Saturn V

Saturn V là một phương tiện phóng hạng siêu nặng đã ngừng hoạt động của Hoa Kỳ, được phát triển bởi NASA trong khuông khổ chương trình Apollo nhằm phục vụ mục tiêu đưa con người lên Mặt Trăng. Tên lửa này được thiết kế để chở người, có ba tầng và sử dụng nhiên liệu lỏng. Trong giai đoạn hoạt động từ năm 1967 đến 1973, Saturn V đã thực hiện 9 chuyến bay có người lái lên Mặt Trăng cũng như phóng trạm vũ trụ đầu tiên của Mỹ là Skylab. Saturn V là một trong hai tên lửa duy nhất từng đưa con người vượt ra ngoài quỹ đạo Trái Đất tầm thấp (LEO), cùng với Space Launch System hiện đại. Nó giữ kỷ lục về khả năng tải trọng lớn nhất lên quỹ đạo Trái Đất thấp là 140.000 kg, bao gồm nhiên liệu chưa bị đốt cháy cần thiết để đưa mô-đun chỉ huy và phục vụ Apollo cùng với mô-đun Mặt Trăng tới Mặt Trăng. Là mẫu sản xuất lớn nhất của họ tên lửa Saturn, Saturn V được thiết kế dưới sự chỉ đạo của Wernher von Braun tại Trung tâm Chuyến bay Không gian Marshall, Huntsville, Alabama; các nhà thầu chính cho việc chế tạo tên lửa là Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft Company và IBM. Mười lăm tên lửa đẩy đã được chế tạo, không tính ba tên lửa được sử dụng cho thử nghiệm mặt đất. Tổng cộng có mười ba nhiệm vụ được phóng từ Trung tâm Vũ trụ Kennedy, trong đó chín sứ mệnh đã đưa 24 phi hành gia tới Mặt Trăng từ Apollo 8 tới Apollo 17. Lịch sử Bối cảnh Tháng 9 năm 1945, kỹ sư công nghệ tên lửa người Đức Wernher von Braun đã được đưa, theo hợp đồng, tới Hoa Kỳ trong Chiến dịch chiếc kẹp giấy. Chiến dịch cái kẹp giấy, được ủy quyền bởi Truman, đã đưa hơn 1.600 kỹ sư và kỹ thuật viên tên lửa người Đức từ nước Đức Quốc xã trước đây sau Thế chiến 2 tới Hoa Kỳ để làm việc cho chính phủ Hoa Kỳ. Von Braun, tổng công trình sư tên lửa V-2, được phân công tới Cục Quân khí Lục quân Hoa Kỳ tại Fort Strong, Massachusetts, sau đó là Fort Bliss, Texas. Trong thời gian ở Fort Bliss, von Braun và nhóm của ông không được giao nhiều công việc. Trong vài tháng đầu, người Đức chỉ được cung cấp các xưởng gỗ “thô sơ hoặc cũ kỹ” và không được phép rời Fort Bliss nếu không có hộ tống quân sự. Năm 1950, von Braun nhận xét với Daniel Lang, một phóng viên của The New Yorker, “Tại Peenemünde chúng tôi đã được thỏa sức nghiên cứu nhưng ở đây bạn phải tính từng xu.” Tuy nhiên, ông đã viết sách và các bài báo trên các tạp chí phổ thông, như Collier's. Tình hình thay đổi vào năm 1957, khi Liên Xô phóng Sputnik 1 bằng tên lửa ICBM R-7 Semyorka, vốn là loại có khả năng mang đầu đạn nhiệt hạch tới lãnh thổ Mỹ. Lục quân Hoa Kỳ và chính phủ bắt đầu dành nhiều nỗ lực hơn để đưa người Mỹ vào không gian trước Liên Xô. Lục quân đã tìm đến nhóm của von Braun, những người đã tạo ra loạt tên lửa PGM-19 Jupiter. Tên lửa Juno I đã phóng thành công vệ tinh Explorer 1,vệ tinh đầu tiên của Hoa Kỳ, vào tháng 1 năm 1958. Von Braun coi loạt tên lửa Jupiter là một nguyên mẫu cho tên lửa Saturn sắp được phát triển, và gọi nó là “một Saturn sơ sinh”. Design process Tên lửa đẩy Saturn được đặt theo tên của hành tinh thứ sáu tính từ Mặt Trời, bởi vì thiết kế của các tên lửa Saturn khác nhau phát triển từ các phương tiện Jupiter trước đó, vốn được đặt theo hành tinh thứ năm tính từ Mặt Trời. Between 1960 and 1962, theTrong giai đoạn từ năm 1960 đến 1962, Marshall Space Flight Center (MSFC) đã thiết kế một loạt tên lửa Saturn có thể được triển khai cho các nhiệm vụ quỹ đạo Trái Đất và Mặt Trăng. NASA dự định sử dụng một phương tiện Saturn như một phần của phương pháp gặp nhau trên quỹ đạo Trái Đất (EOR) cho sứ mệnh Mặt Trăng. Việc phát triển tên lửa Saturn C-3 vừa mới bắt đầu thì MSFC đã lên kế hoạch cho một tên lửa còn lớn hơn, Saturn C-4, loại sẽ sử dụng bốn động cơ F-1 ở tầng thứ nhất và năm động cơ J-2 ở tầng thứ hai. ngày 25 tháng 1 năm 1962, NASA đã phê duyệt việc chế tạo C-5. Tên lửa ba tầng này sẽ bao gồm tầng thứ nhất S-IC với năm động cơ F-1; tầng thứ hai S-II với năm động cơ J-2; và tầng thứ ba S-IVB với một động cơ J-2 duy nhất. C-5 sẽ trải qua thử nghiệm các thành phần ngay cả trước khi mô hình đầu tiên được chế tạo. Tầng thứ ba S-IVB sẽ được sử dụng làm tầng thứ hai cho C-1B, phương tiện này vừa dùng để chứng minh nguyên lý và tính khả thi của tên lửa C-5 vừa cung cấp dữ liệu bay quan trọng cho việc phát triển tên lửa C-5. Thay vì tiến hành thử nghiệm riêng lẻ cho từng thành phần chính, C-5 sẽ được thử nghiệm theo phương thức “all-up”, nghĩa là chuyến bay thử đầu tiên của tên lửa sẽ bao gồm các phiên bản hoàn chỉnh của cả ba tầng đẩy. Bằng cách thử nghiệm tất cả các thành phần cùng lúc, số lượng chuyến bay thử cần thiết trước khi phóng có người lái sẽ ít hơn nhiều. C-5 được xác nhận là lựa chọn của NASA cho chương trình Apollo vào giữa năm 1962, và được đặt tên là Saturn V vào tháng 2 năm 1963. Cũng trong tháng đó, các ký hiệu C bị loại bỏ; C-1 trở thành Saturn I và C-1B trở thành Saturn IB. Đến tháng 11 năm 1962, NASA đã chuyển sang và xác nhận phương pháp gặp nhau trên quỹ đạo Mặt Trăng (LOR) cho nhiệm vụ Mặt Trăng. Các nhà thầu bên ngoài được lựa chọn để chế tạo gồm: Boeing (S-IC), North American Aviation (S-II), Douglas Aircraft (S-IVB), và IBM (S-IU). Lựa chọn cho tàu đổ bộ Mặt Trăng Apollo Trong giai đoạn đầu của quá trình lập kế hoạch, NASA đã xem xét ba phương pháp cho nhiệm vụ Mặt Trăng: gặp nhau trên quỹ đạo Trái Đất (EOR), bay thẳng (direct ascent), và gặp nhau trên quỹ đạo Mặt Trăng (LOR). Cấu hình bay thẳng sẽ yêu cầu một tên lửa cực lớn để đưa một tàu vũ trụ ba người đổ bộ trực tiếp xuống bề mặt Mặt Trăng với đủ nhiên liệu để bay trở lại Trái Đất. NASA đã đề xuất Tên lửa đẩy Nova cho phương pháp này. Trong khi đó phương pháp điểm hẹn quỹ đạo Trái đất EOR sẽ phóng tàu đổ bộ trực tiếp thành hai phần nhỏ hơn, sau đó kết hợp với nhau trên quỹ đạo Trái Đất. Một sứ mệnh LOR sẽ bao gồm một tên lửa duy nhất phóng hai tàu vũ trụ: một tàu mẹ và một module đổ bộ nhỏ hơn dành cho hai phi hành gia, sau đó sẽ module đổ bộ sẽ bay lên kết nối với tàu mẹ trên quỹ đạo Mặt Trăng. Module đổ bộ sẽ bị loại bỏ và tàu mẹ sẽ quay về Trái Đất. Ban đầu, vào đầu thập niên 1960, khi dự án Saturn được chuyển từ Lục quân Hoa Kỳ sang NASA, phương pháp bay thẳng được ưa chuộng. Đồng thời, Không quân Hoa Kỳ đã phát triển một nhiệm vụ Mặt Trăng mang tên Lunex, cũng sử dụng phương pháp bay thẳng. Bộ phận Hệ thống Không gian ước tính rằng một nhiệm vụ Mặt Trăng theo phương pháp này có thể thực hiện vào năm 1967 với chi phí ước tính 7,5 tỷ USD. NASA đã bác bỏ cả hai phương pháp gặp nhau vì cho rằng chúng “nguy hiểm và không thực tế”. Nhóm của von Braun đã thể hiện sự quan tâm tới phương pháp EOR ngay từ năm 1958, cho rằng các phương tiện nhỏ hơn có thể được sử dụng. Cùng thời gian đó, Thomas Dolan và nhóm của ông từ bộ phận Vought Astronautics là những người đầu tiên nghiên cứu phương pháp LOR, nhưng đề xuất của họ không được NASA tiếp nhận. Năm 1960, một số quan chức NASA, bao gồm kỹ sư John Houbolt tại Trung tâm Nghiên cứu Langley, lập luận rằng phương pháp gặp nhau trên quỹ đạo Mặt Trăng là cách đổ bộ đơn giản nhất với tên lửa đẩy tiết kiệm chi phí nhất, và là cơ hội tốt nhất để hoàn thành việc đổ bộ trong thập kỷ. Trong suốt năm 1961, Houbolt và nhóm của ông đã thuyết phục các nhóm nghiên cứu khác theo đuổi LOR, thu hút sự chú ý của trưởng Ban Kỹ thuật, James Chamberlin. Mặc dù phụ trách dự án sau này trở thành Chương trình Gemini, ông đã đề xuất sử dụng tàu vũ trụ hai người theo phương pháp LOR để đưa một module đổ bộ một người xuống bề mặt Mặt Trăng. Mặc dù kế hoạch của Chamberlin bị đình trệ, nó đã đánh dấu sự chuyển hướng sang LOR. Houbolt cũng thuyết phục được quan chức NASA George Low. Tháng 6 năm 1962, von Braun thông báo rằng LOR sẽ là lựa chọn của MSFC. Khi ngày càng nhiều quan chức NASA bị thuyết phục, LOR chính thức được lựa chọn và công bố là cấu hình nhiệm vụ cho chương trình Apollo vào ngày 7 tháng 11 năm 1962 bởi phó giám đốc NASA James E. Webb. Phát triển Một mô hình giả Apollo BP-027 được sử dụng cho tất cả các cấu hình thử nghiệm động lực học. Mô hình này có kích thước, hình dạng, khối lượng và tâm khối lượng của nó giống với tàu Apollo thực, nhưng không cần hoàn thiện toàn bộ tàu để bắt đầu thử nghiệm. Mô hình được trang bị thiết bị đo để ghi dữ liệu phục vụ nghiên cứu và đánh giá kỹ thuật. BP-27 được bàn giao cho MSFC vào cuối tháng 9 năm 1964. Tầng thứ ba S-IVB-D đến MSFC trước bất kỳ tầng nào khác của Saturn V vì nó cần trước tiên cho thử nghiệm động lực học của tên lửa Saturn IB. Tầng đẩy thứ 3 được chuyển tới vào ngày 4 tháng 1 năm 1965. Tiếp theo, khối thiết bị điều khiển S-IU-200D/500D được chế tạo. Không giống như các thành phần chính khác của tên lửa, khối thiết bị điều khiển được chế tạo tại Huntsville, Alabama. Vòng kết cấu được hoàn thành vào tháng 1 năm 1965 và các thành phần điện tử do IBM lắp đặt hoàn tất vào ngày 1 tháng 2. Tương tự tầng ba, nó được chuyển đến trước các tầng khác vì cần thiết cho thử nghiệm động lực học ban đầu trên tên lửa Saturn IB. Tầng thứ nhất của tên lửa Saturn V, ký hiệu S-IC-D, khởi hành trong chuyến đi đầu tiên của sà lan Poseidon đến Marshall Space Flight Center vào ngày 6 tháng 10 năm 1965 và đến nơi vào ngày 13 tháng 10. Trong khi tầng thứ nhất đang được vận chuyển, các thử nghiệm động lực học cho chương trình Saturn V sử dụng tên lửa thử nghiệm SA-500D đã bắt đầu vào ngày 8 tháng 10. Tầng thứ nhất được nâng vào vị trí trên bệ thử động lực học vào ngày 13 tháng 1 năm 1966. Tầng thứ hai của SA-500D có lịch sử phát triển phức tạp. Ban đầu, NASA dự định sử dụng tầng S-II-D cho các thử nghiệm động lực học. Tuy nhiên, vào mùa xuân năm 1965, NASA hủy bỏ việc sản xuất tầng S-II-D và thay vào đó lựa chọn tầng S-II-S cho mục đích thử nghiệm. Tầng S-II-S, được hoàn thành vào ngày 31 tháng 1 năm 1965 bởi bộ phận Space and Information Systems Division (S&ID) của North American Aviation tại Seal Beach, sau đó được định danh lại thành S-II-S/D để phục vụ thử nghiệm động lực học. Tầng S-II-S/D đã bị phá hủy trong một thử nghiệm vào ngày 29 tháng 9 năm 1965 tại Seal Beach. Phân tích cho thấy thử nghiệm đã áp dụng mức tải vượt đáng kể giới hạn kết cấu yêu cầu cho bay, đạt khoảng 144% giới hạn thiết kế. Do đó, NASA buộc phải thay thế bằng tầng S-II-T cho các thử nghiệm. Đầu năm 1966, S-II-T được định danh lại thành S-II-T/D để vừa phục vụ thử nghiệm động lực học vừa thử nghiệm đốt động cơ. Ngày 28 tháng 5 năm 1966, trong quá trình thử nghiệm áp suất nhằm phát hiện rò rỉ hydro, S-II-T/D gặp sự cố nghiêm trọng: các cảm biến và công tắc áp suất hydro đã bị ngắt kết nối mà kíp trực ca hai không biết. Do đó, khi cho rằng có rò rỉ hydro lỏng, kíp vận hành đã đóng các van. Hành động này dẫn đến tăng áp quá mức trong thùng hydro lỏng và gây nổ, làm bị thương năm người và khiến hai người phải nhập viện. Sau khi S-II-T/D