ဆေတန် ၅ ဒုံးပျံ


အဆိုပါ Saturn V ကို '(အသံထွက် "Saturn ငါးခု") တစ်ဦးအမေရိကန် လူ့-rated ခဲ့သည် မှန်သမျှကိုအ ဒုံးပျံ [[[နာဆာ]]' s အသုံးပြုသော [Apollo program ကို | Apollo]] နှင့် Skylab 1967 ကနေ 1973 တစ်ဦးက [[multistage ဒုံးပျံ | multistage] သည်အထိအစီအစဉ်များ] အရည်လောင်စာ ပစ်လွှတ်မော်တော်ယာဉ်, နာဆာ 13 ဖွင့်လှစ် အဆိုပါ ကနေဒီအာကာသစင်တာမှ ကနေ Saturn Vs, ဖလော်ရီဒါ ယာဉ်အမှုထမ်းသို့မဟုတ် payload မရှိအရှုံးနှင့်အတူ။ [|] payload [payload (လေထုနှင့်အာကာသယာဉ်)] ဒါဟာအစဉ်အဆက်လုပ်ငန်းလည်ပတ်မှုအခြေအနေကိုမှယူဆောင်အရပ်အရှည်ဆုံး, အပြင်းထန်ဆုံးနှင့်အာဏာအရှိဆုံးဒုံးပျံဖြစ်နေဆဲပဲအပြင်းထန်ဆုံးပစ်လွှတ်မော်တော်ယာဉ်များအတွက်စံချိန်ရရှိထားသူဖြစ်ပါသည်။

Saturn V

The final manned Saturn V, AS-512, before the launch of Apollo 17 in December 1972
လုပ်ငန်းဆောင်တာ
  • Apollo lunar program
  • Launch of Skylab
ထုတ်လုပ်သူ
  • Boeing (S-IC)
  • North American (S-II)
  • Douglas (S-IVB)
မူလနိုင်ငံ United States
စီမံကိန်း ကုန်ကျမှု $6.417 billion in 1964–1973 dollars[1]
ပစ်လွှတ် ကုန်ကျစရိတ် $185 million in 1969–1971 dollars[2] ($1.16 billion in 2016 value), of which $110 million was for vehicle.[3]
Size
အမြင့် ၃၆၃.၀ ft (၁၁၀.၆ m)
အချင်း ၃၃.၀ ft (၁၀.၁ m)
ထုထည် ၆,၅၄၀,၀၀၀ lb (၂,၉၇၀,၀၀၀ kg)[4]
အဆင့်များ 3
Capacity
Payload to LEO (၉၀ nmi (၁၇၀ km), 30° inclination)၃၁၀,၀၀၀ lb (၁၄၀,၀၀၀ kg)[5][6][note 1]
Payload to TLI၁၀၇,၁၀၀ lb (၄၈,၆၀၀ kg)[4]
Associated rockets
မိသားစု Saturn
အပြောင်းအလဲများ Saturn INT-21
နှိုင်းယှဉ်စရာများ
  • Historic: N1
  • Future: Long March 9
  • SLS
  • BFR
ပစ်လွှတ်မှုသမိုင်း
အခြေနေ Retired
ပစ်လွှတ်နေရာ LC-39, Kennedy Space Center
ပစ်လွှတ်မှုစုစုပေါင်း 13
အောင်မြင်မှုများ 12
ကျရှုံးမှုများ 0
တစိတ်တပိုင်း ကျရှုံးမှုများ 1 (Apollo 6)
ပထမဆုံး ပျံသန်းခြင်း November 9, 1967 (AS-501[note 2] Apollo 4)
နောက်ဆုံး ပျံသန်းမှု May 14, 1973 (AS-513 Skylab 1)
First stage – S-IC
အလျား၁၃၈.၀ ft (၄၂.၁ m)
အချင်း၃၃.၀ ft (၁၀.၁ m)
Empty mass၂၈၇,၀၀၀ lb (၁၃၀,၀၀၀ kg)
Gross mass၅,၀၄၀,၀၀၀ lb (၂,၂၉၀,၀၀၀ kg)
Engines5 Rocketdyne F-1
တွန်းအား၇,၈၉၁,၀၀၀ lbf (၃၅,၁၀၀ kN) sea level
Specific impulse၂၆၃ second (၂.၅၈ kilometres per second) sea level
လောင်ကျွမ်းချိန်165 seconds
လောင်စာRP-1/LOX
Second stage – S-II
အလျား၈၁.၅ ft (၂၄.၈ m)
အချင်း၃၃.၀ ft (၁၀.၁ m)
Empty mass၈၈,၄၀၀ lb (၄၀,၁၀၀ kg)[note 3]
Gross mass၁,၀၉၃,၉၀၀ lb (၄၉၆,၂၀၀ kg)[note 3]
Engines5 Rocketdyne J-2
တွန်းအား၁,၁၅၅,၈၀၀ lbf (၅,၁၄၁ kN) vacuum
Specific impulse၄၂၁ second (၄.၁၃ kilometres per second) vacuum
လောင်ကျွမ်းချိန်360 seconds
လောင်စာLH2/LOX
Third stage – S-IVB
အလျား၆၁.၆ ft (၁၈.၈ m)
အချင်း၂၁.၇ ft (၆.၆ m)
Empty mass၂၉,၇၀၀ lb (၁၃,၅၀၀ kg)[4][note 4]
Gross mass၂၇၁,၀၀၀ lb (၁၂၃,၀၀၀ kg)[note 4]
Engines1 Rocketdyne J-2
တွန်းအား၂၂၅,၀၀၀ lbf (၁,၀၀၀ kN) vacuum
Specific impulse၄၂၁ second (၄.၁၃ kilometres per second) vacuum
လောင်ကျွမ်းချိန်165 + 335 seconds (2 burns)
လောင်စာLH2/LOX

ဒုံးကျည်၏, ထို Saturn V နှငျ့ အာသာ Rudolph ဟာ [[မာရှယ်အာကာသပျံသန်းမှုစင်တာတွင်] မှာ [] [Wernher ဗွန် Braun] ၏ညှနျကွားအောက်မှာဒီဇိုင်းရေးဆွဲခဲ့သည် | အဆိုပါ [Saturn မိသားစု] [Saturn ဒုံးပျံ] ၏အကြီးဆုံးထုတ်လုပ်မှုပုံစံ ] ဘိုးအင်း, မြောက်အမေရိကလေကြောင်း, ဒေါက်ဂလပ်လေယာဉ်ကုမ္ပဏီ နှင့်အတူ Huntsville, Alabama အဘိဓာန်, နှင့် IBM က ဦးဆောင်ကန်ထရိုက်တာများအဖြစ်၌တည်၏။ von Braun ရဲ့ဒီဇိုင်းအပေါ်သူ၏အလုပ်အပေါ်တစ်စိတ်တစ်ပိုင်းအခြေစိုက်ခဲ့သည် Aggregate ဒုတိယကမ္ဘာစစ်အတွင်းဂျာမဏီအတွက်ဒုံးကျည်၏စီးရီး, အထူးသဖြင့် A-10, A-11, နှင့် A-12 ။

နေ့စွဲရန်, Saturn V ကို [] [အနိမ့်ကမ္ဘာမြေဂြိုဟ်တုပတ်လမ်း] ကျော်လွန်. လူသားများကိုသယ်ဆောင်ရန်အတွက်သာပစ်လွှတ်မော်တော်ယာဉ်ဖြစ်ပါတယ်။ တစ်ဦးက [Apollo အာကာသယာဉ်မှူးများ [စာရင်း | 24 စုစုပေါင်း]] အာကာသယာဉ်မှူး ကိုယ့်ဒီဇင်ဘာလ 1972 မှတဆင့်ဒီဇင်ဘာလ 1968 spanning လေးပါးကိုနှစ်များတွင်တစ်ကြိမ်ထက်သူတို့ထဲကသုံးယောက်ပိုလမှစတင်ခဲ့သည်။

ရာဇဝင်

The origins of the Saturn V rocket begin with the US government choosing Wernher von Braun to be one of about seven hundred German scientists in Operation Paperclip, a program created by President Truman in September 1946. It was intended to bring these scientists and their expertise to the United States, thereby giving America an edge in the Cold War.

Von Braun was put into the rocket design division of the Army due to his direct involvement in the creation of the V-2 rocket.[7] Between 1945 and 1958, his work was restricted to conveying the ideas and methods behind the V-2 to the American engineers. Despite Von Braun's many articles on the future of space rocketry, the US Government continued funding Air Force and Naval rocket programs to test their Vanguard missiles despite numerous costly failures. It was not until the 1957 Soviet launch of Sputnik atop an R-7 intercontinental ballistic missile (ICBM) capable of carrying a thermonuclear warhead to the US,[8][9] that the Army and the government started taking serious steps towards putting Americans in space.[10] Finally, they turned to von Braun and his team, who during these years created and experimented with the Jupiter series of rockets. The Juno I was the rocket that launched the first American satellite in January 1958, and part of the last-ditch plan for NACA (the predecessor of NASA) to get its foot in the Space Race.[11] The Jupiter series was one more step in von Braun's journey to the Saturn V, later calling that first series "an infant Saturn".[10]

Saturn development

The Saturn V's design stemmed from the designs of the Jupiter series rockets. As the success of the Jupiter series became evident, the Saturn series emerged.

C-1 to C-4

Between 1960 and 1962, the Marshall Space Flight Center (MSFC) designed a series of Saturn rockets that could be used for various Earth orbit or lunar missions.

The C-1 was developed into the Saturn I, and the C-2 rocket was dropped early in the design process in favor of the C-3, which was intended to use two F-1 engines on its first stage, four J-2 engines for its second stage, and an S-IV stage, using six RL-10 engines.

NASA planned to use the C-3 as part of the Earth Orbit Rendezvous (EOR) concept, with at least four or five launches needed for a single lunar mission. But MSFC was already planning an even bigger rocket, the C-4, which would use four F-1 engines on its first stage, an enlarged C-3 second stage, and the S-IVB, a stage with a single J-2 engine, as its third stage. The C-4 would need only two launches to carry out an EOR lunar mission.

C-5

On January 10, 1962, NASA announced plans to build the C-5. The three-stage rocket would consist of five F-1 engines for the first stage, five J-2 engines for the second stage, and a single, additional J-2 engine for the third stage.[12] The C-5 was designed for the higher payload capacity necessary for a lunar mission, and could carry up to ၉၀,၀၀၀ ပေါင် (၄၁,၀၀၀ ကီလိုဂရမ်) to the Moon.[12]

The C-5 would undergo component testing even before the first model was constructed. The rocket's third stage would be utilized as the second stage for the C-IB, which would serve both to demonstrate proof of concept and feasibility for the C-5, but would also provide flight data critical to the continued development of the C-5.[12] Rather than undergoing testing for each major component, the C-5 would be tested in an "all-up" fashion, meaning that the first test flight of the rocket would include complete versions of all three stages. By testing all components at once, far fewer test flights would be required before a manned launch.[13]

The C-5 was confirmed as NASA's choice for the Apollo Program in early 1963, and was given a new name—the Saturn V.[12]

The C-1 became the Saturn I, and C-1B became Saturn IB. Von Braun headed a team at the Marshall Space Flight Center in building a vehicle capable of launching a crewed spacecraft on a trajectory to the moon.[10] Before they moved under NASA's jurisdiction, von Braun's team had already begun work on improving the thrust, creating a less complex operating system, and designing better mechanical systems.[10] It was during these revisions that the decision to reject the single engine of the V-2's design came about, and the team moved to a multiple-engine design. The Saturn I and IB reflected these changes, but still did not have the potential to send a crewed spacecraft to the moon.[10] These designs, however, provided a basis for which NASA could determine its best method towards landing a man on the moon.

