^[3].

L'S-IVB era l'unico stadio del razzo Saturn V abbastanza piccolo da essere trasportato per via aerea, in questo caso grazie al Super Guppy.

Strumentazione di controllo

 

La zona per la strumentazione di controllo del Saturn V di Apollo 4.

L'apparecchiatura di controllo, prodotto da IBM, era posizionata al di sopra del terzo stadio. Questa era realizzata presso il E 'stato condotto presso il Space System Center di Huntsville. Il computer di bordo controllava le operazioni da prima del decollo fino al termine dell'accensione del S-IVB. Qui era incluso tutti i sistemi di guida inerziale e di telemetria. Grazie alla misurazione dell'Accelerazione e all'altitudine raggiunta dal razzo, era possibile calcolare la posizione e la velocità del razzo e approntare le corrette modifiche di traiettoria.

Sicurezza

Nel caso che si fosse verificato un guasto che avesse richiesto la distruzione del razzo, il capo della sicurezza poteva inviare un segnale per far esplodere le cariche di esplosivo collocate al di fuori del razzo stesso. Ciò avrebbe creato delle rotture nei serbatoi di propellente per consentire al combustibile di disperdersi rapidamente. In questo caso l'equipaggio avrebbe potuto abbandonare il lanciatore grazie al Launch Escape System e portarsi a distanza di sicurezza per poi effettuare un ammaraggio di emergenza. Dopo aver espulso la torre di salvataggio, le cariche venivano comunque disinnescate.

Riassunto delle missioni

Il programma Apollo ha utilizzato quattro tipi di razzi vettori:

• Little Joe II per voli sub-orbitali senza equipaggio;
• Saturn I per voli sub-orbitali e orbitali senza equipaggio;
• Saturn IB per voli su orbite terrestri con e senza equipaggio;
• Saturn V per voli su orbite terrestri con e senza equipaggio e missioni lunari.

Saturn I senza equipaggio

Missione	Lancio	Tipologia	Risultato della missione
SA-1	27 ottobre 1961	Volo suborbitale	Test per il razzo S-1.
SA-2	25 aprile 1962	Volo suborbitale	Test per il razzo S-1 e trasporto di 109 m³ d'acqua nell'atmosfera superiore per investigare gli effetti delle trasmissioni radio.
SA-3	16 novembre 1962	Volo suborbitale	Come l'SA-2.
SA-4	28 marzo 1963	Volo suborbitale	Verifica degli effetti dell'arresto prematuro del motore.
SA-5	30 aprile 1966	Volo orbitale	Primo volo del secondo stadio.
A-101	28 maggio 1964	Volo orbitale	Testata l'integrità delle strutture del CSM.
A-102	18 settembre 1964	Volo orbitale	Trasporto del primo computer programmabile su un razzo Saturn I; ultimo test di volo.
A-103	16 febbraio 1965	Volo orbitale	Trasporto del satellite Pegasus A.
A-104	25 maggio 1965	Volo orbitale	Trasporto del satellite Pegasus B.
A-105	30 luglio 1965	Volo orbitale	Trasporto del satellite Pegasus C.

Little Joe II senza equipaggio

Missione	Lancio	Tipologia	Risultato della missione
QTV	28 agosto 1963	Volo suborbitale	Primo test per Little Joe II.
A-001	13 maggio 1964	Volo suborbitale	Test fallito per il LES (Launch Escape System).
A-002	8 dicembre 1964	Volo suborbitale	Test fallito per il Max-Q.
A-003	19 maggio 1965	Volo suborbitale	LES: test per la massima altitudine.
A-004	20 gennaio 1966	Volo suborbitale	LES: test per il peso massimo.

Apollo-Saturn IB e Saturn V senza equipaggio

Missione	Lancio	Tipologia	Risultato della missione
AS-201	26 febbraio 1966	Volo suborbitale	Primo test di lancio del razzo Saturn IB.
AS-203	5 luglio 1966	Volo orbitale	Studi sul peso dei serbatoi.
AS-202	25 agosto 1966	Volo suborbitale	Test di volo sub-orbitale del CSM.
Apollo 4	9 novembre 1967	Volo orbitale	Primo test dei propulsori del Saturn V.
Apollo 5	22 gennaio 1968	Volo orbitale	Test dei propulsori del Saturn IB.
Apollo 6	4 aprile 1968	Volo orbitale	Test dei propulsori del Saturn V.

