jiadelimei1688 简介：土星五号火箭（Saturn V），也称为月球火箭，被美国国家航空航天局（NASA）用于两个太空计划：阿波罗和天空实验室。多级可投掷液体燃料火箭。
一，
土星火箭简介
土星5号火箭是土星火箭系列中的一个模型。土星运载火箭是在红石和木星导弹的基础上开发的，包括土星1号、土星1B和土星5号三种型号。由Navon Brown 和他的Rocket 团队设计和开发。
最初，马歇尔太空飞行中心为各种太空任务设计了几种不同的火箭，但C-1 火箭是土星1 号火箭的原型，而C-2、C-3 和C-4 火箭均于2017 年完成。设计阶段。直到1961年底，C-5火箭的配置才得以确定。 1963年，NASA确认C-5火箭作为阿波罗计划的运载火箭，并给火箭起了一个新名字：——土星5号。图1 C-1火箭（土星一号）首次发射
土星一号是一种仅供测试的两级火箭，用于利用现有技术验证S-IV上级技术、飞行控制技术和仪表技术等。 （1965年在飞马座气象卫星上发射）并进行了阿波罗模型验证飞行。土星一号火箭总共建造了10枚，分为两组。第一组4块仅测试第一级，第二组6块测试第一级和第二级。 1961年10月至1965年7月共进行了10次飞行试验，全部成功。其中，第六次和第七次测试是在阿波罗原型飞船上进行的，最后三次用于发射人造地球卫星。土星一号于1961 年10 月首次飞行。土星一号仅测试了第一级，但携带了模拟的第二级和第三级有效载荷。第二级模拟负载模拟S-IV，第三级模拟负载S-V。其中，S-IVB是S-IV的改进版，将成为土星1B的核心第二级，并最终成为土星5号的第三级，完成阿波罗飞船的轨道并返回我让它冲了进来。土星1B也是两级火箭，是土星1号火箭的升级版。 1966年2月至1975年10月期间，总共进行了九次成功发射。前五次任务携带阿波罗飞船，第六至第八次任务携带天空实验室空间站。土星5号是三级火箭：S-IC级是核心第一级，S-II级是核心第二级，S-IVB级是核心第三级。北美航空公司和道格拉斯飞机公司。
二，
土星火箭发动机表3 土星火箭发动机选型
来源：《Directory of U.S. Military Rockets and Missiles》
1.H-1发动机
土星1 和土星1B 的第一级均使用八台H-1 发动机。 H-1 是一种源自纳瓦霍导弹的液氧/煤油火箭发动机，可产生200,000 磅的推力。随后发动机的推力增加至205,000 磅（约93 吨）。图4 H-1火箭发动机
资料来源：维基共享资源
2.RL10发动机
土星一号的第二级使用六台RL10 发动机。 RL10发动机是美国研制的第一台液氢燃料火箭发动机，其改进版本用于多种运载火箭。该发动机于1959 年进行了首次地面测试，并于1963 年11 月进行了首次完成的飞行。 RL10发动机有多种型号可供选择，包括RL10A-1、RL10A-3、RL10A-3A、RL10A-4、RL10A-4-1、RL10A-4-2、RL10A-5、RL10A-5KA、RL10B-2、RL10C已开发。等；目前广泛使用的型号是RL10B-2，用于Delta 3和Delta 4火箭的第二级。图5 RL10火箭发动机（左起：RL10A-1、RL10A-4、RL10B-2、RL10B-2）
图片来源：火箭发动机简介
对于2005 年宣布的NASA 猎户座飞船计划，登月舱(LSAM) 使用四个RL10 为下降级提供主要动力，使NASA 能够降低登月项目的成本，为您节省大量资金。此外，通用可扩展低温发动机（CECE）是在RL10发动机的基础上设计和制造的。 图6 第一个通用可扩展低温发动机（CECE）原型
3.F-1发动机