The Saturn V's final design had several key design features. Engineers determined that the best engines were the F-1s coupled with the new liquid hydrogen propulsion system called J-2, which made the Saturn C-5 configuration optimal.[10] By 1962, NASA had finalized its plans to proceed with von Braun's Saturn designs, and the Apollo space program gained speed.[14]

With the configuration finalized, NASA turned its attention to mission profiles. Despite some controversy, a lunar orbit rendezvous for the lunar module was chosen over an Earth orbital rendezvous.[10] Issues such as type of fuel injections, the needed amount of fuel for such a trip, and rocket manufacturing processes were ironed out, and the designs for the Saturn V were selected. The rocket was to be built in three sections from the bottom up: SI-C, S-II, and S-IVB. Each section was designed by von Braun in Huntsville and built by outside contractors such as Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft, and IBM.[14]

လဆင်းယာဉ်အဖြစ်အပိုလိုယာဉ်အားရွေးချယ်ခြင်း

စီမံကိန်းအစောပိုင်းကာလများတွင် နာဆာသည် လသွားခရီးအတွက် ကမ္ဘာပတ်လမ်းမှချိန်၍ပစ်လွှတ်ခြင်း၊ တိုက်ရိုက်ဆင်းသက်ခြင်းနှင့် လပတ်လမ်းမှချိန်၍ပစ်လွှတ်ခြင်းဟူ၍ အစီအစဉ်သုံးမျိုးစဉ်းစားခဲ့သည်။ တိုက်ရိုက်ဆင်းသက်ခြင်းအတွက်မူ လမျက်နှာပြင်ပေါ်တိုက်ရိုက်ဆင်းသက်မည့် ဒုံးပျံကြီးကြီးတစ်ခုလိုသည်။ ကမ္ဘာပတ်လမ်းမှပစ်လွှတ်ရန်အတွက်မူ သေးငယ်သောအာကာသယာဉ်နှစ်စင်းပစ်လွှတ်ပြီး ကမ္ဘာပတ်လမ်းတွင်ချိတ်ဆက်စေနိုင်သည်။ လပတ်လမ်းမှပစ်လွှတ်ခြင်းအတွက်မူ အာကာသယာဉ်တစ်ခုနှင့်ယင်းအားတွန်းအားပေးမည့်ဒုံးပျံတစ်ခုသာလိုပြီး အာကာသယာဉ်၏အစိတ်အပိုင်းငယ်တစ်ခုကသာလျှင်လပေါ်ဆင်းသက်မည်ဖြစ်သည်။ ထိုလဆင်းယာဉ်က ပင်မယာဉ်နှင့်ပြန်လည်ချိတ်ဆက်ပြီး အာကာသသူရဲများကမ္ဘာသို့ပြန်လာနိုင်မည်ဖြစ်သည်။

NASA at first dismissed LOR as a riskier option, given that an orbital rendezvous had yet to be performed in Earth orbit, much less in lunar orbit. Several NASA officials, including Langley Research Center engineer John Houbolt and NASA Administrator George Low, argued that a Lunar Orbit Rendezvous provided the simplest landing on the moon, the most cost–efficient launch vehicle and, perhaps most importantly, the best chance to accomplish a lunar landing within the decade.[12] Other NASA officials were convinced, and LOR was officially selected as the mission configuration for the Apollo program on 7 November 1962.[12]

နည်းပညာ

ဆေတန် ၅ ပုံ

ဆေတန် ၅ ၏အရွယ်အစားနှင့်တင်ဆောင်နိုင်သည့်ဝန်တို့သည် ထိုအချိန်ကပျံသန်းနေသည့်ဒုံးပျံများထက်များစွာကြီးမားသည်။ အပိုလိုအာကာသယာဉ်ကိုထိပ်ဖူးတွင်ထည့်သွင်းထားပြီးနောက် ဒုံးပျံကိုထောင်ထားချိန်တွင် ၃၆၃ ပေ (၁၁၁ မီတာ) မြင့်ပြီး အမေရိကန်လွတ်လပ်ရေးရုပ်တုထက် ၅၈ပေပိုမြင့်သည်။ တောင်ပံများမပါဘဲနှင့်အချင်း၃၃ ပေ (၁၀ မီတာ)ရှိသည်။ လောင်စာဖြည့်တင်းပြီးချိန်တွင် အလေးချိန် in diameter. Fully fueled it had a total mass of 6.5 million pounds (3,000 metric tons) ရှိသည်။ တင်ဆောင်နိုင်သည့်ဝန်မှာ ကမ္ဘာပတ်လမ်းနိမ့် သို့၂၆၀,၀၀၀ ပေါင် (၁၂၀,၀၀၀ ကီလိုဂရမ်) ပို့နိုင်သည်။


ဆနျ့ကငျြဘ၌, မာကျူရီ-Redstone Launch Vehicle 78,000 လောက်ပေါင် (S-IVB ဇာတ်စင်ထက်ပိုရှည်ရုံအောက်မှာ 11 ပေ (3.4 မီတာ) ဖြစ်ခဲ့သည်, လတ်ြလပ်ခ 7 ရက်နေ့တွင်ပထမဦးဆုံးလိုက်ပါအမေရိကန်အာကာသယာဉ်နဲ့လက်တွေ့အသုံးပြုနည်းပင်လယ်ရေမျက်နှာပြင်တွန်းကန်အားကိုအပ် အဆိုပါ Launch Escape System ကိုဒုံးပျံ (147,000 ပေါင်-force (650 ကီလိုနယူတန်) ပင်လယ်ရေမျက်နှာပြင်တွန်းကန်အား) ထက် -force (350 ကီလိုနယူတန်)) ဟာ Apollo command ကို module တစ်ခုပေါ်ကနေတပ်ဆင်ထားသည်။ [

တွန်းအားအပါအဝင်မြောက်မြားစွာကိုအဓိကစနစ်များ, ကန်ထရိုက်တို့ကဒီဇိုင်းရေးဆွဲခဲ့ကြပေမယ့်အဆိုပါ Saturn V ကိုအဓိကအား, Huntsville, Alabama အဘိဓာန် အတွက် မာရှယ်အာကာသပျံသန်းမှုစင်တာတွင် ကဒီဇိုင်းခဲ့သည်။ [| သည့် F-1] [သည့် F-1 (ဒုံးပျံအင်ဂျင်)] နှင့် J ကို-2 ဒုံးပျံအင်ဂျင် တွန်းအားများအတွက် s ကိုဒါဟာအင်အားကြီးသစ်ကိုအသုံးပြုခဲ့သည်။ စမ်းသပ်ပြီးတဲ့အခါမှာအဲဒီအင်ဂျင်အနီးအနားရှိအိမ်၏ပြတင်းပေါက်ချိုးဖဲ့ [15] ဒီဇိုင်နာအဖြစ်တာနည်းပညာကိုသုံးစွဲဖို့ကြိုးစားစောစောအပေါ်ဆုံးဖြတ်ခဲ့သည် အဆိုပါ Saturn ကနေငါတတ်နိုင်သမျှ program ။ အကျိုးဆက်ကတော့ က S-IVB - ထို Saturn V ကို 500 တတိယအဆင့်တွင်အဆိုပါ Saturn ခလရ ၏ S-IVB-200 ဒုတိယအဆင့်ပေါ်တွင်အခြေခံခဲ့သည်။ အဆိုပါ | အဆိုပါ Saturn V ကိုထိန်းချုပ်ထားကြောင်း Saturn V ကိုစာရွက်စာတမ်းယူနစ်စာရွက်စာတမ်းယူနစ် ဟာ Saturn ခလရကသယ်ဆောင်ကြောင်းနှင့်အတူဝိသေသလက္ခဏာများ shared ။

အသေးစိတ်အစီအစဉ်နှင့်အခြား Saturn V ကိုအစီအစဉ်များကိုမာရှယ်အာကာသပျံသန်းမှု Center မှာ microfilm အပေါ်ရရှိနိုင်ပါသည် [16]


S-IC ပထမအဆင့် S-II ကိုဒုတိယအဆင့်နှင့် S-IVB တတိယအဆင့်တွင် & mdash; သည်; နှင့်တူရိယာယူနစ်အဆိုပါ Saturn V ကိုအဆင့်သုံးဆင့် & amp; mdash ပါဝင်သည်။အရည်အောက်စီဂျင် (LOX) တစ်ခုအဖြစ်အသုံးပြုအားလုံးအဆင့်သုံးဆင့် oxide ။ ဒုတိယနှင့်တတိယအဆင့်ဆင့် အရည်ဟိုက်ဒရိုဂျင် (LH2) ကိုအသုံးပြုနေစဉ်, လောင်စာဆီများအတွက် RP-1 ကိုအသုံးပြုပထမအဆင့်။

အထက်အဆင့်ဆင့်ကိုလည်းပစ်လွှတ်စဉ်အတွင်းအဆင့်ခွဲခြားရန်, နှင့်အရည်လောင်စာအတွက်ပန့်များသို့ရေးဆွဲခံရဖို့သင့်လျော်အနေအထား၌ရှိကြောင်းသေချာစေရန်ကူညီပေးခဲ့သကြောင်းသေးငယ်တဲ့အစိုင်အခဲလောင်စာ ullage မော်တာ ကိုယ့်ကိုအသုံးပြုခဲ့သည်။{ပင်မ | က S-IC}} ဖိုင်:Apollo ဟာယာဉ်ညီလာခံ Building.jpg 8 ပထမအဆင့် | အပိုလို 8 Saturn V ကို၎င်း ဖြောင့်မတ် || left 1, 1968 အဆိုပါ Michoud ညီလာခံ Facility မှာ New Orleans ဘယ်မှာ Space Shuttle [[ပြင်ပ Tank] | S-IC [] အဆိုပါဘိုးအင်းကုမ္ပဏီ [ဘိုးအင်း] ကတည်ဆောက်ခဲ့သည် ] s ကိုနောက်ပိုင်းမှာ Lockheed Martin ကုမ္ပဏီကတည်ဆောက်မည်ဖြစ်သည်။ ဤကိစ္စတွင် RP-1 ဒုံးပျံလောင်စာနှင့်ထဲတွင် | ပစ်လွှတ်မှာထောင်နှစ်ကျော်မက်ထရစ်တန်ချိန်၎င်း၏ဒြပ်ထုအများစုမှာ [propellant] [Bipropellant ဒုံးပျံ] ခဲ့သည် အရည်အောက်စီဂျင် [[Oxidizing အေးဂျင့် | oxide] ] အမေရိကန်နှုန်းရုံအောက်မှာ 5 လက်မတစ်လောင်စာထိရောက်မှုဂါလံနှင့်အတူ (4 & nbsp အောက်မှာ; စင်တီမီတာနှုန်းလီတာ) ခြုံငုံ [17]</ref></ref></ref>


