Saturn

Pubblicato il da Riccardo

Il progetto del Saturn V affonda le sue radici molto più lontano di quanto si creda, e, per quanto anche questo possa suonare incredibile, il suo aspetto finale fu congelato prima ancora di scegliere quale tipo di missione avrebbe portato sulla Luna gli astronauti: per dimensioni ed esubero di potenza, era infatti in grado di portare a termine sia la missione con rendezvous in orbita terrestre, sia quella lunare.

 
Wernher Magnus Maximilian Freiherr von Braun (1912-1977), nel suo ufficio alla NASA.

Il 30 Dicembre 1957, von Braun sottopose all’ARPA (Advanced Research Projects Agency, ARPA, oggi DARPA con l’aggiunta di Defense; nel 1969, creò arpanet, l’antenato di internet), il “Proposal for a National Integrated Missile and Space Vehicle Development Plan”, che conteneva il primo accenno di un booster lunare da un milione e mezzo di libbre di spinta, chiamato Juno (poi Juno V, sarebbe diventato il Saturn I). Sette mesi dopo, nel Luglio 1958, l’ARPA concesse al team dell’US Army il contratto per procedere alla realizzazione del Juno V: si prevedeva di lanciare, contemporaneamente o in sequenza, fino a 25 Junos per assemblare un veicolo da duecento tonnellate che sarebbe poi stata utilizzato per l’atterraggio diretto sulla luna. Von Braun si rese subito conto che quel progetto era troppo farraginoso, bastava un solo lancio fallito per mandare a monte tutta l’operazione; oltre tutto, l’USAF, concorrente dell’Army per la corsa alla Luna altrettanto che dei sovietici, per il suo progetto Lunex, proponeva un booster gigantesco, noto prima come Hustler e più tardi come Nova, le cui prestazioni apparivano nettamente superiori a quelle del Saturn I.

 

I limiti del Saturn I erano dovuti ai suoi motori, gli H1: benché ne impiegasse otto nel primo stadio, la spinta fornita non permetteva di inviare in orbita bassa più di nove tonnellate di carico. Si tentò di lavorare quindi sul secondo stadio, aumentandone le caratteristiche di spinta con l’aggiunta dei motori, e sommando un terzo stadio, non previsto nel disegno originale. Nacque così il Saturn A1, spinto da 8 motori H1 il primo stadio, 2 LR89 il secondo e due LR 115 il terzo. Le prestazioni miglioravano, ma il carico era ancora troppo basso, né aumentò aggiungendo un quarto stadio o aggiungendo i motori del terzo, che arrivarono a essere 6 nel Saturn C2, capace di sollevare in LEO venti tonnellate.

Ma l’industria motoristica venne in soccorso del team di von Braun (ricordiamo che 700, dei duemila tecnici e scienziati impiegati al Redstone Arsenal, oggi George C. Marshall Space Flight Center, di Huntsville, Alabama, provenivano direttamente da Peenemunde via Paper Clip): nel marzo 1959, la Rocketdyne, produttrice dei motori H1, aveva collaudato con successo quello che era all’epoca il più potente motore razzo disponibile, l’F1: pensato per i grandi ICBM, ai quali si chiedeva di portare testate termonucleari del peso di oltre venti tonnellate sull’URSS, apparve a von Braun ideale per riprogettare il Saturn e permettergli di mettere in orbita un carico maggiore, riducendo così la necessità di operare più lanci. Nacque così il Saturn C3, completamente riprogettato per quanto riguardava il primo stadio, che ora era spinto da 2 motori F1, con un secondo stadio dotato di 4 motori J2, un terzo stadio con 6 LR115 e due LR115 nel quarto stadio. Le caratteristiche furono ritenute ancora insufficienti, così si passò al C4, riprogettato con un terzo stadio dotato di un nuovo motore dalle caratteristiche ritenute migliori, il medesimo J2 impiegato in quattro unità nel secondo stadio. A questo punto sarebbero stati sufficienti due lanci per mettere in orbita il complesso Apollo CSM/LM, col rischio che la missione fallisse per l’avaria di uno dei due vettori. Per aumentare il carico utile si inserì dunque un quinto motore F1 nel primo stadio, che fu ridisegnato e ingrandito, come fu modificato il secondo stadio che parimenti ricevette cinque motori J2. Era il Saturn C5, che la NASA (creata nel 1958 per mettere fine alle lotte fra le varie armi nella corsa allo spazio), annunciò ufficialmente essere stato scelto per la missione lunare in data 10 Gennaio 1962.

Le prestazioni del nuovo vettore, gli permettevano di collocare in LEO (Low Earth Orbit) 120 tonnellate, e di inviarne 45 in TLI (Trans Lunar Injection). E si scelse di testare a terra ogni singolo componente del vettore, in modo da ridurre i rischi di fallimento al suo primo test di volo. Fu studiata anche una versione con un terzo stadio dotato di NERVA (Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application), il C-5N, con possibilità di inviare in TLI un payload di 70 tonnellate, e una versione dotata di quattro stadi con un primo propulso da otto F1, secondo da otto J2, terzo da quattro J2 e quarto da due J2; chiamata Saturn C8 e capace di piazzare 250 tonnellate in LEO e 130 in TLI, non ebbe seguito come il C5N: i costi e i problemi tecnici impedirono di andare oltre i back of a napkin.