bị phá hủy, tầng S-II-F được giao nhiệm vụ thử nghiệm động lực học. Tầng S-II-F ban đầu được đặt tại Trung tâm không gian Kennedy với vai trò phiên bản thử nghiệm mặt đất. Nó được vận chuyển từ Seal Beach, California đến Trung tâm Vũ trụ Kennedy và đến nơi vào ngày 4 tháng 3. Sau đó, S-II-F, nay được định danh S-II-F/D, được chuyển đến MSFC vào ngày 10 tháng 11 năm 1966. Thử nghiệm Thử nghiệm động lực học nhằm khảo sát đáp ứng của phương tiện bay đối với các kích thích theo phương ngang, phương dọc và mô men xoắn, mô phỏng các điều kiện tải trọng mà tên lửa sẽ gặp trong quá trình bay. Phương tiện được “lắp đặt trên hệ thống đỡ thủy động lực học gồm bốn trụ đỡ thủy lực/khí nén, cho phép mô phỏng phản ứng tự do không bị ràng buộc”. Các kỹ sư tiến hành kiểm tra dao động theo từng mặt phẳng riêng biệt, với các mức tải trọng dằn khác nhau nhằm mô phỏng “khối lượng nhiên liệu tại các thời điểm quan trọng trong quỹ đạo bay”. Các thử nghiệm động (Dynamic tests) được tiến hành với ba cấu hình, mỗi cấu hình tương ứng với một giai đoạn bay khi Saturn V hoạt động. Cấu hình I (Configuration I) kiểm tra toàn bộ tổ hợp (stack) về đặc tính uốn cong (bending) và dao động (vibration), tương tự như khi phương tiện vừa được phóng. Cấu hình II (Configuration II) kiểm tra tổ hợp trong trạng thái tầng một đã tách và tầng hai đang hoạt động. Cấu hình III (Configuration III) chỉ kiểm tra tầng ba và tàu vũ trụ Apollo. Các thử nghiệm bắt đầu với Cấu hình III tại cơ sở thử nghiệm động của Saturn IB. Việc thử nghiệm cấu hình này diễn ra vào cuối năm 1965. Sau đó là thử nghiệm Cấu hình I tại bệ thử động của Saturn V, tiếp theo là Cấu hình II cũng tại địa điểm này. Đến ngày 10 tháng 11 năm 1966, khi tất cả các thành phần đã có mặt tại Marshall Space Flight Center (MSFC), tầng hai được lắp chồng lên tầng một bên trong bệ thử động vào ngày 23 tháng 11. Tầng ba được bổ sung vào tổ hợp ngày 30 tháng 11, và khối thiết bị đo lường (Instrument Unit) cùng với mô hình thử không bay của tàu Apollo (boilerplate Apollo) được lắp đặt vào tháng 12. Tên lửa khi đó đã được lắp ráp hoàn chỉnh và sẵn sàng cho thử nghiệm “Cấu hình I”. Thử nghiệm Cấu hình I hoàn thành vào ngày 11 tháng 3. Kết quả thử nghiệm cho thấy “một số sai lệch nhỏ, cho thấy cần có những điều chỉnh kỹ thuật tiềm năng”. Sau đó là thử nghiệm Cấu hình II, trong đó tầng một được tháo khỏi tổ hợp để mô phỏng điều kiện sau khi tầng một đã tách. Ngày 3 tháng 8 năm 1967, MSFC công bố hoàn tất thành công chương trình thử nghiệm động, qua đó xác nhận rằng đặc tính động lực học và kết cấu của Saturn V đã sẵn sàng cho lần phóng đầu tiên vào cuối năm đó. Các thử nghiệm động đã dẫn đến “một số điều chỉnh nhỏ” đối với cấu hình bay cuối cùng của tên lửa. Lịch sử phóng Đặc tính kỹ thuật Kích thước và khả năng mang tải của Saturn V vượt xa tất cả các tên lửa trước đó từng bay thành công vào thời điểm đó. Khi mang theo tàu vũ trụ Apollo ở phía trên, Saturn V có chiều cao 111 m, và nếu không tính các cánh ổn định, đường kính đáy đạt 10 m. Khi nạp đầy nhiên liệu, Saturn V có khối lượng từ 2.822.171 đến 2.965.241 kg, và có thể đưa khoảng 43.500 kg tải trọng tới Mặt Trăng. Saturn V chủ yếu được thiết kế bởi Marshall Space Flight Center tại Huntsville, Alabama. Tên lửa sử dụng các động cơ F-1 và J-2 rất mạnh mẽ. Khi cả năm động cơ F-1 của tầng một được thử nghiệm đồng thời tại Stennis Space Center, tiếng ồn tần số thấp của chúng đã làm vỡ cửa kính của một tòa nhà ngân hàng tại Picayune, cách đó khoảng 24 km. Các nhà thiết kế ngay từ đầu đã quyết định tận dụng tối đa công nghệ từ chương trình Saturn I cho Saturn V. Do đó, tầng ba S-IVB của Saturn V được phát triển dựa trên tầng hai S-IVB của Saturn I. Saturn V chủ yếu được chế tạo từ nhôm, titan, polyurethane, nút bần và amiăng. Các bản vẽ kỹ thuật và tài liệu thiết kế của tên lửa hiện được lưu trữ dưới dạng vi phim tại Marshall Space Flight Center. Saturn V gồm ba tầng: tầng một S-IC, tầng hai S-II, tầng ba S-IVB, cùng với khối thiết bị đo lường (Instrument Unit). Cả ba tầng đều sử dụng oxy lỏng (LOX) làm chất oxy hóa. Tầng một sử dụng nhiên liệu RP-1, trong khi tầng hai và tầng ba sử dụng hydro lỏng (LH2). LH2 có năng lượng riêng (specific energy) cao hơn RP-1 (tức là năng lượng trên đơn vị khối lượng lớn hơn), khiến nó phù hợp hơn cho các quỹ đạo năng lượng cao như tiêm chuyển quỹ đạo lên Mặt Trăng (trans-lunar injection) trong các sứ mệnh Apollo. Ngược lại, RP-1 có mật độ năng lượng theo thể tích cao hơn và tạo lực đẩy lớn hơn so với LH₂, khiến nó phù hợp hơn để giảm lực cản khí động và tổn thất do trọng lực trong giai đoạn đầu của quá trình phóng. Nếu tầng một sử dụng LH2, thể tích cần thiết sẽ lớn hơn nhiều, gây bất lợi về khí động học trong điều kiện công nghệ thời điểm đó. Tầng hai và tầng ba cũng sử dụng các động cơ đẩy rắn nhỏ (solid-propellant ullage motors) nhằm hỗ trợ tách tầng trong quá trình phóng, đồng thời đảm bảo nhiên liệu lỏng được định vị đúng vị trí để bơm hút hiệu quả. Tầng đẩy 1 - S-IC Tầng S-IC được chế tạo bởi Boeing tại cơ sở Michoud Assembly Facility, New Orleans, và Mississippi Test Facility (nay là Stennis Space Center). Phần lớn khối lượng phóng của nó là chất đẩy (propellant): nhiên liệu RP-1 (kerosene tinh chế) và chất ôxy hóa là oxy lỏng (LOX). Tầng S-IC có chiều cao 42 m, đường kính 10 m, lực đẩy tại mực nước biển 33.000 kN, khối lượng khô: khoảng 137.000 kg, khối