က S-IVB တတိယဆင့်

🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲

တမ်းပလိတ်:ပင်မ ဖိုင်:SaturnV က S-IVB.jpg အဆိုပါ က S-IVB ဟာ ဒေါက်ဂလပ်လေယာဉ်ကုမ္ပဏီ Huntington Beach တွင်ကယ်လီဖိုးနီးယား မှာ။ တို့ကတည်ဆောက်ခဲ့ ဒါဟာတဦးတည်း J ကို-2 အင်ဂျင်နှင့် S-II ကိုကဲ့သို့တူညီသောလောင်စာကိုအသုံးပြုခဲ့သည်။ S-IVB နှစ်ခုင့်ကားများသီးခြားထားရန်ဘုံ bulkhead ကိုအသုံးပြုခဲ့သည်။ {disp = လှန် | | ftin | မီတာ | {ပြောင်း | 6,604 sigfig = 3}} {sigfig = 3} ftin | | မီတာ | | 17,86 | disp = လှန် {ပြောင်း} တစ်ဦးချင်းနှင့်အတူအရပ်ရှည်ရှည်ကဖြစ်လည်းအတူဒီဇိုင်းရေးဆွဲခဲ့သည် မရအတော်လေးအဖြစ်မှထုတ်ပြန်သော S-II ကိုအဖြစ်သော်လည်းမြင့်မားအစုလိုက်အပြုံလိုက်ထိရောက်မှု။ {| 262000 | {ပြောင်းပေါင် | ကီလိုဂရမ်}} နှင့်အပြည့်အဝလောင်စာခန့်အလေးချိန် S-IVB အကြောင်းကို {| 23000 | | ပေါင်ကီလိုဂရမ်} {ပြောင်း} ၏သွေ့ခြောက်အလေးချိန်ရှိခဲ့ပါတယ်။ [18]အင်ဂျင်တစ်ချိန်ကမစ်ရှင်နှုန်းကို restart ချလိုက်ပါခဲ့ကြောင်းအတွက် Saturn V ကိုတွင်အသုံးပြုထားသော S-IVB-500 မော်ဒယ် S-IVB-200 ဟာ Saturn ခလရ၏ဒုတိယအဆင့်တွင်အဖြစ်အသုံးပြုထံမှကွဲပြားပါတယ်။ ပထမဦးဆုံး 2.5 မိနစ်မှာဒုတိယအဆင့်က cutoff ပြီးနောက်ဂြိုဟ်တုပတ်လမ်းသွင်းဘို့မီးရှို့နောက်ပိုင်းတွင် Trans-လဆေးထိုး (TLI) အတွက်အကြောင်းကို 6 တည်တံ့, မီးမရှို့: စင်မြင့်တခုလမစ်ရှင်စဉ်အတွင်းနှစ်ကြိမ်အသုံးပြုလိမ့်မယ်လို့အတိုင်းဤလိုအပ်သောခဲ့သည် မိ။ နှစ်ဦးကိုအရည်လောင်စာအရန် Propulsion စနစ် (APS) ယူနစ် ကားပါကင်ပတ်လမ်း စဉ်အတွင်းသဘောထားကိုထိန်းချုပ်ရေးအတွက်အသုံးပြုခဲ့ကြသည်စင်မြင့်၏ AFT အဆုံးမှာတပ်ဆင်ထားခြင်းနှင့်မစ်ရှင်၏ Trans-lunar အဆင့်။

ကြိုတင် trans ဆိုတဲ့-လဆေးထိုးမီးလောင်ဖို့ AFT အကြံပေးအဖွဲ့အင်ဂျင် feed ကိုလိုင်းများအတွက်လောင်စာအခြေချရန် | [ullage အင်ဂျင်] [ullage မော်တာ] နှစ်ခု APSs လည်းအဖြစ်အသုံးပြုခဲ့ကြသည်။[| Guppy] ကိုယ်ဝန်ဆောင် [Aero Spacelines ကိုယ်ဝန်ဆောင် Guppy] S-IVB ဤကိစ္စတွင်ထဲမှာ, လေယာဉ်ဖြင့်ပို့ဆောင်ခံရဖို့လုံလောကျသေးငယ်သည့် Saturn V ကို၏တစ်ခုတည်းသောဒုံးပျံစင်မြင့်ခဲ့သည်။

စာရွက်စာတမ်းယူနစ်

🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲

တမ်းပလိတ်:ပင်မ [[Image: Below.jpg မှစ. IU သည်-501 | ညာဘက် | လက်မ | အဆိုပါ စာရွက်စာတမ်းယူနစ် ဟာ အပိုလို 4 Saturn V ကို] များအတွက်] တန်ဆာယူနစ်] [[ကို IBM ကတည်ဆောက်ခဲ့သည် ] နှင့်တတိယအဆင့်တွင်ပေါ်ကနေစီးသွားခဲ့တယ်။ဒါဟာ Huntsville, Alabama အဘိဓာန်အတွက်အာကာသစနစ်များ Center မှာဆောက်လုပ်ထားခဲ့သည်။S-IVB စွန့်ပစ်ခံခဲ့ရအထိဤကွန်ပျူတာရုံ liftoff ထံတော်မှဒုံးပျံများ၏စစ်ဆင်ရေးထိန်းချုပ်ထား။ဒါဟာဒုံးပျံဘို့လမ်းညွှန်မှုနှင့် ပေးပို့စနစ်များ စနစ်များလည်းပါဝင်သည်။ယင်းအရှိန်နှင့်မော်တော်ယာဉ်သဘောထားကိုတိုင်းတာအသုံးပြုပုံကြောင့်မဆိုသွေဖီများအတွက်ဒုံးပျံနှင့်မှန်ကန်သောများ၏အနေအထားနှင့်အလျင်တွက်ချက်နိုင်ပါတယ်။

Range ဘေးကင်းလုံခြုံမှု

အဆိုပါဒုံးပျံ၏ပျက်စီးခြင်းလိုအပ်အနေနဲ့ဖျက်သိမ်းသည်၏ဖြစ်ရပ်မှာအကွာအဝေးဘေးကင်းလုံခြုံရေးအရာရှိတဦးကအဝေးမှအင်ဂျင်ပိတ်ပစ်မယ်လို့နှင့်အတော်ကြာစက္ကန့်ပေါကျကှဲဖို့ဒုံးပျံ၏အပြင်ဘက်မျက်နှာပြင်မှပူးတွဲပါ shaped ပေါက်ကွဲစွဲချက်အဘို့အခြား command ကိုပေးပို့ပြီးနောက်။ ဤရွေ့ကားလောင်စာဆီနှင့် oxide င့်ကားများအတွက်ဖြတ်တောက်မှုအလျင်အမြန်လောင်စာလူစုခွဲရန်နှင့်ရောစပ် minimize လုပ်လိမ့်မယ်။ သို့မဟုတ် (လေယာဉ်၏နောက်ပိုင်းတွင်အဆင့်မှာ) ဝန်ဆောင်မှုရဲ့ module တစ်ခု၏တွန်းအား system ကို | [Launch မျှော်စင်] Escape [Apollo အာကာသယာဉ် # Launch Escape စနစ် (Les)] သည်ဤလုပ်ရပ်များအကြားခေတ္တနားသည့် အသုံးပြု. မှလွတ်မြောက်ရန်သင်္ဘောသားများအတွက်အချိန်ပေးလိမ့်မယ်။ S-IVB ဇာတ်စင်ပှေါကိုယ်ပိုင်ဖျက်ဆီးမှုစနစ်ပိတ်ထားရန်ဂြိုဟ်တုပတ်လမ်းသို့ရောက်ရှိပြီးနောက်တစ်ဦးကတတိယ command ကို "ဘေးကင်းလုံခြုံ" အသုံးပြုခဲ့သည်။ အဆိုပါစနစ်ကိုလည်းဒုံးပျံပစ်လွှတ် pad ပါအပေါ်နေဆဲဖြစ်သကဲ့သို့ရှည်လျားအဖြစ်လှုပ်ရှားခဲ့ [19]

Comparisons

အမေရိကန် ဆေတန် ၅ ဒုံးပျံနှင့်ဆိုဗီယက် N1 ဒုံးပျံတိုးအားနှိုင်းယှဉ်ပြထားပုံ၊ စကေးကိုက်မဟုတ်ပါ၊ N1ကပိုနိမ့်သည်။

ဆေတန် ၅ နှင့်ယှဉ်ပြိုင် ဆိုဗီယက်အာကာသစီမံကိန်းမှာ N1ဒုံးပျံဖြစ်သည်။ ဆေတန်ဒုံးပျံကပိုမြင့်၊ ပိုလေးပြီး ဝန်ပိုမိုသယ်ဆောင်နိုင်သည်။[20] while the N-1 had more liftoff thrust and a larger first stage diameter.[21] The N1 never became operational; four test launches each resulted in catastrophic vehicle failure early in flight, and the program was canceled. The first stage of Saturn V used five powerful engines rather than the 30 smaller engines of the N-1. During two launches, Apollo 6 and Apollo 13, the Saturn V was able to recover from engine loss incidents. The N-1 likewise was designed to compensate for engine loss, but the system never successfully saved a launch from failure.

The three-stage Saturn V had a peak thrust of at least ၇,၆၅၀,၀၀၀ pounds-force (၃၄.၀၂ မဂ္ဂါနယူတန်) (SA-510 and subsequent)[22] and a lift capacity of 118,000 kg to LEO. The SA-510 mission (Apollo 15) had a liftoff thrust of ၇,၈၂၃,၀၀၀ pounds-force (၃၄.၈၀ မဂ္ဂါနယူတန်). The SA-513 mission (Skylab) had slightly greater liftoff thrust of ၇,၈၉၁,၀၀၀ pounds-force (၃၅.၁၀ မဂ္ဂါနယူတန်). By comparison, the N-1 had a sea-level liftoff thrust of about ၉,၉၀၀,၀၀၀ pounds-force (၄၄ မဂ္ဂါနယူတန်). No other operational launch vehicle has ever surpassed the Saturn V in height, weight, or payload capability. The closest contenders were the US Space Shuttle and the Soviet Energia.

