Уникальность этого сооружения заключается не только в его абсолютных размерах, но и в масштабности проводившихся работ. Создание ракеты вызвало к жизни множество разнообразных новинок в принципах самого замысла, в силовой конструкции, в двигательной части, в технологии, в системе управления, в способах испытания, освоения и доводки, в стартовой подготовке, контроле и во многих областях, соприкасающихся с ракетной техникой.
Для такой сложной и ответственной ракеты, как Saturn V, процесс отладки и доводки был бы более длительным и дорогостоящим, если бы проектанты не пошли на создание двух предварительных вариантов двухступенчатых ракет Saturn I и Saturn IB. Таким образом, под индексом Saturn понимается не только носитель для корабля Apollo, а серия из трех типов ракет. Модификация Saturn IB приобрела и самостоятельное значение, как носитель для выведения на низкую орбиту меньших по весу кораблей.
Трехступенчатый моноблок с поперечным делением ступеней, с ЖРД на низкокипящих и криогенных компонентах топлива.
- Тип старта — вертикальный с наземной пусковой платформы.
- В состав Saturn V входит три ракетных блока S-I, S-II, S-IVB.
- Полезной нагрузкой являлся головной блок — космический корабль Apollo.
- Полезная нагрузка — 74783 кг.
- Высота ракеты Saturn V c космическим кораблем Apollo и САС — 110,95 метров.
- Стартовая масса ~2900 т.
- Масса полезного груза ~137 т.
В конструкции всех отсеков основным конструкционным материалом служит высокопрочный алюминиевый сплав.
Первая ступень (ракетный блок S-I или S-IС) имеет 5 двигателей F-1 суммарной тягой на старте 3470 тс. Время работы двигателей 150 с, они выводят PH на высоту 62 км, сообщая ей скорость 9850 км/ч.
Блок первой ступени ракеты имеет весьма внушительные размеры — 42,5 м в длину и 10,1 м в диаметре.
В бак окислителя заливается 1400 т (1310000 литров) жидкого кислорода, а в бак горючего — 600 т (786500 литров) керосина марки RP-1.
- Изготовитель ступени — фирма Boeing.
- Максимальный диаметр — 13 м.
- Стартовая масса — 2145 т.
- Масса конструкции — 127 т.
Корпус ракетного блока состоит из пяти отсеков: 1) переходный; 2) бак окислителя; 3) межбаковый отсек; 4) бак горючего; 5) хвостовой отсек.
Баки окислителя и горючего несущие, по конструкции аналогичны. Их обечайки изготовлялись фрезерованием из плит с исходной толщиной 51 мм и имели продольные подкрепляющие ребра (стрингеры). Шпангоуты баков выполняют не только силовые функции, но являются одновременно гасителями колебаний. На днищах баков имеюся крестообразные перегородки, предупреждающие образование вихревого всасывания компонентов топлива в двигатель.
Бак окислителя состоит из переднего и заднего днищ эллиптической формы и цилиндрической обечайки, соединенных между собой шпангоутами специального профиля. Для равномерного распределения нагрузок от двигателей обшивка бака выполнена переменной толщины.
Наддув баков осуществляется гелием, который в жидком состоянии хранится в баллонах, размещенных в баке окислителя. Наддув кислородного бака гелием производится только на старте. Далее используется кислород, который отбирается из магистрали высокого давления и газифицируется в теплообменнике.
В средней части корпуса первой ступени — межбаковый отсек, как и у многих других ракет, используется для размещения аппаратуры.
Хвостовой отсек (ХО) служит для размещения двигательной установки, представляет собой подкрепленную цилиндрическую оболочку, усиленную на торце кольцевым шпангоутом, в плоскости которого расположена крестообразная рама. Торцевой шпангоут имеет четыре узла, которые служат опорными силовыми элементами ракеты на стартовом столе.
ХО имеет конические обтекатели, которые предохраняют периферийные двигатели от аэродинамических воздействий. Снизу отсек закрыт экраном, предохраняющим арматуру двигательной установки от нагрева в полете.
Нижняя часть ХО, изготовленная из титана и нержавеющей стали, имеет экран, защищающий ТНА и арматуру двигателей от чрезмерного нагрева со стороны истекающих газов.
Четыре поверхности хвостового оперения (стабилизатора) обеспечивают устойчивость ракеты на активном участке полета при максимальном скоростном напоре.
Ступень S-IС имеет пять быстроразъемных соединений (отрывных плат). На передней расположены отрывные разъемы кабельной сети системы телеметрии, трубопроводов кондиционирования воздуха и вспомогательной пневмомагистрали. На плате межбакового отсека крепятся разъемы главных трубопроводов окислителя. Три нижние платы несут разъемы магистрали горючего, дренажной магистрали окислителя, трубопроводов различных наземных систем. Передняя и межбаковая платы расстыковываются и убираются до включения ЖРД F-1. Три нижние отрываются при старте ракеты.
Система управления ступени S-IС включает в себя систему управления вектором тяги, систему гидроприводов и регулирующую аппаратуру.
Рабочей жидкостью гидравлической системы является основное горючее, отбираемое из сети высокого давления.
Двигательная установка первой ступени скомплектована из пяти однокамерных двигателей Rocketdyne F-1, каждый из которых имеет собственный турбонасосный агрегат (ТНА) и собственные топливные магистрали. Таким образом, через бак горючего проходит не одна тоннельная труба, как обычно, а пять, и внутри каждой из них проложена магистраль окислителя. Центральный двигатель укреплен неподвижно на крестообразной раме, а четыре периферийных — на карданах, связанных с той же рамой. Каждый из периферийных двигателей F-1 имеет по две рулевые гидравлические машинки, рабочей жидкостью для которых служит основное горючее, отбираемое из магистрали высокого давления, и может отклоняться на небольшой угол от оси ракеты в двух плоскостях, обеспечивая управление ракетой. В случае отказа какого-либо двигателя возникает аварийная ситуация, но управляемость ракетой сохраняется.
ТНА каждого двигателя укреплен непосредственно на самой камере и поворачивается вместе с нею. Этим достигнута компактность монтажа, а главное, позволило избежать подвижных сочленений в трубопроводах, находящихся под высоким давлением.
Контракт на разработку и изготовление ЖРД F-1 с фирмой North American Rockwell, Rocketdyne был заключен 19 января 1959 года.
Параметры двигателя, ставшего самым мощным в мире среди однокамерных (тяга в вакууме — 720 тонн), определялись в первую очередь тем, что его нужно было изготовить, испытать и довести до нужного уровня надежности в заданные сроки.
- Тяга двигателя на уровне моря, тс — 691±1,5%.
- Удельный импульс на уровне моря — 263 с.
- Давление в камере сгорания — 63…65 кг/см2 .
- Температура газов в камере сгорания — 30000 С.
- Высота двигателя — 5,49 м.
- Диаметр двигателя — 3,66 м.
- Масса двигателя — 8200…10200 кг.