Voli con equipaggio

Patch	Missione	Lancio	Equipaggio	Vettore	Tipologia	Risultato della missione
	AS-204/Apollo 1	Lancio cancellato	Virgil Grissom, Edward White, Roger Chaffee	Saturn IB	Orbita terrestre	Fallimento. mai lanciato: il modulo di comando è andato distrutto in seguito ad un incendio che ha portato alla morte dei tre astronauti, avvenuto il 27 gennaio 1967, durante un test di esercitazione. A seguito della sciagura la missione è stata rinominata Apollo 1.
	Apollo 7	11 ottobre 1968	Walter Schirra, Donn Eisele, Walter Cunningham	Saturn V	Orbita terrestre	Successo. Primo volo umano dell'Apollo e del Saturn IB.
	Apollo 8	21 dicembre 1968	Frank Borman, James Lovell, William Anders	Saturn V	Orbita lunare	Successo. Primo volo umano attorno alla Luna e primo con il Saturn V.
	Apollo 9	3 marzo 1969	James McDivitt, David Scott, Russell Schweickart	Saturn V	Orbita terrestre	Successo. Primo volo umano con il Modulo Lunare (LEM).
	Apollo 10	18 maggio 1969	Thomas Stafford, John Young, Eugene Cernan	Saturn V	Orbita lunare	Successo. Primo volo umano con il Modulo Lunare (LEM) attorno alla Luna.
	Apollo 11	16 luglio 1969	Neil Armstrong, Michael Collins, Edwin Aldrin	Saturn V	Allunaggio	Successo. Primo volo umano atterrato sulla Luna.
File:AP12goodship.png	Apollo 12	14 novembre 1969	Charles Conrad, Richard Gordon, Alan Bean	Saturn V	Allunaggio	Successo. Primo atterraggio preciso sulla Luna.
	Apollo 13	11 aprile 1970	Jim Lovell, Jack Swigert, Fred Haise	Saturn V	Allunaggio	Fallimento[4]. Serbatoio dell'ossigeno esploso durante la rotta per la Luna, allunaggio cancellato, equipaggio salvo.
	Apollo 14	31 gennaio 1971	Alan Shepard, Stuart Roosa, Edgar Mitchell	Saturn V	Allunaggio	Successo. Alan Shepard diventa l'unico astronauta del Mercury a camminare sulla Luna.
	Apollo 15	26 luglio 1971	David Scott, Alfred Worden, James Irwin	Saturn V	Allunaggio	Successo. Prima missione con il veicolo Rover lunare.
	Apollo 16	16 aprile 1972	John Young, Ken Mattingly, Charles Duke	Saturn V	Allunaggio	Successo. Primo atterraggio sugli altipiani lunari.
	Apollo 17	7 dicembre 1972	Eugene Cernan, Ronald Evans, Harrison H. "Jack" Schmitt	Saturn V	Allunaggio	Successo. Ultima missione Apollo verso la Luna, prima missione a cui ha partecipato un astronauta scienziato.

Missioni cancellate

  Lo stesso argomento in dettaglio: Missioni Apollo cancellate.

Missione	Data cancellazione	Equipaggio previsto	Equipaggio di riserva
AS-205	22 dicembre 1966	Wally Schirra, Donn Eisele, Walter Cunningham
Apollo 18	2 settembre 1970	Richard Gordon, Vance D. Brand, Harrison Schmitt
Apollo 19	2 settembre 1970	Fred Haise, Bill Pogue, Gerald Carr
Apollo 20	4 gennaio 1970	Charles Conrad o Stuart Roosa, Paul J. Weitz, Jack Lousma	Stuart Roosa o Edgar Mitchell, Jack Lousma, Don L. Lind

Saturn V
Il primo Saturn V pronto a lanciare l' Apollo 4
Caratteristiche
Dimensioni
Altezza	111 m
Diametro	10 m
Massa	2 800 000 kg circa
Stadi	3 (2 per gli Skylab)
Capacità
Carico utile nelle LEO	127 000 kg (3-stadi) 75 000 kg (2-stadi)
Carico utile per la Luna	47 000 kg
Primo Stadio - S-IC
Motori	5 F-1
Spinta	33,4 MN
Tempo di combustione	150 s
Carburante	RP-1 e O liquido
Secondo Stadio - S-II
Motori	5 J-2
Spinta	5 MN
Tempo di combustione	360 s
Carburante	H e O liquidi
Terzo Stadio - S-IVB
Motori	1 J-2
Spinta	1 MN
Tempo di combustione	165 + 335 s (2 burns)
Carburante	H e O liquidi

Note

1. ^ (EN) Apollo By The Numbers: A Statistical Reference by Richard W. Orloff, su history.nasa.gov, NASA. URL consultato il 17 marzo 2011.
2. ^ Errore nelle note: Errore nell'uso del marcatore <ref>: non è stato indicato alcun testo per il marcatore capcom S-II
3. ^ Errore nelle note: Errore nell'uso del marcatore <ref>: non è stato indicato alcun testo per il marcatore capcom S-IVB
4. ^ Errore nelle note: Errore nell'uso del marcatore <ref>: non è stato indicato alcun testo per il marcatore NASApollo