The Space Shuttle generated a peak thrust of ၃၀.၁ မဂ္ဂါနယူတန် (၆,၈၀၀,၀၀၀ pounds-force),[23] and payload capacity to LEO (excluding the Orbiter itself) was ၂၈,၈၀၀ ကီလိုဂရမ် (၆၃,၅၀၀ ပေါင်), which was about 25 percent of the Saturn V's payload. Total mass in orbit, including the Orbiter, was about ၁၁၂,၀၀၀ ကီလိုဂရမ် (၂၄၇,၀၀၀ ပေါင်), compared to the Apollo 15 total orbital mass of the S-IVB third stage and Apollo spacecraft, of ၁၄၀,၉၇၆ ကီလိုဂရမ် (၃၁၀,၇၉၉ ပေါင်).

Energia had the same liftoff thrust as SA-513, ၇,၉၀၀,၀၀၀ pounds-force (၃၅.၁ မဂ္ဂါနယူတန်). The Energia had two test flights: one failure in 1987, and one successful launch of an unmanned Buran shuttle to orbit in 1988. The Energia and Buran programs were cancelled in 1993. Hypothetical future versions might have been significantly more powerful than the Saturn V, delivering ၄၆ မဂ္ဂါနယူတန် (၁၀,၀၀၀,၀၀၀ pounds-force) of thrust and able to deliver up to ၁၇၅ tonne (၃၈၆,၀၀၀ ပေါင်) to LEO in the "Vulkan" configuration. Planned uprated versions of the Saturn V using F-1A engines would have had about 18 percent more thrust and ၁၃၇,၂၅၀ ကီလိုဂရမ် (၃၀၂,၅၈၀ ပေါင်) payload.[24] NASA contemplated building larger members of the Saturn family, such as the Saturn C-8, and also unrelated rockets, such as Nova, but these were never produced.

Some other recent launch vehicles have a small fraction of the Saturn V's payload capacity: the European Ariane 5 with the newest versions Ariane 5 ECA delivers up to 10,000 kg to geostationary transfer orbit (GTO). The US Delta 4 Heavy, which launched a dummy satellite on December 21, 2004, has a capacity of 13,100 kg to geosynchronous transfer orbit. The yet to be flown Atlas V Heavy (using engines based on a Russian design) delivers up to 29,400 kg to LEO and 8,900 kg to GTO. The yet to be flown SpaceX Falcon Heavy delivers up to 53,000 kg to LEO and 12,000 kg to GTO.


S-IC ပထမအဆင့် S-II ကိုဒုတိယအဆင့်နှင့် S-IVB တတိယအဆင့်တွင် & mdash; သည်; နှင့်တူရိယာယူနစ်အဆိုပါ Saturn V ကိုအဆင့်သုံးဆင့် & amp; mdash ပါဝင်သည်။အရည်အောက်စီဂျင် (LOX) တစ်ခုအဖြစ်အသုံးပြုအားလုံးအဆင့်သုံးဆင့် oxide ။ ဒုတိယနှင့်တတိယအဆင့်ဆင့် အရည်ဟိုက်ဒရိုဂျင် (LH2) ကိုအသုံးပြုနေစဉ်, လောင်စာဆီများအတွက် RP-1 ကိုအသုံးပြုပထမအဆင့်။

အထက်အဆင့်ဆင့်ကိုလည်းပစ်လွှတ်စဉ်အတွင်းအဆင့်ခွဲခြားရန်, နှင့်အရည်လောင်စာအတွက်ပန့်များသို့ရေးဆွဲခံရဖို့သင့်လျော်အနေအထား၌ရှိကြောင်းသေချာစေရန်ကူညီပေးခဲ့သကြောင်းသေးငယ်တဲ့အစိုင်အခဲလောင်စာ ullage မော်တာ ကိုယ့်ကိုအသုံးပြုခဲ့သည်။{ပင်မ | က S-IC}} ဖိုင်:Apollo ဟာယာဉ်ညီလာခံ Building.jpg 8 ပထမအဆင့် | အပိုလို 8 Saturn V ကို၎င်း ဖြောင့်မတ် || left 1, 1968 အဆိုပါ Michoud ညီလာခံ Facility မှာ New Orleans ဘယ်မှာ Space Shuttle [[ပြင်ပ Tank] | S-IC [] အဆိုပါဘိုးအင်းကုမ္ပဏီ [ဘိုးအင်း] ကတည်ဆောက်ခဲ့သည် ] s ကိုနောက်ပိုင်းမှာ Lockheed Martin ကုမ္ပဏီကတည်ဆောက်မည်ဖြစ်သည်။ ဤကိစ္စတွင် RP-1 ဒုံးပျံလောင်စာနှင့်ထဲတွင် | ပစ်လွှတ်မှာထောင်နှစ်ကျော်မက်ထရစ်တန်ချိန်၎င်း၏ဒြပ်ထုအများစုမှာ [propellant] [Bipropellant ဒုံးပျံ] ခဲ့သည် အရည်အောက်စီဂျင် [[Oxidizing အေးဂျင့် | oxide] ] အမေရိကန်နှုန်းရုံအောက်မှာ 5 လက်မတစ်လောင်စာထိရောက်မှုဂါလံနှင့်အတူ (4 & nbsp အောက်မှာ; စင်တီမီတာနှုန်းလီတာ) ခြုံငုံ [25]</ref></ref></ref>


က S-IVB တတိယဆင့်

🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲

တမ်းပလိတ်:ပင်မ ဖိုင်:SaturnV က S-IVB.jpg အဆိုပါ က S-IVB ဟာ ဒေါက်ဂလပ်လေယာဉ်ကုမ္ပဏီ Huntington Beach တွင်ကယ်လီဖိုးနီးယား မှာ။ တို့ကတည်ဆောက်ခဲ့ ဒါဟာတဦးတည်း J ကို-2 အင်ဂျင်နှင့် S-II ကိုကဲ့သို့တူညီသောလောင်စာကိုအသုံးပြုခဲ့သည်။ S-IVB နှစ်ခုင့်ကားများသီးခြားထားရန်ဘုံ bulkhead ကိုအသုံးပြုခဲ့သည်။ {disp = လှန် | | ftin | မီတာ | {ပြောင်း | 6,604 sigfig = 3}} {sigfig = 3} ftin | | မီတာ | | 17,86 | disp = လှန် {ပြောင်း} တစ်ဦးချင်းနှင့်အတူအရပ်ရှည်ရှည်ကဖြစ်လည်းအတူဒီဇိုင်းရေးဆွဲခဲ့သည် မရအတော်လေးအဖြစ်မှထုတ်ပြန်သော S-II ကိုအဖြစ်သော်လည်းမြင့်မားအစုလိုက်အပြုံလိုက်ထိရောက်မှု။ {| 262000 | {ပြောင်းပေါင် | ကီလိုဂရမ်}} နှင့်အပြည့်အဝလောင်စာခန့်အလေးချိန် S-IVB အကြောင်းကို {| 23000 | | ပေါင်ကီလိုဂရမ်} {ပြောင်း} ၏သွေ့ခြောက်အလေးချိန်ရှိခဲ့ပါတယ်။ [26]အင်ဂျင်တစ်ချိန်ကမစ်ရှင်နှုန်းကို restart ချလိုက်ပါခဲ့ကြောင်းအတွက် Saturn V ကိုတွင်အသုံးပြုထားသော S-IVB-500 မော်ဒယ် S-IVB-200 ဟာ Saturn ခလရ၏ဒုတိယအဆင့်တွင်အဖြစ်အသုံးပြုထံမှကွဲပြားပါတယ်။ ပထမဦးဆုံး 2.5 မိနစ်မှာဒုတိယအဆင့်က cutoff ပြီးနောက်ဂြိုဟ်တုပတ်လမ်းသွင်းဘို့မီးရှို့နောက်ပိုင်းတွင် Trans-လဆေးထိုး (TLI) အတွက်အကြောင်းကို 6 တည်တံ့, မီးမရှို့: စင်မြင့်တခုလမစ်ရှင်စဉ်အတွင်းနှစ်ကြိမ်အသုံးပြုလိမ့်မယ်လို့အတိုင်းဤလိုအပ်သောခဲ့သည် မိ။ နှစ်ဦးကိုအရည်လောင်စာအရန် Propulsion စနစ် (APS) ယူနစ် ကားပါကင်ပတ်လမ်း စဉ်အတွင်းသဘောထားကိုထိန်းချုပ်ရေးအတွက်အသုံးပြုခဲ့ကြသည်စင်မြင့်၏ AFT အဆုံးမှာတပ်ဆင်ထားခြင်းနှင့်မစ်ရှင်၏ Trans-lunar အဆင့်။

ကြိုတင် trans ဆိုတဲ့-လဆေးထိုးမီးလောင်ဖို့ AFT အကြံပေးအဖွဲ့အင်ဂျင် feed ကိုလိုင်းများအတွက်လောင်စာအခြေချရန် | [ullage အင်ဂျင်] [ullage မော်တာ] နှစ်ခု APSs လည်းအဖြစ်အသုံးပြုခဲ့ကြသည်။[| Guppy] ကိုယ်ဝန်ဆောင် [Aero Spacelines ကိုယ်ဝန်ဆောင် Guppy] S-IVB ဤကိစ္စတွင်ထဲမှာ, လေယာဉ်ဖြင့်ပို့ဆောင်ခံရဖို့လုံလောကျသေးငယ်သည့် Saturn V ကို၏တစ်ခုတည်းသောဒုံးပျံစင်မြင့်ခဲ့သည်။

စာရွက်စာတမ်းယူနစ်

🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲

တမ်းပလိတ်:ပင်မ [[Image: Below.jpg မှစ. IU သည်-501 | ညာဘက် | လက်မ | အဆိုပါ စာရွက်စာတမ်းယူနစ် ဟာ အပိုလို 4 Saturn V ကို] များအတွက်] တန်ဆာယူနစ်] [[ကို IBM ကတည်ဆောက်ခဲ့သည် ] နှင့်တတိယအဆင့်တွင်ပေါ်ကနေစီးသွားခဲ့တယ်။ဒါဟာ Huntsville, Alabama အဘိဓာန်အတွက်အာကာသစနစ်များ Center မှာဆောက်လုပ်ထားခဲ့သည်။S-IVB စွန့်ပစ်ခံခဲ့ရအထိဤကွန်ပျူတာရုံ liftoff ထံတော်မှဒုံးပျံများ၏စစ်ဆင်ရေးထိန်းချုပ်ထား။ဒါဟာဒုံးပျံဘို့လမ်းညွှန်မှုနှင့် ပေးပို့စနစ်များ စနစ်များလည်းပါဝင်သည်။ယင်းအရှိန်နှင့်မော်တော်ယာဉ်သဘောထားကိုတိုင်းတာအသုံးပြုပုံကြောင့်မဆိုသွေဖီများအတွက်ဒုံးပျံနှင့်မှန်ကန်သောများ၏အနေအထားနှင့်အလျင်တွက်ချက်နိုင်ပါတယ်။

တပ်ဆင်ခြင်း

The Apollo 10 Saturn V during rollout

After the construction and ground testing of a stage was completed, it was then shipped to the Kennedy Space Center. The first two stages were so large that the only way to transport them was by barge. The S-IC, constructed in New Orleans, was transported down the Mississippi River to the Gulf of Mexico. After rounding Florida, it was then transported up the Intra-Coastal Waterway to the Vertical Assembly Building (now called the Vehicle Assembly Building). This is in essence the same route which was used by NASA to ship Space Shuttle External Tanks. The S-II was constructed in California and so traveled via the Panama Canal. The third stage and Instrument Unit could be carried by the Aero Spacelines Pregnant Guppy and Super Guppy, but could also have been carried by barge if warranted.