与土星1和土星1B不同，土星5的第一级放弃了H-1发动机，代之以更大推力的F-1发动机。
F-1发动机研制过程
F-1发动机（F-1）是Rocketdyne公司在NASA和马歇尔太空飞行中心的领导下于1958年至1967年间研发和生产的。该发动机于1967 年至1973 年间使用。 F-1的最早研制可以追溯到1955年，当时美国空军提出了445吨推力发动机计划。经过两年的技术研究，参与该项目的工程师完成了各种技术细节的研究，并制造了包括全尺寸推力室在内的多个测试部件。 1959年3月，原型机开始正式点火试验，并成功达到了445吨的推力要求。图7 Rocketdyne和F-1发动机
1959 年1 月，NASA 与Rocketdyne 签订了F-1 的设计和开发合同，F-1 的工作立即开始。 1959年初，决定使用Inconel X管来制造再生冷却推力室（Inconel S等产品）。
为了固定管束，美国建造了最大的气体钎焊炉，并于1961年8月17日成功钎焊了第一个燃烧室。所有其他主要工程将在项目启动后三个月内开始。爱德华兹站的建设于1959 年2 月开始，建设了三个试验台和地面设施。
1960年3月完成了全尺寸气体发生器，同年11月制造并组装了涡轮泵。 1961年4月，由上述两个部件组成的系统进行了首次成功的短程试运行，最大推力达到729.5吨。 1961 年7 月，整架F-1 在100 万磅（453 吨）推力下通过了首次短程高温测试。
1961 年11 月，F-1 涡轮泵首次进行全功率（60,000 马力）测试。六个月后，F-1 进行了测试，最大推力为150 万磅（680 吨），飞行时间约为2.5 分钟。不到两个月后，NASA 宣布已批准与Rocketdyne 签订生产55 架F-1 的合同，研究工作一直持续到1966 年。
1964年12月16日，F-1完成飞行评估试验。 NASA宣布准备进行并行测试和飞行测试。通常需要两到三个月才能完成的试验，仅用了一个月就完成了。 F-1 组装测试于1966 年初夏完成。最终鉴定测试于1966年9月完成。该发动机于1967 年11 月9 日进行了首次飞行。
F-1发动机结构及性能表8种燃气发生器循环模式
F-1 发动机在气体发生器中燃烧少量燃料产生气体，气体驱动涡轮泵将燃料和氧化剂泵入主燃烧室。它燃烧产生推力。发动机顶部是一个半球形室，下面是用于混合燃料和氧化剂的喷射器。
部分燃油进入喷油器，其余部分通过178根管道直接流入推力室。螺旋管构成推力室的上部，管内流动的低温燃料可以冷却推力室，同时充分预热燃料本身。
尽管燃料和液氧由单独的泵泵送，但它们由同一涡轮机驱动。涡轮转速为5500RPM，可产生55000制动马力（41MW）。在此输出下，每分钟可泵送58,564 升煤油和93,920 升液氧。涡轮泵可以应对气体温度高达816C 和液氧温度低至-184C 的恶劣环境。一部分燃料煤油用作涡轮机的润滑剂和冷却剂。
推力室下方是喷嘴延伸部，延伸约发动机长度的一半。膨胀使发动机膨胀比从10:1增加到16:1。从涡轮机排出的冷气体通过锥形歧管进入延伸段，以防止喷嘴因高温（3200C）而损坏。
随着任务的进展，土星5号火箭的负载逐渐增加，每次任务对发动机性能要求略有不同。
Rocketdyne在F-1的基础上开发了新型F-1A发动机。 F-1A比F-1更轻，推力更大（高达927吨），但F-1A发动机随着土星5号生产线停产而停产。自20世纪70年代以来，关于使用F-1开发新型火箭的说法多种多样，但都没有结果。 F-1始终保持着最强大的单室液体火箭发动机的地位。
4. J-2发动机图11 J-2火箭发动机
J-2发动机概述