lượng khi phóng 2.214.000 kg. Tầng đẩy được trang bị 5 động cơ Rocketdyne F-1 bố trí theo cấu hình quincunx (1 động cơ ở trung tâm và 4 động cơ xung quanh). Động cơ trung tâm được cố định trong khi 4 động cơ ngoài được điều khiển hướng lực đẩy bằng gimble thủy lực. Thời gian động cơ kích hoạt là khoảng 150 giây. Kết cấu Thiết kế kết cấu của S-IC phản ánh các yêu cầu của động cơ F-1, hệ thống chất đẩy, hệ điều khiển, hệ đo lường và các giao diện liên kết. Kết cấu chủ yếu được chế tạo từ hợp kim nhôm 7075 và 2219. Các bộ phận chính bao gồm váy trước, thùng oxy hóa, khoang trung gian, thùng nhiên liệu và kết cấu lực đẩy. Phần phía sau của váy trước được gắn với thùng oxy lỏng, trong khi phần phía trước liên kết với tầng S-II. Các tấm vỏ làm từ hợp kim nhôm 7075 được gia cường bằng các khung vòng và dầm dọc. Thùng oxy lỏng có dung tích 1.305.970 L, đóng vai trò liên kết kết cấu giữa váy trước và khoang trung gian. Các vách vòng gắn vào hệ gia cường của vỏ giúp ổn định thành thùng và giảm hiện tượng dao động của chất lỏng. Thùng được chế tạo từ hợp kim nhôm 2219, có dạng hình trụ với hai đầu dạng elip. Độ dày thành thùng thay đổi theo tám cấp từ 0,65 cm ở phía sau đến 0,48 cm ở phía trước. Khoang trung gian giúp đảm bảo tính liên tục kết cấu giữa thùng oxy lỏng và thùng nhiên liệu, với các tấm vỏ và khung vòng được chế tạo từ hợp kim nhôm 7075. Thùng nhiên liệu RP-1 có dung tích 817.650 L, đóng vai trò liên kết giữa kết cấu lực đẩy và khoang trung gian. Thùng có dạng hình trụ với hai đầu elip, bên trong có các vách chống dao động và các vách chữ thập chống xoáy ở phần đáy. Có năm ống dẫn oxy lỏng đi từ thùng LOX xuyên qua thùng RP-1 và kết nối tới các động cơ F-1. Độ dày thành thùng làm từ hợp kim nhôm 2219 giảm dần theo bốn cấp từ 0,49 cm ở phía sau xuống 0,43 cm ở phía trước. Kết cấu lực đẩy có nhiệm vụ phân bố tải trọng từ năm động cơ F-1 ra chu vi thùng nhiên liệu, đồng thời hỗ trợ các thiết bị phụ trợ của động cơ, tấm chắn nhiệt đáy, các ốp khí động, cánh ổn định, đường ống dẫn nhiên liệu, tên lửa hãm và các ống điều hòa môi trường. Vành lực phía dưới có bốn điểm giữ để đỡ toàn bộ tên lửa khi nạp đầy nhiên liệu và giữ tên lửa không rời bệ khi động cơ đạt lực đẩy tối đa. Các phần vỏ của kết cấu này được chế tạo từ hợp kim nhôm 7075. Hệ thống điện Hệ thống điện của S-IC được chia thành ba phân hệ chính gồm hệ điện vận hành, hệ điện đo lường và hệ điện quan sát. Nguồn điện trên tàu được cung cấp bởi các pin 28 V, trong đó có năm pin phục vụ cho hệ vận hành và đo lường. Hệ điện vận hành cấp điện cho các tải như van điều khiển, hệ thống purge và thông hơi, hệ tăng áp, hệ trình tự và hệ điều khiển bay. Hệ điện đo lường cấp điện cho các tải như hệ đo từ xa, cảm biến, bộ ghép kênh và bộ phát tín hiệu. Cả hai hệ thống này đều nhận điện qua một bộ phân phối chính nhưng được cách ly hoàn toàn với nhau. Trong hệ quan sát, hai pin cấp điện cho đèn nháy của thùng oxy lỏng, còn một pin khác cấp điện cho các mạch điều khiển, động cơ camera và các bộ phận đẩy của hệ thống ghi hình. Hệ thống đo lường theo dõi hoạt động của các hệ thống trên tầng và cung cấp tín hiệu phục vụ việc theo dõi quỹ đạo trong suốt quá trình cháy của S-IC. Trước khi phóng, dữ liệu được truyền qua cáp đồng trục tới thiết bị hỗ trợ mặt đất. Trong quá trình bay, dữ liệu được truyền về các trạm mặt đất thông qua liên kết vô tuyến tần số radio. Hệ thống đo Doppler lệch (ODOP) sử dụng nguyên lý Hiệu ứng Doppler để xác định vị trí và gia tốc của phương tiện trong khi bay. Tầng đẩy 2 (S-II) Tầng S-II được chế tạo bởi North American Aviation tại Seal Beach, California. Sử dụng nhiên liệu hydro lỏng (LH2) và chất oxy hóa oxy lỏng (LOX), tầng này được trang bị năm động cơ Rocketdyne J-2 bố trí tương tự như tầng S-IC, đồng thời cũng sử dụng bốn động cơ ngoài để điều khiển hướng bay. Tầng S-II có chiều cao 24,87 m và đường kính 10 m, giống với S-IC. Khối lượng rỗng của tầng đẩy khoảng 43.000 kg; khi nạp đầy nhiên liệu đạt 470.000 kg. Tầng thứ hai gia tốc tên lửa Saturn V trong tầng khí quyển trên với lực đẩy 4.400 kN trong môi trường chân không. Thời gian cháy của S-II là khoảng 395 giây. Khi nạp nhiên liệu, hơn 90% khối lượng của tầng là chất đẩy. Kết cấu Tầng S-II gồm kết cấu vỏ thân (váy trước, váy sau và đoạn liên tầng), kết cấu thùng chứa chất đẩy (thùng hydro lỏng và thùng oxy lỏng), và kết cấu chịu lực đẩy. Ba phần này có thiết kế cơ bản giống nhau, tuy nhiên váy sau và đoạn liên tầng có kết cấu nặng hơn do chịu tải trọng lớn hơn. Mỗi đơn vị là một vỏ hình trụ kiểu bán đơn khối (semi-monocoque), chế tạo từ hợp kim nhôm 7075, được gia cường bằng các gân dọc dạng “mũ” ở bên ngoài và ổn định bằng các khung vòng theo chu vi ở bên trong. Váy trước có độ dày vỏ cơ bản 0,10 cm, trong khi váy sau và đoạn liên tầng có độ dày 0,18 cm. Kết cấu chịu lực đẩy, tương tự kết cấu vỏ thân, cũng là dạng bán đơn khối nhưng có hình nón cụt, đường kính tăng từ khoảng 5,5 m lên 10 m. Nó được gia cường bằng các khung vòng và gân dọc giống như vỏ thân. Bốn cặp dầm chịu lực dọc (mỗi vị trí động cơ ngoài hai dầm) cùng với một dầm đỡ động cơ trung tâm phân bố tải lực đẩy của các động cơ J-2. Toàn bộ kết cấu vỏ được chế tạo từ hợp kim nhôm 7075. Một lớp chắn nhiệt dạng tổ ong sợi thủy tinh, gắn ở phần dưới của kết cấu chịu lực, bảo vệ đáy tầng khỏi nhiệt độ cao. Thùng hydro lỏng gồm một hình trụ dài với vách trước dạng