ဒေါင်လိုက်တပ်ဆင်ရေးအဆောက်အအုံသို့ရောက်သောအခါ အဆင့်တိုင်းအား ဒေါင်လိုက်မတပ်ဆင်မီ အလျားလိုက်ချထားကာစစ်ဆေးသည်။ NASA also constructed large spool-shaped structures that could be used in place of stages if a particular stage was late. These spools had the same height and mass and contained the same electrical connections as the actual stages.

NASA stacked or assembled the Saturn V on a Mobile Launcher Platform (MLP), which consisted of a Launch Umbilical Tower (LUT) with nine swing arms (including the crew access arm), a "hammerhead" crane, and a water suppression system which was activated prior to launch. After assembly was completed, the entire stack was moved from the VAB to the launch pad using the Crawler Transporter (CT). Built by the Marion Power Shovel company (and later used for transporting the smaller and lighter Space Shuttle), the CT ran on four double-tracked treads, each with 57 'shoes'. Each shoe weighed 900 kg (2,000 lb). This transporter was also required to keep the rocket level as it traveled the ၃ မိုင် (၄.၈ ကီလိုမီတာ) to the launch site, especially at the 3 percent grade encountered at the launch pad. The CT also carried the Mobile Service Structure (MSS), which allowed technicians access to the rocket until eight hours before launch, when it was moved to the "halfway" point on the Crawlerway (the junction between the VAB and the two launch pads).

လသွားခရီးပစ်လွှတ်ခြင်းအဆင့်ဆင့်

Liftoff of Apollo 11, the first mission to land humans on the Moon, July 16, 1969

The Saturn V carried all Apollo lunar missions. All Saturn V missions launched from Launch Complex 39 at the John F. Kennedy Space Center in Florida. After the rocket cleared the launch tower, flight control transferred to Johnson Space Center's Mission Control in Houston, Texas.

An average mission used the rocket for a total of just 20 minutes. Although Apollo 6 and Apollo 13 experienced engine failures, the onboard computers were able to compensate by burning the remaining engines longer, and none of the Apollo launches resulted in a payload loss.

S-IC sequence

A condensation cloud surrounds the Apollo 11 Saturn V as it works its way through the dense lower atmosphere. See max Q.

The first stage burned for about 2 minutes and 41 seconds, lifting the rocket to an altitude of ၄၂ မိုင် (၆၈ ကီလိုမီတာ) and a speed of ၆,၁၆၄ miles per hour (၂,၇၅၆ meters per second) and burning ၄,၇၀၀,၀၀၀ ပေါင် (၂,၁၀၀,၀၀၀ ကီလိုဂရမ်) of propellant.[27]

At 8.9 seconds before launch, the first stage ignition sequence started. The center engine ignited first, followed by opposing outboard pairs at 300-millisecond intervals to reduce the structural loads on the rocket. When thrust had been confirmed by the onboard computers, the rocket was "soft-released" in two stages: first, the hold-down arms released the rocket, and second, as the rocket began to accelerate upwards, it was slowed by tapered metal pins pulled through dies for half a second. Once the rocket had lifted off, it could not safely settle back down onto the pad if the engines failed. The astronauts considered this one of the tensest moments in riding the Saturn V, for if the rocket did fail to lift off after release they had a low chance of survival given the large amounts of propellant. A fully fueled Saturn V exploding on the pad would have released two kilotons of energy and been near impossible to survive with the Launch Escape System. To improve the odds, the Saturn Emergency Detection System (EDS) inhibited engine shutdown for the first 30 seconds of flight. (See Saturn V Instrument Unit)

It took about 12 seconds for the rocket to clear the tower. During this time, it yawed 1.25 degrees away from the tower to ensure adequate clearance despite adverse winds. (This yaw, although small, can be seen in launch photos taken from the east or west.) At an altitude of ၄၃၀ ပေ (၁၃၀ မီတာ) the rocket rolled to the correct flight azimuth and then gradually pitched down until 38 seconds after second stage ignition. This pitch program was set according to the prevailing winds during the launch month. The four outboard engines also tilted toward the outside so that in the event of a premature outboard engine shutdown the remaining engines would thrust through the rocket's center of gravity. The Saturn V reached ၄၀၀ feet per second (၁၂၀ meters per second) at over ၁ မိုင် (၁,၆၀၀ မီတာ) in altitude. Much of the early portion of the flight was spent gaining altitude, with the required velocity coming later. The Saturn V broke the sound barrier at just over 1 minute at an altitude of between 3 and 4 nautical miles. At this point, shock collars, or condensation clouds, could be seen forming around the bottom of the command module and around the top of the second stage.

အပိုလို ၁၁ S-IC ခွဲထွက်ခြင်း

At about 80 seconds, the rocket experienced maximum dynamic pressure (max Q). The dynamic pressure on a rocket varies with air density and the square of relative velocity. Although velocity continues to increase, air density decreases so quickly with altitude that dynamic pressure falls below max Q.

Acceleration increased during S-IC flight for two reasons: decreasing propellant mass, and increasing thrust as F-1 engine efficiency improved in the thinner air at altitude. At 135 seconds, the inboard (center) engine shut down to limit acceleration to 4 g (39.2 m/s2). The other engines continued to burn until either oxidizer or fuel depletion is detected by sensors in the suction assemblies. First stage separation was a little less than one second after cutoff to allow for F-1 thrust tail-off. Eight small solid fuel separation motors backed the S-IC from the interstage at an altitude of about ၆၇ ကီလိုမီတာ (၄၂ မိုင်). The first stage continued ballistically to an altitude of about ၁၀၉ ကီလိုမီတာ (၆၈ မိုင်) and then fell in the Atlantic Ocean about ၅၆၀ ကီလိုမီတာ (၃၅၀ မိုင်) downrange.

S-II sequence

Still from film footage of Apollo 6's interstage falling away (NASA)

After S-IC separation, the S-II second stage burned for 6 minutes and propelled the craft to ၁၀၉ မိုင် (၁၇၅ ကီလိုမီတာ) and 15,647 mph (25,182 km/h– 7.00 km/s), close to orbital velocity.

For the first two unmanned launches, eight solid-fuel ullage motors ignited for four seconds to give positive acceleration to the S-II stage, followed by start of the five J-2 engines. For the first seven manned Apollo missions only four ullage motors were used on the S-II, and they were eliminated completely for the final four launches. About 30 seconds after first stage separation, the interstage ring dropped from the second stage. This was done with an inertially fixed attitude so that the interstage, only 1 meter from the outboard J-2 engines, would fall cleanly without contacting them. Shortly after interstage separation the Launch Escape System was also jettisoned. See Apollo abort modes for more information about the various abort modes that could have been used during a launch.

Apollo 6 interstage falling away. The engine exhaust from the SII-C stage is clearly shown impacting the falling stage.

About 38 seconds after the second stage ignition the Saturn V switched from a preprogrammed trajectory to a "closed loop" or Iterative Guidance Mode. The Instrument Unit now computed in real time the most fuel-efficient trajectory toward its target orbit. If the Instrument Unit failed, the crew could switch control of the Saturn to the Command Module's computer, take manual control, or abort the flight.

About 90 seconds before the second stage cutoff, the center engine shut down to reduce longitudinal pogo oscillations. At around this time, the LOX flow rate decreased, changing the mix ratio of the two propellants, ensuring that there would be as little propellant as possible left in the tanks at the end of second stage flight. This was done at a predetermined delta-v.

Five level sensors in the bottom of each S-II propellant tank were armed during S-II flight, allowing any two to trigger S-II cutoff and staging when they were uncovered. One second after the second stage cut off it separated and several seconds later the third stage ignited. Solid fuel retro-rockets mounted on the interstage at the top of the S-II fired to back it away from the S-IVB. The S-II impacted about ၄,၂၀၀ km (၂,၆၀၀ mi) from the launch site

On the Apollo 13 mission, the inboard engine suffered from major pogo oscillation, resulting in an early automatic cutoff. To ensure sufficient velocity was reached, the remaining four engines were kept active for longer than planned. A pogo suppressor was fitted to later Apollo missions to avoid this, though the early engine 5 cutoff remained to reduce G-forces.

S-IVB sequence

Unlike the two-plane separation of the S-IC and S-II, the S-II and S-IVB stages separated with a single step. Although it was constructed as part of the third stage, the interstage remained attached to the second stage.

During Apollo 11, a typical lunar mission, the third stage burned for about 2.5 minutes until first cutoff at 11 minutes 40 seconds. At this point it was ၁,၆၄၀ မိုင် (၂,၆၄၀ ကီလိုမီတာ)  downrange and in a parking orbit at an altitude of ၁၁၈.၈ မိုင် (၁၉၁.၂ ကီလိုမီတာ)  and velocity of 17,432 mph. The third stage remained attached to the spacecraft while it orbited the Earth two and a half times while astronauts and mission controllers prepared for translunar injection (TLI).

Apollo 8 S-IVB rocket stage, shortly after separation

This parking orbit was quite low by Earth orbit standards, and it would have been short-lived due to aerodynamic drag. This was not a problem on a lunar mission because of the short stay in the parking orbit. The S-IVB also continued to thrust at a low level by venting gaseous hydrogen, to keep propellants settled in their tanks and prevent gaseous cavities from forming in propellant feed lines. This venting also maintained safe pressures as liquid hydrogen boiled off in the fuel tank. This venting thrust easily exceeded aerodynamic drag.

For the final three Apollo flights, the temporary parking orbit was even lower (approximately ၁၇၂ ကီလိုမီတာ (၁၀၇ မိုင်)), to increase payload for these missions. The Apollo 9 Earth orbit mission was launched into the nominal orbit consistent with Apollo 11, but the spacecraft were able to use their own engines to raise the perigee high enough to sustain the 10-day mission. The Skylab was launched into a quite different orbit, with a ၄၃၄-ကီလိုမီတာ (၂၇၀-မိုင်) perigee which sustained it for six years, and also a higher inclination to the equator (50 degrees versus 32.5 degrees for Apollo).

On Apollo 11, TLI came at 2 hours and 44 minutes after launch. The S-IVB burned for almost six minutes giving the spacecraft a velocity close to the Earth's escape velocity of 11.2 km/s (40,320 km/h; 25,053 mph). This gave an energy-efficient transfer to lunar orbit with the moon helping to capture the spacecraft with a minimum of CSM fuel consumption.

About 40 minutes after TLI the Apollo Command Service Module (CSM) separated from the third stage, turned 180 degrees and docked with the Lunar Module (LM) that rode below the CSM during launch. The CSM and LM separated from the spent third stage 50 minutes later. This process is known as Transposition, docking, and extraction.