J-2 发动机由Rocketdyne 制造，最初的发动机设计可以追溯到1959 年Silverstein 委员会的建议。 1960 年6 月，Rocketdyne 获得了开发J-2 发动机的许可，并于1966 年2 月26 日进行了首飞。
J-2发动机使用低温液氢（LH2）和液氧（LOX）作为推进剂，是美国制造的最大的液氢燃料火箭发动机，早于RS-25发动机。真空。 J-2真空比冲为421秒，海平面比冲为200秒，质量约为1788千克。除了土星5号之外，还有提议在新星火箭等其他大型火箭的上级使用多台J-2发动机。
J-2发动机的工作原理是少量的氧气和氢气进入气体发生器并燃烧。产生的气体依次驱动氢气涡轮泵、氧气涡轮泵，最后将气体注入。它以薄膜冷却的方式注入喷嘴。液氢经氢泵加压后，首先用于冷却喷嘴，然后大部分进入燃烧室作为燃料，小部分进入气体发生器。液氧经氧气泵加压后，大部分直接进入燃烧室，小部分进入气体发生器。 J-2只有一个主泵，没有预压泵。
如果J-2发动机用于土星五号的S-IVB级，则可以在关闭后重新点燃。第一次点火持续了大约两分钟，阿波罗飞船降落在近地轨道上。机组人员确认飞船运行正常后，歼二发动机重新点火，飞船总成加速飞向月球轨道。
J-2 发动机在其历史上经历了多次小改进，以提高发动机性能。还有两个主要的升级计划，包括带有拉瓦尔喷嘴的J-2S和带有塞式喷嘴的J-2T，但这两个计划在阿波罗计划结束后都被取消。
J-2S 图12 J-2S发动机
1964年，Rocketdyne开发了这个实验版本，以提高J-2的性能。主要变化是将气体发生器循环改为提取循环。这意味着通过燃烧室中的管道供应热气体。使用单独的燃烧器。这些改变不仅去掉了部分发动机上部结构，还降低了发动机的启动难度，并适当地调整了燃烧室之间的关系。
其他变化包括节气门系统和可变燃料混合物系统。还有一种推力很小的新“空闲模式”，可用于在轨机动并在重新燃烧之前稳定燃料箱。
在测试过程中，Rocketdyne 制造了六架原型机，命名为J-2S。从1965 年到1972 年，这些原型机的测试时间总计为30,858 秒。 1972年，美国当局决定不再生产土星五号，发动机的开发也结束了。 NASA 正在考虑J-2S 的其他用途，计划使用五架J-2S 在其众多航天飞机项目中运行。
歼2T
J-2T在J-2S上配备了新型塞式喷嘴，大大提高了发动机性能。测试中使用的两台发动机J-2T-200k达到了200,000磅（90吨）的推力，J-2T-250k达到了250,000磅（113吨）的推力。随着阿波罗计划的取消，J-2T的开发也停止了。
歼2X
J-2X是J-2的新版本，计划用于已取消的星座计划和猎户座载人飞船。最初的计划是使用两架J-2X 为地球出发阶段(EDS) 提供动力，每架J-2X 提供294,000 磅（133 吨）的力量。 J-2X将比J-2更高效、更简单，但比航天飞机的发动机更便宜。 J-2X 的研究工作一直持续到2013 年，但现已暂停。图13 J-2X发动机概念图
三，
Star 5 火箭第一级（S-IC 级）图14 土星5 火箭第一级
土星5号第一级（S-IC级）的两个火箭体原型由马歇尔太空飞行中心建造，并分别在阿波罗4号和阿波罗6号上进行验证。 1961年12月，波音公司获得了生产S-IC级的合同，S-IC推进器在波音公司位于路易斯安那州新奥尔良的米肖装配厂制造。该工厂还生产航天飞机的外部燃料箱。
S-IC级螺旋桨高度42米，直径10米（不含尾部），净重131吨，填充重量约2300吨。五台F-1发动机呈十字形排列，中央发动机固定，周围四台发动机通过液压操作来控制火箭。
在飞行过程中，中心发动机比周围发动机提前26 秒关闭，从而限制了加速度。发射期间，S-IC 推进器运行168 秒（升空前7 秒点火），之后发动机关闭。此时高度约为68公里，火箭飞行约93公里，速度达到每秒2390米。
升空时，五台F-1 火箭发动机产生3,405 吨推力。如此大的推力需要坚固的承载结构。 S-IC级拥有整个火箭最大的部件，即五个主机的承载支架主梁，重达21吨。
S-IC级结构设计反映了F-1发动机、推进剂、控制、仪表和连接系统的要求，主要结构材料是铝合金。主要包括前裙板、氧化剂箱、箱间区、燃油箱、推力结构等。图15 Saturn 5 S-IC层次结构
来源：《SATURN V FLIGHT MANUAL》
前裙
前裙板将氧化剂罐连接到S-II级，包括前脱扣插头连接板、电气和电子箱、液氧罐和级间段排气系统。前裙蒙皮由7075-T6铝合金制成，并用舱壁和纵梁加固。
氧化剂罐
氧化剂罐容量约为136 万升，罐壁采用机加工T 形截面加固，并与环形舱壁相连。箱体底部安装有十字板，可防止晃动和旋转。储物盒为2219-T87铝合金圆筒，有顶部和底部两个半椭圆形底部。氧化剂罐蒙皮厚度从后部的0.25 英寸厚到前部的0.19 英寸厚不等，分八个部分逐渐变细。
箱间部分
采用罐对罐结构来保持液氧罐和燃料罐之间的连续性，并且内部有液氧注入/排放接头，该接头与罐之间的断开插头连接。所有外部壁板和环形框架均由7075-T6 铝合金制成。
油箱
推力结构是一个倒截锥形壳体，连接液氧罐后底部和发动机悬置。这为发动机提供了一个连接点，并将发动机的推力均匀地分布在油箱的整个圆周上。推力结构外部装有发动机管道、电缆和对接板、氦瓶、液压系统、氧气/氢气燃烧器以及一些发动机和液氧罐仪表。
后裙
圆筒形后裙板是液氢罐与后级之间的承重结构。在S-II 级分离过程中，弱张力连接失效，导致后裙板与级间部分分离。
后期阶段部分
后部是一个截头圆锥形壳体，是S-IVB和S-II级之间的承重结构，也是S-II级之间必要的电气和机械连接的汇合处。阶段和S-IVB阶段。 S-II级的反推力火箭安装在级之间，即使分离，级间的空间仍与S-II级相连。
六，
Saturn V 仪器模块图20 Saturn V 仪器模块
该仪器模块由IBM 制造，是一个安装在Saturn 5 S-IVB 平台顶部的圆柱形结构。它的内壁容纳了土星5号火箭的轨迹计算机和姿态稳定系统等关键部件，使其成为整个火箭的大脑。
仪器舱的基本结构是铝合金蜂窝夹芯材料制成的短圆柱体，由三块等长的蜂窝夹芯板组成。前端和后端框架由特殊的铝型材制成，粘合成蜂窝夹层。采用这种结构是因为它具有较高的强度重量比、良好的隔音性和导热性。仪表舱内的三块弧形面板分别是检修面板（Fin-A）、飞控电脑面板（Fin-B）和惯性导航平台面板（Fin-C）。
在上图中，左下角有一个检修门，Fin-A 就在它附近。检修门旁边有一根黑色管道。这条管道与上面的整个环形管道相连，用于控制土星5号大脑的温度。黑管下面隐藏着一个2.7升的小气瓶，里面装有高纯度氨。黑色管道右侧的圆柱形水箱是储水箱。坦克左侧的红框是D-30的电池系统。
坦克右侧是导弹车载计算机和导弹车载数据记录仪。在照片正下方（记录仪右侧）的框中是控制命令分配器和遥测命令解码器。这个盒子右边的盒子是一个电子盒子，里面装有VHF遥测天线、C波段天线和PCMCCS天线等遥测天线。
照片右侧的大球是储存氨的地方，供气压力为703吨/平方米。大球旁边是一个ST-124-M3惯性导航陀螺仪。
照片右上方的大方框是土星5号火箭惯性导航陀螺稳定平台ST-124-M3的控制电路。平台旁边是一个专用于加速度计信号调节器和导航系统的56 伏电源。另外，电源系统包括用于轻载电气系统的28伏直流电源和用于传感器的5伏直流电源。图21 土星5号控制室设备布置示意图