elip biến đổi lõm và vách sau dạng elip biến đổi lồi; vách sau này cũng đồng thời là vách chung với thùng oxy lỏng. Thành thùng được cấu tạo từ sáu đoạn hình trụ, tất cả đều làm từ hợp kim nhôm 2014 và được nối bằng hàn nóng chảy. Vách trước có một cửa tiếp cận đường kính 11 m ở trung tâm. Vách chung là một kết cấu “sandwich” liên kết bằng keo, gồm hai lớp mặt bằng hợp kim nhôm 2014 và lõi tổ ong sợi thủy tinh/phenolic, nhằm hạn chế truyền nhiệt và duy trì tính chất siêu lạnh của hai loại chất lỏng. Thùng oxy lỏng gồm hai nửa trước và sau dạng elip. Bên trong có ba vách chắn dao động dạng vòng để kiểm soát sự dao động của chất lỏng và giảm nhiễu bề mặt, cùng các vách chắn dạng chữ thập để ngăn tạo xoáy tại các ống dẫn ra và giảm lượng tồn dư. Một cụm hố chứa sáu cổng đặt ở điểm thấp nhất của thùng cung cấp cửa nạp, xả và các đường cấp nhiên liệu cho năm động cơ. Hệ thống điện và đo lường Hệ thống điện của S-II gồm hai phân hệ chính là nguồn điện và điều khiển điện. Hệ thống nguồn điện cung cấp và phân phối điện cho tầng, gồm sáu bus điện một chiều và một bus xoay chiều cấp từ mặt đất. Trong bay, các bus được cấp điện bởi bốn ắc quy kẽm–bạc oxit. Hệ thống điều khiển điện liên kết với khối thiết bị đo (Instrument Unit) để thực hiện yêu cầu nhiệm vụ. Máy tính số của tên lửa (LVDC) trong khối này điều khiển trình tự hoạt động trong bay thông qua bộ chọn công tắc của tầng, có khả năng cung cấp tới 112 tín hiệu đầu ra riêng biệt để điều khiển các hệ thống theo lệnh. Hệ thống đo lường của S-II bao gồm các hệ thống đo vận hành và đo nghiên cứu–phát triển, cùng hệ thống đo xa. Hệ đo lường theo dõi và đo các điều kiện làm việc của tầng, trong khi hệ đo xa truyền dữ liệu này về trạm mặt đất. Hệ đo gồm các cảm biến chuyển đổi, bộ điều hòa tín hiệu và thiết bị phân phối, đảm bảo cung cấp dải đo cần thiết và tín hiệu phù hợp cho hệ đo xa. Dữ liệu được xử lý và biến đổi thành dạng thích hợp trước khi truyền đi. Hệ đo xa tiếp nhận các tín hiệu này và truyền tới mặt đất thông qua các thiết bị như bộ ghép kênh tín hiệu, dao động phụ, bộ khuếch đại, bộ điều chế, máy phát, bộ khuếch đại công suất vô tuyến, bộ ghép kênh RF và hệ thống bốn Antenna đẳng hướng. S-IVB (Tầng đẩy thứ 3) Tầng S-IVB được chế tạo bởi Douglas Aircraft Company tại Huntington Beach, California. Tầng này sử dụng một động cơ Rocketdyne J-2 và nhiên liệu hydro lỏng và chất oxy hóa là oxy lỏng (LOX) S-IVB sử dụng vách chung để ngăn cách hai thùng nhiên liệu. Tầng S-IVB có chiều cao 17,86 m và đường kính 6,60 m, được thiết kế với hiệu suất khối lượng cao, dù không triệt để như tầng S-II. Khối lượng rỗng khoảng 15.200 kg và khi nạp đầy nhiên liệu đạt khoảng 120.500 kg. Thời gian cháy là 165 giây cho lần cháy thứ nhất và 312 giây cho lần cháy thứ hai. Động cơ J-2 đơn lẻ tạo lực đẩy khoảng 1.000 kN. Kết cấu S-IVB gồm các cụm chính: váy trước, thùng chứa chất đẩy, váy sau, kết cấu chịu lực đẩy và đoạn liên tầng phía sau. Ngoại trừ thùng nhiên liệu, các bộ phận này đều có kết cấu khung vỏ kiểu “skin/stringer” bằng hợp kim nhôm. Ngoài ra còn có hai đường hầm dọc chứa dây điện, đường ống tăng áp và hệ thống phân tán nhiên liệu; các nắp đường hầm làm bằng nhôm gia cường bằng gân bên trong. Váy trước có dạng hình trụ, kéo dài từ vị trí giao giữa thành thùng hydro lỏng và vòm trước, tạo điểm liên kết cứng cho khối thiết bị đo (Instrument Unit – IU) và đóng vai trò chịu tải giữa thùng hydro và IU. Một cửa truy cập trên IU cho phép bảo trì thiết bị trong váy trước. Kết cấu chịu lực đẩy có dạng nón cụt đảo, đầu lớn gắn với vòm sau của thùng oxy lỏng và đầu nhỏ gắn với giá động cơ. Nó cung cấp điểm lắp cho động cơ J-2 và phân bố lực đẩy lên toàn bộ chu vi thùng. Bên ngoài kết cấu này gắn các đường ống động cơ, dây điện, bảng giao tiếp, tám bình helium áp suất môi trường, hệ thống thủy lực, bộ đốt oxy/hydro và một phần thiết bị đo của động cơ và thùng oxy lỏng. Thùng nhiên liệu có dạng hình trụ với hai vòm bán cầu ở hai đầu và sử dụng vách chung để ngăn cách oxy lỏng và hydro lỏng. Vách này là kết cấu “sandwich” gồm hai lớp vòm hợp kim nhôm 2014 liên kết với lõi tổ ong sợi thủy tinh–phenolic nhằm giảm truyền nhiệt và duy trì điều kiện siêu lạnh. Bề mặt trong của thùng hydro lỏng được gia công dạng “waffle” để đạt độ cứng cần thiết với khối lượng tối thiểu. Bên trong thùng hydro lỏng có đầu dò sử dụng nhiên liệu dài 10 m, chín bình helium lạnh, giá đỡ cảm biến nhiệt độ và mức, bơm làm lạnh sơ bộ, vách chắn dao động, bộ lệch dòng và các đường ống nạp, tăng áp và xả. Thùng oxy lỏng có các vách chắn dao động, bơm làm lạnh, đầu dò dài 4,1 m, cảm biến nhiệt độ và mức cùng hệ thống ống tương tự. Bên ngoài thùng gắn các đường ống Heli, thành phần phân tán nhiên liệu và hệ dây dẫn chạy qua hai ốp đường hầm. Hệ thống điện Hệ thống điện của S-IVB gồm hai phân hệ chính: phân hệ nguồn điện và phân hệ điều khiển điện. Nguồn điện trên tầng được cung cấp bởi bốn ắc quy kẽm–bạc oxit, hai đặt ở khoang thiết bị phía trước và hai ở phía sau, được kích hoạt trong giai đoạn chuẩn bị phóng cuối cùng. Phân hệ điều khiển điện có nhiệm vụ phân phối tín hiệu điều khiển đến các tải điện trong toàn tầng, với các thành phần chính gồm bộ phân phối công suất và điều khiển, các cụm bộ tuần tự và thiết bị cảm biến–điều khiển áp suất. Hệ thống đo lường của S-IVB giám sát hoạt động chức năng của các hệ thống tầng. Trước khi phóng, dữ liệu được truyền