If it were to remain on the same trajectory as the spacecraft, the S-IVB could have presented a collision hazard so its remaining propellants were vented and the auxiliary propulsion system fired to move it away. For lunar missions before Apollo 13, the S-IVB was directed toward the moon's trailing edge in its orbit so that the moon would slingshot it beyond earth escape velocity and into solar orbit. From Apollo 13 onwards, controllers directed the S-IVB to hit the Moon.[28] Seismometers left behind by previous missions detected the impacts, and the information helped map the inside of the Moon.

Apollo 9 was a special case; although it was an earth orbital mission, after spacecraft separation its S-IVB was fired out of earth orbit into a solar orbit.

On September 3, 2002, astronomer Bill Yeung discovered a suspected asteroid, which was given the discovery designation J002E3. It appeared to be in orbit around the Earth, and was soon discovered from spectral analysis to be covered in white titanium dioxide paint, the same paint used for the Saturn V. Calculation of orbital parameters identified the apparent asteroid as being the Apollo 12 S-IVB stage. Mission controllers had planned to send Apollo 12's S-IVB into solar orbit, but the burn after separating from the Apollo spacecraft lasted too long, and hence it did not pass close enough to the Moon, remaining in a barely stable orbit around the Earth and Moon. In 1971, through a series of gravitational perturbations, it is believed to have entered in a solar orbit and then returned into weakly captured Earth orbit 31 years later. It left Earth orbit again in June 2003. Another near-earth object, discovered in 2006 and designated 6Q0B44E, may also be part of an Apollo spacecraft.

Skylab

The last Saturn V launch carried the Skylab space station to low Earth orbit in place of the third stage.

In 1968, the Apollo Applications Program was created to look into science missions that could be performed with the surplus Apollo hardware. Much of the planning centered on the idea of a space station, which eventually spawned the Skylab program. Skylab was launched using a two-stage Saturn V, similar to the proposed Saturn INT-21.[29][30] It was the only launch not directly related to the Apollo lunar landing program. The only significant changes to the Saturn V from the Apollo configurations involved some modification to the S-II to act as the terminal stage for inserting the Skylab payload into earth orbit, and to vent excess propellant after engine cutoff so the spent stage would not rupture in orbit. The S-II remained in orbit for almost two years, and made an uncontrolled re-entry on January 11, 1975.

Originally it was planned to use a 'wet workshop' concept, with a rocket stage being launched into orbit by a Saturn 1B and its spent S-IVB outfitted in space, but this was abandoned for the 'dry workshop' concept: An S-IVB stage from a Saturn IB was converted into a space station on the ground and launched on a Saturn V. A backup, constructed from a Saturn V third stage, is now on display at the National Air and Space Museum.

Three crews lived aboard Skylab from May 25, 1973 to February 8, 1974, with Skylab remaining in orbit until July 11, 1979.

Proposed post-Apollo developments

After Apollo, the Saturn V was planned to be the prime launch vehicle for Prospector intended to deliver a 330 kg robotic rover on the Moon similar to Lunokhod[31] and the Voyager Mars probes, as well an upscaled version of the Voyager interplanetary probes.[32] It was also to have been the launch vehicle for the nuclear rocket stage RIFT test program and the later NERVA. All of these planned uses of the Saturn V were cancelled, with cost being a major factor. Edgar Cortright, who had been director of NASA Langley, stated decades later that "JPL never liked the big approach. They always argued against it. I probably was the leading proponent in using the Saturn V, and I lost. Probably very wise that I lost."[32]

The (canceled) second production run of Saturn Vs would very likely have used the F-1A engine in its first stage, providing a substantial performance boost.[33] Other likely changes would have been the removal of the fins (which turned out to provide little benefit when compared to their weight); a stretched S-IC first stage to support the more powerful F-1As; and uprated J-2s for the upper stages.

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)[34] 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 thirteen F-1 engines firing at launch.

The Space Shuttle was initially conceived of as a cargo transport to be used in concert with the Saturn V, even to the point that a "Saturn-Shuttle," using the orbiter and external tank, but with the tank mounted on a modified, fly-back version of the S-IC, would be used to power the Shuttle during the first two minutes of flight, after which the S-IC would be jettisoned (which would then fly back to KSC for refurbishment) and the Space Shuttle Main Engines would then fire and place the orbiter into orbit. The Shuttle would handle space station logistics, while Saturn V would launch components. Lack of a second Saturn V production run killed this plan and has left the United States without a heavy-lift booster. Some in the U.S. space community have come to lament this situation, as continued production would have allowed the International Space Station, using a Skylab or Mir configuration with both U.S. and Russian docking ports, to have been lifted with just a handful of launches, with the "Saturn Shuttle" concept possibly eliminating the conditions that caused the Challenger Disaster in 1986.

Proposed successors

U.S. proposals for a rocket larger than the Saturn V from the late 1950s through the early 1980s were generally called Nova. Over thirty different large rocket proposals carried the Nova name, but none were developed.

Wernher von Braun and others also had plans for a rocket that would have featured eight F-1 engines in its first stage allowing it to launch a manned spacecraft on a direct ascent flight to the Moon. Other plans for the Saturn V called for using a Centaur as an upper stage or adding strap-on boosters. These enhancements would have increased its ability to send large unmanned spacecraft to the outer planets or manned spacecraft to Mars.

In 2006, as part of the cancelled Constellation Program that would have replaced the Space Shuttle, NASA unveiled plans to construct the heavy-lift Ares V rocket, a Shuttle Derived Launch Vehicle using some existing Space Shuttle and Saturn V infrastructure. Named in homage of the Saturn V, the original design, based on the Space Shuttle External Tank, was ၃၆၀ ft (၁၁၀ m) tall, and powered by five Space Shuttle Main Engines (SSMEs) and two uprated five-segment Space Shuttle Solid Rocket Boosters, which a modified variation would be used for the crew-launched Ares I rocket. As the design evolved, the Ares V was slightly modified, with the same ၃၃ ft (၁၀ m) diameter as that of the Saturn V's S-IC and S-II stages, and in place of the five SSMEs, five RS-68 rocket engines, the same engines used on the Delta IV EELV, would be used. The switch from the SSME to the RS-68 was due to the steep price of the SSME, as that it would be thrown away along with the Ares V core stage after each use, while the RS-68 engine, which is expendable, is cheaper, simpler to manufacture, and more powerful than the SSME.

In 2008, NASA again redesigned the Ares V, lengthening and widening the core stage and added an extra RS-68 engine, giving the launch vehicle a total of six engines. The six RS-68B engines, during launch, would have been augmented by two "5.5-segment" SRBs instead of the original five-segment designs, although no decision was made on the number of segments NASA would have used on the final design.[35] If the six RS-68B/5.5-segment SRB variant had been used, the vehicle would have had a total of approximately ၈,၉၀၀,၀၀၀ lbf (၄၀ MN) of thrust at liftoff, making it more powerful than the Saturn V or the Soviet/Russian Energia boosters, but less than 50–43 MN for the Soviet N-1. An upper stage, known as the Earth Departure Stage and based on the S-IVB, would have utilized a more advanced version of the J-2 engine known as the "J-2X," and would have placed the Altair lunar landing vehicle into a low earth orbit. At ၃၈၁ ft (၁၁၆ m) tall and with the capability of placing 180 tons into low Earth orbit, the Ares V would have surpassed the Saturn V and the two Soviet/Russian superboosters in both height, lift, and launch capability.

The RS-68B engines, based on the current RS-68 and RS-68A engines built by the Rocketdyne Division of Pratt and Whitney (formerly under the ownerships of Boeing and Rockwell International), produce less than half the thrust per engine as the Saturn V's F-1 engines, but are more efficient and can be throttled up or down, much like the SSMEs on the Shuttle. The J-2 engine used on the S-II and S-IVB would have been modified into the improved J-2X engine for use both on the Earth Departure Stage (EDS) as well as on the second stage of the proposed Ares I. Both the EDS and the Ares I second stage would have used a single J-2X motor, although the EDS was originally designed to use two motors until the redesign employing the five (later six) RS-68Bs in place of the five SSMEs.

In September 2011, NASA announced[36] the Space Launch System (SLS) as the United States' new heavy-lift rocket for manned deep-space exploration, and which will be comparable in size and capabilities to the Saturn V. The new SLS has an upper-stage powered by a J2-X engine derived from the Saturn V launch vehicle, the first stage powered by five liquid-fueled rocket engines derived from the Space Shuttle's main engines, along with two strap-on SRBs also derived from the Shuttle program. The initial configuration of the new booster as proposed by NASA could lift approximately 70 metric tons to LEO, with later variants possibly lifting up to 130 metric tons.

Cost

From 1964 until 1973, a total of $6.5 billion ($Error when using {{Inflation}}: |index=US (parameter 1) not a recognized index. billion present day) was appropriated for the Saturn V, with the maximum being in 1966 with $1.2 billion ($Error when using {{Inflation}}: |index=US (parameter 1) not a recognized index. billion present day).[1]

One of the main reasons for the cancellation of the Apollo program was the cost. In 1966, NASA received its biggest budget of US$4.5 billion, about 0.5 percent of the GDP of the United States at that time. In 1969, the cost of a Saturn V including launch was US $ 185 million (inflation adjusted US$ Error when using &#၁၂၃;&#၁၂၃;Inflation&#၁၂၅;&#၁၂၅;: &#၁၂၄;index&#၆၁;US (parameter ၁) not a recognized index. billion in တမ်းပလိတ်:CURRENTISOYEAR).[2]

Saturn V vehicles and launches

A montage of all Saturn V launches, 19671973.
Serial
Number
Mission Launch
Date
Notes
SA-500F Facilities integration Used to check precise fits and operations of facilities
before a flight model was ready. First stage scrapped,
second stage converted to S-II-F/D, third stage whereabouts unknown.
SA-500D Dynamic testing Used to evaluate the systems' response to vibrations.
On display at the U.S. Space & Rocket Center, Huntsville, Alabama [37]
SA-501 Apollo 4 November 9, 1967 First test flight (unmanned), complete success
SA-502 Apollo 6 April 4, 1968 Second test flight (unmanned), with some serious
second and third stage problems occurring
SA-503 Apollo 8 December 21, 1968 First manned flight of Saturn V, first manned lunar orbit
SA-504 Apollo 9 March 3, 1969 Earth orbit LM test
SA-505 Apollo 10 May 18, 1969 Lunar orbit LM test
SA-506 Apollo 11 July 16, 1969 First manned lunar landing, at Mare Tranquillitatis
SA-507 Apollo 12 November 14, 1969 Second manned lunar landing, near site of Surveyor 3 at Mare Cognitum.
Vehicle was struck twice by lightning shortly after liftoff with no serious damage.
SA-508 Apollo 13 April 11, 1970 Severe, near catastrophic pogo oscillations in second stage
caused early center engine shutdown. Service Module O2 tank rupture
caused mission abort en route to moon, crew saved.
SA-509 Apollo 14 January 31, 1971 Third manned lunar landing, near Fra Mauro
SA-510 Apollo 15 July 26, 1971 Fourth manned lunar landing, first Lunar Roving Vehicle, at Hadley-Apennine
SA-511 Apollo 16 April 16, 1972 Fifth manned lunar landing, at Descartes
SA-512 Apollo 17 December 6, 1972 Sixth and final manned lunar landing, at Taurus-Littrow.
First and only night launch
SA-513 Skylab 1 May 14, 1973 Two-stage Skylab version (Saturn INT-21).
The third stage (S IV-513) was replaced for flight by the Skylab module
and is on display at Johnson Space Center.[37]
SA-514 Unused Designated but never used for Apollo 18 or 19.
First stage (S-IC-14) on display at Johnson Space Center,
second and third stage (S-II-14,S-IV-14) on display at Kennedy Space Center.[37]
SA-515 Unused Designated but never used as a backup Skylab launch vehicle.
The first stage is on display at Michoud Assembly Facility.
The second stage (S-II-15) is on display at Johnson Space Center.
The third stage was converted to a backup Skylab orbital workshop
and is on display at the National Air and Space Museum.[37]