来源：《SATURN V FLIGHT MANUAL》
七，
星5 火箭应用表22 1967 年至1973 年间发射的所有土星5 火箭
从1967年到1973年，美国宇航局总共发射了13枚土星5号火箭，没有发生有效载荷丢失的事故。 12个土星5号包括三个级别：S-IC、S-II和S-IVB。土星5号火箭的主要有效载荷是阿波罗飞船，成功地将宇航员送上月球。上次土星5 号发射将天空实验室空间站送入太空。随着美国阿波罗计划的结束，土星5号也完成了自己的任务，画上了圆满的句号。
八，
土星5号之后美国重型运载火箭的发展
土星5号第一级使用的F-1发动机推力约为680吨，但该发动机的比推力高于前苏联的RD-17O和NK-15发动机。比F-1 发动机更独特的推进力。 20世纪60年代，美国开始考虑改进土星5号火箭。 Rocketdyne开始在J-2发动机的基础上开发HG-3发动机。 HG-3的真空比冲为451秒。然而，它成为后来的RS-25/SSME（航天飞机）的基础。主发动机）发动机。图25 SSME引擎
1969年，美国宇航局开始研制航天飞机。航天飞机象征着人类对廉价进入太空的追求。尽管在预算压力下使用了SSME发动机和固体助推器，但随后的航天飞机研制未能达到预期的成本效益目标。随着美国航空航天的发展，研究新型重型火箭的想法不时被提出，但大多数都是基于航天飞机技术的重型火箭（SDLV），例如Shuttle C和Magnum。国家发射系统(NLS) 和其他20 世纪80 年代开始出现的重型火箭解决方案。 20世纪90年代的月球前哨项目还采用了基于F-1A发动机的彗星火箭，带有四个液体助推器，核心级是由NLS大型火箭发展而来。 STME（太空运输主机）发动机的性能具有在近地轨道运输超过200吨的能力。 20世纪90年代，美国运载火箭的发展开始注重“更快、更好、更便宜”，多个重型火箭项目未能实现。不过，火箭发动机的一些想法得到了延续，Delta 4火箭的RS-68液氧和液氢发动机可以认为是从SSME过渡到STME后进一步简化的产品。 RS-68的设计理念与J-2发动机一致，采用更简单的气体发生器循环方法，但发动机比冲没有那么高，但推力增加到300吨以上。图26 RS-68液氧液氢发动机
2005年，美国提出重返月球的星座计划，战神5号就是核心火箭。这款火箭是航天飞机发动机技术的延续，也继承了土星5号火箭的遗产。计划中的战神5将采用推力更大的RS-68B发动机和固体助推器的组合为核心第一级提供动力，并使用J-2X氢氧发动机为核心第二级提供动力。战神5 号和土星5 号在起飞阶段都使用高推力发动机，在上级使用月球高度特定的脉冲发动机。
随着星座计划的取消，战神5号的研制也随即终止。2009年奥巴马上台后提出了“2025年实现载人登陆小行星，2030年代载人前往火星并安全返回”的远期探索目标，并授权NASA开展新一轮的重型火箭选型论证。2011年9月，NASA正式公布了新一代重型运载火箭——太空发射系统（Space Launch System，简称SLS）的初步方案和研制计划。SLS是捆绑两台助推器的两级液氢/液氧运载火箭，采用了航天飞机衍生型方案，大量继承了航天飞机和“土星”-5火箭的技术和部件，包括航天飞机外贮箱、航天飞机主发动机RS-25D，航天飞机固体捆绑助推器、“土星”-5火箭第二级发动机技术等。就整体而言，太空发射系统与土星五号非常相近，号称史上最强运载火箭系统。根据已公布的构型方案，NASA为该火箭规划了三种构型，分别为近地轨道运载能力70吨构型、105吨构型和130吨构型。其中70吨构型属于载人型火箭，105吨和130吨构型分别包括载人和货运两种型号。 SLS三种构型及特点