qua cáp đồng trục xuống thiết bị mặt đất; trong bay, dữ liệu được truyền về trạm mặt đất qua ăng-ten vô tuyến tương tự các tầng khác. Hệ đo xa gồm hệ thu thập dữ liệu số điều chế mã xung (PCM/DDAS), hệ PCM/FM, hệ FM/FM và hệ đơn biên (SS/FM). Phân hệ RF gồm cụm PCM-RF, bộ ghép hai chiều, bộ dò RF, bộ khuếch đại DC, công tắc đồng trục, tải giả, bộ chia công suất RF và hệ dây cáp liên quan. Hệ thống sử dụng các ăng-ten lưỡng cực dạng ống gấp để tạo vùng phủ đẳng hướng, với công suất bức xạ hiệu dụng danh định 20 W và tối thiểu 16 W. Khối thiết bị đo Instrument Unit (IU) là một kết cấu hình trụ đặt trên đỉnh S-IVB, chứa các hệ thống dẫn đường, dẫn hướng và điều khiển, cùng với hệ đo xa, thông tin liên lạc, theo dõi và an toàn phi hành đoàn, cũng như các hệ thống điện và điều hòa môi trường hỗ trợ. IU của Saturn V được phát triển từ IU của Saturn I, do Marshall Space Flight Center thiết kế và IBM chế tạo tại Huntsville, Alabama. Kết cấu cơ bản là một hình trụ thấp làm từ vật liệu sandwich tổ ong hợp kim nhôm, gồm ba đoạn dài bằng nhau ghép lại. Mép trên và dưới sử dụng các kênh nhôm ép đùn liên kết với cấu trúc sandwich. Thiết kế này được chọn nhờ tỷ lệ độ bền trên khối lượng cao, khả năng cách âm và dẫn nhiệt phù hợp IU có đường kính 6,6 m, cao 0,91 m và khối lượng khoảng 2.000 kg. Lắp ráp Sau khi chế tạo và thử nghiệm mặt đất từng tầng hoàn tất, chúng được vận chuyển đến Trung tâm Vũ trụ Kennedy. Hai tầng đầu có kích thước lớn nên phải vận chuyển bằng xà lan. Các tầng S-IC được chế tạo tại New Orleans và vận chuyển từ Michoud Assembly Facility đến nơi thử nghiệm rồi tới bãi phóng Trung tâm Vũ trụ Kennedy. Tầng S-II được chế tạo tại Seal Beach và vận chuyển bằng tàu USNS Point Barrow. Tầng S-IVB được chế tạo tại Huntington Beach, California và vận chuyển bằng máy bay vận tải Aero Spacelines Super Guppy, , ngoại trừ một trường hợp vận chuyển bằng đường biển. Sau khi đến Florida, các tầng được đưa qua hệ thống đường thủy nội địa đến Cape Canaveral và tòa nhà lắp ráp phương tiện (VAB). Tại VAB, mỗi tầng được kiểm tra ở tư thế nằm ngang rồi dựng đứng và lắp ráp theo thứ tự từ tầng một đến tàu vũ trụ Apollo. NASA cũng chế tạo các “spool” S-II dự phòng có cùng kết nối điện để thay thế khi cần. Tên lửa được lắp trên bệ phóng di động bằng cần cẩu cầu trục 230 tấn, sau đó toàn bộ tổ hợp được vận chuyển ra bệ phóng bằng xe bánh xích Crawler Transporter do Marion Power Shovel Company chế tạo. Tổ hợp được vận chuyển ra bệ phóng bằng xe bánh xích Crawler Transporter do Marion Power Shovel Company chế tạo. Xe dài 40 m, rộng 35 m, chạy trên bốn dải xích kép, mỗi dải xích nặng khoảng 900 kg, có khả năng giữ tên lửa cân bằng trong phạm vi 0,16 độ khi quãng đường di chuyển là 5,535 km. Chi phí Về chi phí, từ năm 1964 đến 1973, tổng kinh phí cho nghiên cứu, phát triển và các chuyến bay của Saturn V là 6,417 tỷ USD, đạt đỉnh năm 1966 với 1,2 tỷ USD. Cùng năm đó, ngân sách của NASA đạt 4,5 tỷ USD, tương đương khoảng 0,5% GDP Hoa Kỳ thời điểm đó. Trong giai đoạn 1969–1971, chi phí cho mỗi lần phóng nhiệm vụ Apollo bằng Saturn V vào khoảng 185 triệu USD (tương đương với 970 triệu USD năm 2022). Mission profile Chuẩn bị phóng Cấu trúc phục vụ di động (Mobile Service Structure – MSS), nơi tên lửa Saturn V được đặt, được di chuyển tới bệ phóng tại Tổ hợp Phóng 39A (Launch Complex 39A) khoảng hai tháng trước khi phóng. Việc di chuyển phương tiện cho phép các kỹ thuật viên tiếp cận những khu vực bình thường không thể tiếp cận, đồng thời bắt đầu các thử nghiệm và công tác chuẩn bị khác. Khoảng 21 ngày trước khi phóng, các kỹ thuật viên nạp nhiên liệu RP-1 cho tầng một; đây là loại nhiên liệu duy nhất có thể nạp sớm như vậy, vì oxy lỏng (LOX) và hydro lỏng (LH2) là các chất siêu lạnh (cryogenic) nên chỉ có thể nạp vài giờ trước khi phóng. Các hoạt động tiền đếm ngược (pre-count operations) bắt đầu khoảng sáu ngày trước khi phóng; thiết bị được lắp đặt và các thử nghiệm bổ sung được tiến hành. Tại T−24 giờ, Saturn V được cấp nguồn hoàn toàn bằng thiết bị mặt đất và Trung tâm Vũ trụ Kennedy bắt đầu theo dõi tốc độ gió. Tại T−9 giờ, một khoảng dừng 11 giờ được thực hiện để xử lý các vấn đề phát sinh. Sau đó, tổ bay dự phòng vào Mô-đun Chỉ huy (Command Module – CM) để thiết lập các công tắc và cầu dao theo cấu hình định trước. Tại T−7 giờ 30 phút, các thùng oxy lỏng của cả ba tầng bắt đầu được nạp và hoàn tất sau một giờ. Tại T−5 giờ, các thùng hydro lỏng bắt đầu được nạp, bắt đầu từ tầng hai rồi đến tầng ba. Cả hai loại nhiên liệu phải được bổ sung liên tục do hiện tượng sôi và bay hơi. Tại T−3 giờ 45 phút, phi hành đoàn được đánh thức và ngay sau đó có thêm một khoảng dừng kéo dài một giờ rưỡi để xử lý các vấn đề còn lại. Tại T−2 giờ 40 phút, phi hành đoàn vào CM và chuẩn bị phóng, cửa khoang được đóng sau đó 40 phút. Trong trường hợp hủy phóng, sĩ quan an toàn trường bắn sẽ tắt động cơ từ xa và kích hoạt các khối nổ gắn trên tên lửa. Các vụ nổ này sẽ mở các thùng nhiên liệu và chất oxy hóa để phân tán nhiên liệu và giảm nguy cơ trộn lẫn. Khoảng T−40 phút, một thử nghiệm được thực hiện để kiểm tra khả năng nhận tín hiệu của Saturn V, và các khối nổ được kích hoạt sẵn ở T−5 phút 30 giây. Trình tự khởi động Tại T−8 phút, máy tính trên tàu, Launch Vehicle Digital Computer (LVDC), được kích hoạt. Tại T−5 phút 45 giây, quyết định Go/No-Go cuối cùng được đưa ra. Tại T−4 phút 30 giây, bộ điều khiển đếm ngược cuối (Terminal Countdown Sequencer – TCS) được kích hoạt. Tại T−3 phút 7 giây, TCS bắt đầu chuỗi đếm ngược tự động. Tại T−16,97 giây, TCS gửi tín hiệu cho LVDC truy cập các con quay hồi chuyển và gia tốc kế nội bộ. Tại T−8,9 giây, trình tự đánh lửa tầng một bắt đầu; động cơ trung tâm được khởi động trước, sau đó các cặp động cơ ngoài được khởi động theo từng cặp đối xứng với khoảng cách 300 mili giây để giảm tải kết cấu. Tại T+0,3 giây, tên lửa được “thả mềm” theo hai giai đoạn: trước hết các tay giữ nhả tên lửa, sau đó các chốt kim loại thuôn kéo ra trong nửa giây để giảm gia tốc ban đầu. Tại T+0,63 giây, cáp kết nối IU được ngắt, xác nhận việc phóng. Khoảng T+1,7 giây, phương tiện lệch phương vị 1,25° khỏi tháp phóng để đảm bảo khoảng cách an toàn. Sau khoảng 10 giây, tên lửa rời tháp phóng. Ở độ cao khoảng 140 m, tên lửa quay sang phương vị bay thích hợp từ 72° đến 108°. Tại T+20,6 giây, bốn động cơ ngoài được nghiêng ra ngoài để dự phòng trường hợp hỏng động cơ. Khoảng T+1 phút, tên lửa đạt tốc độ âm thanh. Giai đoạn áp suất động cực đại (Max Q sequence) Khoảng T+1 phút 6 giây, tên lửa đạt áp suất động cực đại (max Q). Áp suất động phụ thuộc vào mật độ không khí và vận tốc tương đối; mặc dù vận tốc tiếp tục tăng, mật độ không khí giảm nhanh theo độ cao khiến áp suất động giảm sau điểm cực đại. Khi tiêu thụ nhiên liệu, khối lượng giảm làm gia tốc tăng; phi hành đoàn chịu gia tốc 4 g tại T+2 phút 15 giây. Để giảm tải, động cơ trung tâm được tắt, đưa gia tốc xuống 3 g. Mỗi động cơ F-1 tiêu thụ khoảng 900.000 kg nhiên liệu mỗi phút. Tại thời điểm này, tên lửa đạt độ cao 44,1 km, khối lượng 1.110.000 kg và vận tốc 7.124,4 km/h. Khi cảm biến cạn nhiên liệu phát hiện mức thấp, bốn động cơ ngoài tắt vào khoảng T+2 phút 40 giây. Khi đó tên lửa đạt độ cao 66,1 km, khối lượng 830.000 kg và vận tốc 9.950,8 km/h. Ngay trước khi tách tầng một, các động cơ ullage nhỏ của tầng hai được kích hoạt để đảm bảo nhiên liệu ổn định trong thùng. Việc tách tầng S-IC diễn ra chưa đầy một giây sau khi tắt động cơ; tám động cơ tách nhỏ sử dụng nhiên liệu rắn đẩy tầng một rời khỏi phần còn lại. Tầng một tiếp tục bay quán tính và rơi xuống Đại Tây Dương cách khoảng 560 km. Trình tự tầng đẩy S-II Sau khi tách S-IC, năm động cơ J-2 của tầng hai được khởi động và đạt lực đẩy tối đa sau vài giây. Tại T+3 phút 12 giây, vòng liên tầng tách ra. Ngay sau đó, hệ thống thoát hiểm (Launch Escape System) cũng được tách bỏ. Tại T+3 phút 24 giây, tên lửa chuyển sang chế độ dẫn hướng vòng kín (closed-loop guidance), trong đó IU tính toán quỹ đạo tối ưu theo thời gian thực. Nếu IU gặp sự cố, phi hành đoàn có thể điều khiển thủ công hoặc hủy nhiệm vụ. Tại T+7 phút 40 giây, động cơ trung tâm tắt để giảm dao động pogo. Các cảm biến mức nhiên liệu kích hoạt quá trình tắt động cơ và chuyển tầng khi phát hiện thùng cạn. Tại T+9 phút 8 giây, các động cơ còn lại tắt và quá trình tách S-II bắt đầu; khi đó tên lửa đạt độ cao 187,2 km và vận tốc 24.897,9 km/h. Trình tự tầng đẩy S-IVB Khác với hai tầng trước, S-II và S-IVB tách theo một bước. Chưa đầy một giây sau khi tắt động cơ tầng hai, động cơ J-2 của S-IVB được khởi động và đạt lực đẩy tối đa sau khoảng 5 giây. Tầng ba cháy trong khoảng 2,5 phút cho đến lần tắt đầu tiên tại T+11 phút 40 giây, đưa tên lửa vào quỹ đạo đỗ quanh Trái Đất ở độ cao khoảng 190 km. Sau khoảng một vòng rưỡi quỹ đạo, động cơ J-2 được khởi động lại để thực hiện phóng chuyển tiếp Mặt Trăng. Sau khi động cơ ngừng hoạt động (engine cutoff), tên lửa Saturn V đi vào một quỹ đạo chờ quanh Trái Đất (Earth parking orbit) ở độ cao khoảng 190 km so với bề mặt Trái Đất. Tầng ba (S-IVB) vẫn được gắn liền với tàu vũ trụ trong khi toàn bộ tổ hợp bay quanh Trái Đất khoảng một vòng rưỡi (1,5 vòng quỹ đạo). Trình tự Mô-đun Mặt Trăng Phóng chuyển tiếp Mặt Trăng (TLI) diễn ra ở thời điểm T+2 giờ 44 phút sau khi phóng. Động cơ J-2 mất 10 giây để đạt tới lực đẩy tối đa. Động cơ sẽ hoạt động trong vòng gần 6 phút tăng vận tốc lên khoảng 39.027,6 km/h. Khoảng 40 phút sau TLI, Mô-đun Chỉ huy và Phục vụ (Command and Service Module – CSM) tách khỏi tầng ba, quay 180° và ghép nối với Mô-đun Mặt Trăng (Lunar Module – LM). Sau đó, toàn bộ tổ hợp tách khỏi tầng ba trong thao tác “transposition, docking, and extraction”. Để tránh nguy cơ va chạm, nhiên liệu còn lại của S-IVB được xả và hệ thống đẩy phụ được kích hoạt để đưa nó ra khỏi quỹ đạo tàu vũ trụ. Trước Apollo 13, S-IVB được đưa vào quỹ đạo Mặt Trời; từ Apollo 13 trở đi, nó được điều khiển va chạm vào Mặt Trăng để tạo dữ liệu địa chấn phục vụ nghiên cứu cấu trúc bên trong Mặt Trăng Seismometers left behind by previous missions detected the impacts, and the information helped map the internal structure of the Moon. Trình tự Skylab Năm 1965, Chương trình Ứng dụng Apollo (Apollo Applications Program – AAP) được thành lập nhằm khai thác các nhiệm vụ khoa học sử dụng phần cứng Apollo. Sau khi cắt giảm ngân sách, một tên lửa Saturn V được dùng để phóng trạm vũ trụ Skylab theo cấu hình “xưởng khô” (dry workshop). Trong cấu hình này, trạm Skylab được chế tạo từ tầng hai Saturn IB dư thừa và phóng bằng hai tầng đầu của Saturn V. Một trạm dự phòng sử dụng tầng ba Saturn V hiện được trưng bày tại National Air and Space Museum. Những thay đổi đáng kể duy nhất của Saturn V so với cấu hình chương trình Apolloliên quan đến một số sửa