Saturn V displays

  • Two at the U.S. Space & Rocket Center in Huntsville:
  • SA-500D is on horizontal display made up of S-IC-D, S-II-F/D and S-IVB-D. These were all test stages not meant for flight. This vehicle was displayed outdoors from 1969 to 2007 (there is a poignant photo above of Wernher von Braun next to it), was restored, and is now displayed in the Davidson Center for Space Exploration.
  • Vertical display (replica) built in 1999 located in an adjacent area.
  • One at the Johnson Space Center made up of first stage from SA-514, the second stage from SA-515 and the third stage from SA-513 (replaced for flight by the Skylab workshop). With stages arriving between 1977 and 1979, this was displayed in the open until its 2005 restoration when a structure was built around it for protection. This is the only display Saturn consisting entirely of stages intended to be launched.
  • One at the Kennedy Space Center Visitor Complex made up of S-IC-T (test stage) and the second and third stages from SA-514. It was displayed outdoors for decades, then in 1996 was enclosed for protection from the elements in the Apollo/Saturn V Center.
  • The S-IC stage from SA-515 is on display at the Michoud Assembly Facility in New Orleans, Louisiana.
  • The S-IVB stage from SA-515 was converted for use as a backup for Skylab, and is on display at the National Air and Space Museum in Washington, D.C..

See also

  • Comparison of orbital launchers families
  • Comparison of orbital launch systems
  • Space exploration

References

Notes

  1. Apollo Program Budget Appropriations NASA 2008-01-16 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။
  2. SP-4221 The Space Shuttle Decision- Chapter 6: Economics and the Shuttle NASA။
  3. sp4206
  4. Ground Ignition Weights
  5. Alternatives for Future U.S. Space-Launch Capabilities (PDF)၊ The Congress of the United States. Congressional Budget Office၊ October 2006၊ pp. X, 1, 4, 9
  6. Thomas P. Stafford (1991)၊ America at the Threshold – Report of the Synthesis Group on America's Space Exploration Initiative၊ p. 31
  7. V-1 and V-2 Rockets IEEE Global History Network။ 2010-11-13 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။
  8. Marov၊ Welsey T. Huntress, Mikhail Ya။ The Soviet Robots in the Solar System.။ New York, NY: Gardners Books။ p. 36။ ISBN 1441978976
  9. The Dawn of the Space Age — Central Intelligence Agency
  10. Roger E. Bilstein (1996)။ Stages to Saturn: A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles။ NASA SP-4206။ ISBN 0-16-048909-1 |access-date= က |url= ကို လိုအပ်သည် (အကူအညီ)
  11. Robin Williams။ Wernher von Braun (1912–1977) NASA။ 2010-11-13 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။
  12. Bilstein, Roger E. (1999)။ Stages to Saturn: A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicle။ DIANE Publishing။ pp. 59–61။ ISBN 97807881818632008-02-04 တွင် ပြန်စစ်ပြီး
  13. Edgar M. Cortright, editor (1975)။ "3.4"Apollo Expeditions to the Moon။ NASA Langley Research Center။ ISBN 978-99973982772008-02-11 တွင် ပြန်စစ်ပြီး
  14. Saturn V Moon Rocket Boeing။ 2010-11-14 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။
  15. တမ်းပလိတ်:ကို web ကိုးကား
  16. တမ်းပလိတ်:ကို web ကိုးကား
  17. တမ်းပလိတ်:စာအုပ်ကိုးကား အရပ်ရှည်ရှည်နဲ့ တမ်းပလိတ်:ပြောင်း နှင့် တမ်းပလိတ်:ပြောင်းကျော်ပေးအပ် ပထမဦးဆုံး တမ်းပလိတ်:ပြောင်းမှတဆင့်ဒုံးပျံရဖို့တွန်းကန်အား၏ | 67 | ကီလိုမီတာ။ S-IC ဇာတ်စင်အကြောင်းကို၏သွေ့ခြောက်အလေးချိန်ခဲ့ပစ်လွှတ်မှာလောင်စာ တမ်းပလိတ်:ပြောင်း နှင့်အပြည့်အဝ {| 2300 | t | ပေါင်} {ပြောင်း} စုစုပေါင်းအလေးချိန်ရှိခဲ့ပါတယ်။အဆိုပါအာကာသယာဉ်နဲ့ဒုံးပျံရုပ်သိမ်းပေးရန့်အလုံအလောက်အင်အားထောက်ပံ့ပေးသောအင်ဂျင်များ, | ကနဦးဒီဇိုင်းလေး [သည့် F-1] [သည့် F-1 (ဒုံးပျံအင်ဂျင်)] ပါဝင်သည်။ တစ်ဦးကပဉ္စမက F-1 အင်ဂျင် Apollo payload ၏ကြီးထွားလာအလေးချိန်ထားရှိရန်အပိုဆောင်းတွန်းကန်အားပေးလက်ဝါးကပ်တိုင်ပုံစံ၏အလယ်ဗဟိုတွင်ထည့်သွင်းခဲ့သည်။ <ref stages1=""> စင်တာအင်ဂျင် fixed ခံခဲ့ရသည်ဟု, လေးပြင်အင်ဂျင်ဖြစ်နိုင်ပါတယ်စဉ် [ မဟာမိတ် ( "gimballed")] လှည် [ဟိုက်ဒရောလစ် ။ ] ဒုံးပျံထိန်းချုပ်ဖို့ <ref launchvehicles=""> လေယာဉ်ခရီးစဉ်မှာတော့ဗဟိုအင်ဂျင်ကိုအရှိန်ကန့်သတ်ရန်အကြောင်း 26 စက္ကန့်အဆိုပါနှစ်ထက်လည်းစောသောပဲ့ချိတ်အင်ဂျင်ထက်ပိတ်ထားခဲ့သည်။ ပစ်လွှတ်စဉ်အတွင်း S-IC 168 စက္ကန့်က၎င်း၏အင်ဂျင်ပစ်ခတ် (စက်နှိုး liftoff မတိုင်မီနှင့်ပတ်သက်ပြီး 7 စက္ကန့်ဖြစ်ပွားခဲ့သည်) နှင့်အင်ဂျင် cutoff မှာယာဉ်အကြောင်းကို၏အမြင့်မှာ တမ်းပလိတ်:ပြောင်း အကြောင်း downrange ခဲ့သည် နှင့်အကြောင်းကိုရွေ့လျားခဲ့သည် {| 93 | | ကီလိုမီတာမိုင်} {ပြောင်း} ။{{ပြောင်း | 2300 | m / s |} ပေ / s နဲ့} <ref lightmanual503=""> တမ်းပလိတ်:ကို web ကိုးကား §4 </ ref>