đổi ở tầng hai (S-II) để nó đảm nhiệm vai trò tầng cuối (terminal stage) trong việc đưa tải trọng Skylab vào quỹ đạo Trái Đất. Tầng S-II sau đó vẫn ở lại quỹ đạo trong gần hai năm trước khi thực hiện tái nhập khí quyển không kiểm soát vào ngày 11 tháng 1 năm 1975. Những đề xuất sau chương trình Apollo Vào đầu thập niên 1970, khi sự chú ý của công chúng dần rời khỏi lĩnh vực thám hiểm không gian để chuyển sang các vấn đề khác như Chiến tranh Việt Nam, Quốc hội Hoa Kỳ bắt đầu cắt giảm ngân sách dành cho NASA. Chính phủ Hoa Kỳ ngày càng ít sẵn sàng tiếp tục tài trợ cho NASA, đặc biệt trong bối cảnh quan hệ Mỹ–Liên Xô được cải thiện. Sau chương trình Apollo program, Saturn V được dự định trở thành phương tiện phóng chủ lực cho chương trình Prospector. Prospector là một xe tự hành robot khối lượng khoảng 330 kg, tương tự các xe tự hành Lunokhod của Liên Xô, cũng như các tàu thăm dò Sao Hỏa Voyager và phiên bản mở rộng của các tàu thăm dò liên hành tinh Voyager. Saturn V cũng được dự định sử dụng để phóng tầng tên lửa hạt nhân trong chương trình thử nghiệm RIFT và một số biến thể của dự án NERVA sắp tới. Tuy nhiên, toàn bộ các kế hoạch sử dụng này đều bị hủy bỏ, trong đó chi phí là yếu tố chính. Edgar Cortright, cựu giám đốc Trung tâm Langley của NASA, sau này nhận xét rằng: “JPL chưa bao giờ ưa thích cách tiếp cận quy mô lớn. Họ luôn phản đối. Tôi có lẽ là người ủng hộ mạnh nhất việc sử dụng Saturn V, và tôi đã thất bại. Có lẽ việc tôi thất bại lại là điều rất đúng đắn.” Lô sản xuất thứ hai của Saturn V bị hủy bỏ có khả năng cao sẽ được trang bị động cơ F-1 cải tiến ở tầng một, mang lại mức tăng hiệu năng đáng kể. Những thay đổi tiềm năng khác bao gồm cánh ổn định (fins) lớn hơn, kết cấu được gia cường, kéo dài tầng một S-IC, và sử dụng động cơ HG-3 cho các tầng trên. Một số biến thể của họ tên lửa Saturn đã được đề xuất dựa trên Saturn V, từ Saturn INT-20 với tầng S-IVB và đoạn liên tầng lắp trực tiếp lên S-IC, cho tới Saturn V-24(L), không chỉ sử dụng năm động cơ F-1 cải tiến ở tầng một mà còn có bốn tên lửa đẩy phụ (strap-on boosters), mỗi tên lửa trang bị hai động cơ F-1 cải tiến, tổng cộng 13 động cơ F-1 hoạt động khi phóng. Việc không triển khai lô sản xuất thứ hai của Saturn V đã chấm dứt các kế hoạch này, đồng thời khiến Hoa Kỳ không còn phương tiện phóng siêu trọng tải (super heavy-lift launch vehicle). Một số thành viên trong cộng đồng không gian Hoa Kỳ sau này tỏ ra tiếc nuối về điều đó. Khái niệm Saturn-Tàu con thoi cũng có thể đã loại bỏ nhu cầu sử dụng các Tầng đẩy tăng cường nhiên liệu rắn của Tàu con thoi, vốn là yếu tố góp phần dẫn đến thảm họa Tàu con thoi Challenger năm 1986. Trưng bày Saturn V Hiện có một tên lửa Saturn V được trưng bày tại U.S. Space & Rocket Center ở Huntsville. Phương tiện SA-500D được trưng bày theo phương ngang, gồm các tầng S-IC-D, S-II-F/D và S-IVB-D. Đây đều là các tầng thử nghiệm, không предназнач cho bay. Phương tiện này được trưng bày ngoài trời từ năm 1969 đến 2007, sau đó được phục chế và hiện được đặt trong Trung tâm Davidson cho Khám phá Không gian (Davidson Center for Space Exploration). Một tên lửa khác được trưng bày tại Trung tâm Vũ trụ Johnson, bao gồm tầng một từ SA-514, tầng hai từ SA-515 và tầng ba từ SA-513 (được thay thế khi bay bằng trạm Skylab). Các tầng này được đưa đến trong giai đoạn 1977–1979 và từng được trưng bày ngoài trời cho đến khi được phục chế vào năm 2005, khi một công trình che chắn được xây dựng để bảo vệ. Đây là mẫu trưng bày Saturn duy nhất bao gồm hoàn toàn các tầng dự định dùng để phóng. Một mẫu khác được trưng bày tại Trung tâm Vũ trụ Kennedy, bao gồm tầng S-IC-T (tầng thử nghiệm) cùng tầng hai và tầng ba từ SA-514. Nó đã được trưng bày ngoài trời trong nhiều thập kỷ, trước khi được bao che vào năm 1996 trong Trung tâm Apollo/Saturn V (Apollo/Saturn V Center) để bảo vệ khỏi tác động môi trường. Tầng S-IC từ SA-515, ban đầu đặt tại Michoud Assembly Facility ở New Orleans, hiện được trưng bày tại Infinity Science Center. Tầng S-IVB từ SA-515 đã được chuyển đổi để sử dụng như phương án dự phòng cho Skylab và hiện được trưng bày tại National Air and Space Museum ở Washington, D.C. Các tầng bị loại bỏ Vào ngày 3 tháng 9 năm 2002, nhà thiên văn học Bill Yeung đã phát hiện một vật thể nghi là tiểu hành tinh, được gán ký hiệu phát hiện J002E3. Ban đầu, vật thể này dường như đang ở quỹ đạo quanh Trái Đất, và sau đó thông qua phân tích phổ, người ta phát hiện bề mặt của nó được phủ titan dioxide màu trắng — một thành phần chính trong lớp sơn sử dụng cho Saturn V. Việc tính toán các tham số quỹ đạo đã dẫn đến nhận định sơ bộ rằng đây chính là tầng S-IVB của Apollo 12. Ban điều khiển nhiệm vụ ban đầu dự định đưa tầng S-IVB của Apollo 12 vào quỹ đạo Mặt Trời sau khi tách khỏi tàu vũ trụ Apollo, nhưng nhiều khả năng thời gian đốt động cơ kéo dài quá mức, khiến nó không tiếp cận đủ gần Mặt Trăng. Do đó, nó bị giữ lại trong một quỹ đạo kém ổn định giữa Trái Đất và Mặt Trăng. Đến năm 1971, thông qua một chuỗi nhiễu loạn hấp dẫn, vật thể này được cho là đã chuyển sang quỹ đạo Mặt Trời, và sau đó quay trở lại quỹ đạo bị Trái Đất bắt giữ yếu (weakly captured Earth orbit) sau khoảng 31 năm. Nó rời khỏi quỹ đạo Trái Đất một lần nữa vào tháng 6 năm 2003. Xem thêm Hệ thống Tên lửa đẩy Vũ trụ Ghi chú Tham khảo Trích dẫn Nguồn Liên kết ngoài Tư liệu liên quan tới Saturn V tại Wikimedia Commons