    က S-II ကိုဒုတိယဆင့်

    🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲 တမ်းပလိတ်:ပင်မ [[Image: Saturn V ကို S-II ကိုအဆင့်စမ်းသပ်မှုရပ်သို့ရုပ်သိမ်းဖြစ်ပါတယ် - GPN-2000-000540.jpg | လက်မ | တစ်ခုက S-II ကိုစင်မြင့်ဟာ မစ္စစ္စပီစမ်းသပ်ခြင်း Facility] မှာတစ်ဦးက-2 စမ်းသပ်ရပ်တည်ချက်ပေါ်သို့တင် ] S-II ကို မြောက်အမေရိကလေကြောင်း အထိမ်းအမှတ်တံဆိပ်သဲသောင်ပြင်ကယ်လီဖိုးနီးယား မှာ။ တို့ကတည်ဆောက်ခဲ့ အသုံးပြုခြင်း အရည်ဟိုက်ဒရိုဂျင် နှင့်အရည်အောက်စီဂျင်ပါကငါးရှိခဲ့ J ကို-2 ကိုလည်းထိန်းချုပ်ဘို့ပြင်အင်ဂျင်ကိုသုံးပြီး S-IC မှအလားတူအစီအစဉျတှငျအင်ဂျင်များ, ။ S-II ကိုခဲ့ပါတယ် {မီတာ | | | 24,87 {ပြောင်း ftin | disp = လှန် | sigfig = 3}} ၏အချင်းနှင့်အတူအရပ်ရှည်ရှည် တမ်းပလိတ်:ပြောင်း, S-IC မှတူညီနှင့်အရှင် အဆိုပါ STS ၏ပစ်လွှတ်သည်အထိအကြီးဆုံး cryogenic ဇာတ်စင်ဖြစ်ခဲ့သည်။ {| 80000 | ပေါင် | {ပြောင်းကီလို}} S-II ကိုအကြောင်းကို၏သွေ့ခြောက်အလေးချိန်ရှိခဲ့ {ကီလိုဂရမ်} | ပေါင် | | 1060000 {ပြောင်း} နှင့်အပြည့်အဝလောင်စာ, ချိန်တွယ်။ (လေဟာနယ်မှာ) တွန်းကန်အား၏ {lbf} | MN | | 5.1 {ပြောင်း} ဒုတိယအဆင့်နှင့်အတူအထက်လေထုကနေတဆင့် Saturn V ကိုအရှိန်။ loaded သောအခါ, ဇာတ်စင်၏ဒြပ်ထုကိုသိသိသာသာထက်ပိုမို 90 ရာခိုင်နှုန်း propellant ရှိ၏ သို့သော် ultra-ပေါ့ပါးဒီဇိုင်းတည်ဆောက်ပုံစမ်းသပ်ခြင်းနှစ်ခုဆုံးရှုံးမှုမှဦးဆောင်ခဲ့သည်။ အဲဒီအစား S-IC ၌ပြစ်မှားမိခဲ့သည်အဖြစ်နှစ်ခုလောင်စာဆီတိုင်ကီများခွဲထုတ်ဖို့ intertank ဖွဲ့စည်းပုံရှိခြင်း၏, S-II ကဟာ LOX အကြံပေးအဖွဲ့၏ထိပ်နှင့် LH2 အကြံပေးအဖွဲ့၏အောက်ဆုံးနှစ်ဦးစလုံးထံမှဆောက်လုပ်ထားသောဘုံ bulkhead ကိုအသုံးပြုခဲ့သည်။ဒါဟာ ဖင်နိုလစ်ဗဓေလသစ် ၏လုပ်နေတဲ့ပျားလပို့ကိုဖွဲ့စည်းပုံဖြင့်ခွဲခြားနှစ်ခု လူမီနီယံ စာရွက်များပါဝင်သည်။ နှစ်ခုင့်ကားများအကြားအပူချိန်ကွာခြားချက်ဒါက bulkhead အဆိုပါ {| 70 | | ကို C F ကို} {ပြောင်း} ဆန့်ကျင်သီးခြားထားခဲ့ရတယ်။{| 3.6 | t | ပေါင်} {ပြောင်း} သည်ကယ်တင်ခြင်းသို့ရောက်ဘုံ bulkhead များအသုံးပြုမှု။S-IC လိုပဲ, S-II ကိုပင်လယ်နားမှာကပို့ဆောင်ခံခဲ့ရသည်။
  18. တမ်းပလိတ်:ကို web ကိုးကား
  19. တမ်းပလိတ်:ကို web ကိုးကား
  20. Wade, Mark။ Saturn V Encyclopedia Astronautica 2008-01-16 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။
  21. Wade, Mark။ N1 Encyclopedia Astronautica 2008-01-16 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။
  22. SP-4206 Stages to Saturn p405 NASA 2008-01-16 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။
  23. Working Scenario (PDF)။ Columbia Accident Investigation Board 2008-01-16 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။
  24. Wade, Mark။ Saturn MLV-V-1 Encyclopedia Astronautica 2008-01-16 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။
  25. တမ်းပလိတ်:စာအုပ်ကိုးကား အရပ်ရှည်ရှည်နဲ့ တမ်းပလိတ်:ပြောင်း နှင့် တမ်းပလိတ်:ပြောင်းကျော်ပေးအပ် ပထမဦးဆုံး တမ်းပလိတ်:ပြောင်းမှတဆင့်ဒုံးပျံရဖို့တွန်းကန်အား၏ | 67 | ကီလိုမီတာ။ S-IC ဇာတ်စင်အကြောင်းကို၏သွေ့ခြောက်အလေးချိန်ခဲ့ပစ်လွှတ်မှာလောင်စာ တမ်းပလိတ်:ပြောင်း နှင့်အပြည့်အဝ {| 2300 | t | ပေါင်} {ပြောင်း} စုစုပေါင်းအလေးချိန်ရှိခဲ့ပါတယ်။အဆိုပါအာကာသယာဉ်နဲ့ဒုံးပျံရုပ်သိမ်းပေးရန့်အလုံအလောက်အင်အားထောက်ပံ့ပေးသောအင်ဂျင်များ, | ကနဦးဒီဇိုင်းလေး [သည့် F-1] [သည့် F-1 (ဒုံးပျံအင်ဂျင်)] ပါဝင်သည်။ တစ်ဦးကပဉ္စမက F-1 အင်ဂျင် Apollo payload ၏ကြီးထွားလာအလေးချိန်ထားရှိရန်အပိုဆောင်းတွန်းကန်အားပေးလက်ဝါးကပ်တိုင်ပုံစံ၏အလယ်ဗဟိုတွင်ထည့်သွင်းခဲ့သည်။ <ref stages1=""> စင်တာအင်ဂျင် fixed ခံခဲ့ရသည်ဟု, လေးပြင်အင်ဂျင်ဖြစ်နိုင်ပါတယ်စဉ် [ မဟာမိတ် ( "gimballed")] လှည် [ဟိုက်ဒရောလစ် ။ ] ဒုံးပျံထိန်းချုပ်ဖို့ <ref launchvehicles=""> လေယာဉ်ခရီးစဉ်မှာတော့ဗဟိုအင်ဂျင်ကိုအရှိန်ကန့်သတ်ရန်အကြောင်း 26 စက္ကန့်အဆိုပါနှစ်ထက်လည်းစောသောပဲ့ချိတ်အင်ဂျင်ထက်ပိတ်ထားခဲ့သည်။ ပစ်လွှတ်စဉ်အတွင်း S-IC 168 စက္ကန့်က၎င်း၏အင်ဂျင်ပစ်ခတ် (စက်နှိုး liftoff မတိုင်မီနှင့်ပတ်သက်ပြီး 7 စက္ကန့်ဖြစ်ပွားခဲ့သည်) နှင့်အင်ဂျင် cutoff မှာယာဉ်အကြောင်းကို၏အမြင့်မှာ တမ်းပလိတ်:ပြောင်း အကြောင်း downrange ခဲ့သည် နှင့်အကြောင်းကိုရွေ့လျားခဲ့သည် {| 93 | | ကီလိုမီတာမိုင်} {ပြောင်း} ။{{ပြောင်း | 2300 | m / s |} ပေ / s နဲ့} <ref lightmanual503=""> တမ်းပလိတ်:ကို web ကိုးကား §4 </ ref>

    က S-II ကိုဒုတိယဆင့်

    🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲🇲 တမ်းပလိတ်:ပင်မ [[Image: Saturn V ကို S-II ကိုအဆင့်စမ်းသပ်မှုရပ်သို့ရုပ်သိမ်းဖြစ်ပါတယ် - GPN-2000-000540.jpg | လက်မ | တစ်ခုက S-II ကိုစင်မြင့်ဟာ မစ္စစ္စပီစမ်းသပ်ခြင်း Facility] မှာတစ်ဦးက-2 စမ်းသပ်ရပ်တည်ချက်ပေါ်သို့တင် ] S-II ကို မြောက်အမေရိကလေကြောင်း အထိမ်းအမှတ်တံဆိပ်သဲသောင်ပြင်ကယ်လီဖိုးနီးယား မှာ။ တို့ကတည်ဆောက်ခဲ့ အသုံးပြုခြင်း အရည်ဟိုက်ဒရိုဂျင် နှင့်အရည်အောက်စီဂျင်ပါကငါးရှိခဲ့ J ကို-2 ကိုလည်းထိန်းချုပ်ဘို့ပြင်အင်ဂျင်ကိုသုံးပြီး S-IC မှအလားတူအစီအစဉျတှငျအင်ဂျင်များ, ။ S-II ကိုခဲ့ပါတယ် {မီတာ | | | 24,87 {ပြောင်း ftin | disp = လှန် | sigfig = 3}} ၏အချင်းနှင့်အတူအရပ်ရှည်ရှည် တမ်းပလိတ်:ပြောင်း, S-IC မှတူညီနှင့်အရှင် အဆိုပါ STS ၏ပစ်လွှတ်သည်အထိအကြီးဆုံး cryogenic ဇာတ်စင်ဖြစ်ခဲ့သည်။ {| 80000 | ပေါင် | {ပြောင်းကီလို}} S-II ကိုအကြောင်းကို၏သွေ့ခြောက်အလေးချိန်ရှိခဲ့ {ကီလိုဂရမ်} | ပေါင် | | 1060000 {ပြောင်း} နှင့်အပြည့်အဝလောင်စာ, ချိန်တွယ်။ (လေဟာနယ်မှာ) တွန်းကန်အား၏ {lbf} | MN | | 5.1 {ပြောင်း} ဒုတိယအဆင့်နှင့်အတူအထက်လေထုကနေတဆင့် Saturn V ကိုအရှိန်။ loaded သောအခါ, ဇာတ်စင်၏ဒြပ်ထုကိုသိသိသာသာထက်ပိုမို 90 ရာခိုင်နှုန်း propellant ရှိ၏ သို့သော် ultra-ပေါ့ပါးဒီဇိုင်းတည်ဆောက်ပုံစမ်းသပ်ခြင်းနှစ်ခုဆုံးရှုံးမှုမှဦးဆောင်ခဲ့သည်။ အဲဒီအစား S-IC ၌ပြစ်မှားမိခဲ့သည်အဖြစ်နှစ်ခုလောင်စာဆီတိုင်ကီများခွဲထုတ်ဖို့ intertank ဖွဲ့စည်းပုံရှိခြင်း၏, S-II ကဟာ LOX အကြံပေးအဖွဲ့၏ထိပ်နှင့် LH2 အကြံပေးအဖွဲ့၏အောက်ဆုံးနှစ်ဦးစလုံးထံမှဆောက်လုပ်ထားသောဘုံ bulkhead ကိုအသုံးပြုခဲ့သည်။ဒါဟာ ဖင်နိုလစ်ဗဓေလသစ် ၏လုပ်နေတဲ့ပျားလပို့ကိုဖွဲ့စည်းပုံဖြင့်ခွဲခြားနှစ်ခု လူမီနီယံ စာရွက်များပါဝင်သည်။ နှစ်ခုင့်ကားများအကြားအပူချိန်ကွာခြားချက်ဒါက bulkhead အဆိုပါ {| 70 | | ကို C F ကို} {ပြောင်း} ဆန့်ကျင်သီးခြားထားခဲ့ရတယ်။{| 3.6 | t | ပေါင်} {ပြောင်း} သည်ကယ်တင်ခြင်းသို့ရောက်ဘုံ bulkhead များအသုံးပြုမှု။S-IC လိုပဲ, S-II ကိုပင်လယ်နားမှာကပို့ဆောင်ခံခဲ့ရသည်။
  26. တမ်းပလိတ်:ကို web ကိုးကား
  27. Boeing History, Saturn V Moon Rocket, www.boeing.com/history/boeing/saturn.html
  28. NASA GSFC - Lunar Impact Sites NASA 2008-01-16 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။
  29. Young၊ Anthony (2008)။ The Saturn V F-1 Engine: Powering Apollo into History။ New York: Springer-Praxis။ p. 245။ ISBN 978-0-387-09629-2
  30. Lunar Exploration, p40
  31. Cortright Oral History (p31)
  32. Wade, Mark။ Saturn Genealogy Encyclopedia Astronautica 26 December 2007 တွင် မူရင်းအား မော်ကွန်းတင်ပြီး။ 2008-01-17 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။
  33. Wade, Mark။ Saturn V-23(L) Encyclopedia Astronautica 2008-01-16 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။
  34. Phil Sumrall (2008-08-15)။ Ares V Overview (PDF)။
  35. David S. Weaver (2011-09-14)။ NASA SLS Announcement
  36. Three Saturn Vs on Display Teach Lessons in Space History NASA။ February 10, 2011 တွင် ပြန်စစ်ပြီး။

NASA sites

Other sites

Simulators

တမ်းပလိတ်:Expendable launch systems တမ်းပလိတ်:US launch systems တမ်းပလိတ်:Saturns တမ်းပလိတ်:Apollo program hardware

  1. Includes mass of Apollo Command/Service Modules, Apollo Lunar Module, Spacecraft/LM Adapter, Saturn V Instrument Unit, S-IVB stage, and propellant for translunar injection
  2. Includes S-II/S-IVB interstage
  3. Includes Instrument Unit
This article is issued from Wikipedia. The text is licensed under Creative Commons - Attribution - Sharealike. Additional terms may apply for the media files.