All’inizio del 1963, la NASA scelse ufficialmente il Saturn C5 come vettore del programma Apollo, con ciò affossando il Nova e il Project Lunex. A quasi cinquant’anni di distanza, non è ancor chiaro quali furono le ragioni della scelta, il Nova, sulla carta, era molto più prestante del Saturn, capace di mandare 180 tonnellate in LEO e 95 TLI. La ragione più probabile pare comunque essere quella che il Saturn poteva essere costruito in una struttura già esistente alla periferia di New Orleans, la Michoud Assembly Facility, mentre per assemblare il Nova si sarebbe dovuto costruire uno stabilimento ex novo con costi e tempi assolutamente imprevedibili.

Nell’occasione dell’annuncio, il nome del vettore fu cambiato in Saturn V.



 






Saturn N, con terzo stadio NERVA





 

Saturn C8, Saturn IB, Saturn V, Saturn V Skylab.






 
Due studi NASA dei primi anni Sessanta: Apollo Mars Fly-by, e stazione spaziale, entrambi da inviare nello spazio col vettore Saturn.

Merritt

Già nel 1958, appena costituita, la NASA aveva provveduto a cercare il luogo adatto per lanciare i suoi missili. La scelta era presto caduta sull’isola di Merritt, a metà strada fra Miami e Tampa, in Florida, nei pressi della base aerea di Cape Canaveral. Nel 1962, il Launch Operation Center, come fu chiamato in un primo tempo, era già completato, ma per operare coi nuovi Saturn V fu necessario costruire un’intera serie di strutture ad hoc in quello che venne chiamato in un primo tempo MILA (Merritt Island Launch Area) e più tardi Launch Complex 39. L’astroporto per l’avventura lunare, fu costruito edificando interamente ex novo una distesa di paludi e di canneti (Canaveral deriva dallo spagnolo canareal, canneto: ai primi esploratori spagnoli del XVI Secolo ne apparve una marea). Venne speso quasi un miliardo di dollari dell’epoca per la costruzione del Complesso 39, un’area che occupa oltre trecento chilometri quadrati ed è percorsa da 160 chilometri di strade e 35 di ferrovie; il solo VAB (Vertical Assembly Building), che domina l’area, richiese un milione di tonnellate di acciaio e 17 milioni di tonnellate di calcestruzzo: lungo 218,24 metri, largo 157,89 e alto 160, copre una superficie di 34457 metri quadrati e sviluppa un volume di 5.531.740 metri cubi, sufficiente a far sì che al suo interno si formino nuvole e vi cada la pioggia.

Si dovette anche progettare e costruire un veicolo per trasportare il Saturn V come assemblato nell’VAB alla rampa. Il risultato furono “Hans” e “Franz”, i due cosiddetti crawler-transporter: costruiti dalla Marion Power Shovel su disegno della Bucyrus Int’l, sono stati per molti anni i più grandi veicoli cingolati del mondo. Ciascuno di essi, ha una massa a vuoto di 2721 tonnellate, e misura 39,92 metri di lunghezza per 34,75 di larghezza. L’altezza della piattaforma sulla quale viene collocato il vettore Saturn V (in seguito anche lo Shuttle e, in futuro, l’Orion), può essere variata con un sistema idraulico da 6,10 a 7,92 metri con la particolarità che ciascun lato può essere alzato o abbassato in maniera indipendente dall’altro. Il crawler viaggia su sedici cingoli appaiati due a due, ogni cingolo è formato da 57 pattini pesanti ciascuno circa 900 chili. La propulsione è assicurata tramite un sistema diesel-elettrico: 16 motori di trazione, due per ogni cingolo, sono propulsi da quattro generatori elettrici da 1341 cavalli, a loro volta alimentati da due diesel Alco da 2750 cavalli. Altri due generatori da mille cavalli, alimentati da altrettanti motori diesel da 1065 cavalli, vengono usati per le manovre, le luci e la ventilazione, e altri due generatori da 200 cavalli sono a disposizione per la piattaforma di lancio. In totale, il crawler trasporta cinquemila galloni US, pari a 18927 litri di carburante diesel, che viene consumato al rateo di 150 galloni al miglio (353 litri al chilometro). La velocità a pieno carico è di un miglio (1609 metri) all’ora, che raddoppia a vuoto. Da considerare che il mezzo, a pieno carico, deve superare una pendenza del 5 per cento dall’VAB alla rampa di lancio.




L'area sulla quale sorse il poligono di Cape Canaveral.





Merritt Island Launch Area.










Con la capsula Apollo sulla punta, il Saturn V misurava 363 (110,64 metri) piedi, e, senza le alette stabilizzatrici, aveva un diametro al primo stadio di 33 (10,06 metri). A pieno carico, la sua massa a terra era di 6.698.700 libbre, pari a 3.038.479 chili. Nelle missioni Apollo, non sfrutterà appieno le sue eccezionali capacità di carico, “limitandosi” a piazzare a una LEO di 185 chilometri e 28° di inclinazione, una massa di 260.000 libbre, pari a 117.934 chili, che scenderanno a 103.000 libbre (46.720 chili) TLI: pare assodato fosse in grado, modificando alcuni parametri di volo, di raggiungere rispettivamente le 280000 libbre (127005 chili) in LEO e le 125000 (56.690 chili) TLI.

Come si è detto, il vettore consisteva di tre stadi, S-IC, S-II ed S-IVB; tutti e tre, costruiti da appaltatori privati su progettazione della NASA, usavano ossigeno liquido (LOX) come comburente, mentre per il combustibile, il primo stadio impiegava cherosene del tipo RP-1 (Rocket Propellant 1), mentre il secondo e terzo stadio usavano idrogeno liquido (LH2). Su tutti e tre gli stadi erano inoltre presenti dei piccoli motori a propellente solido che avevano lo scopo di separare gli stadi e di mantenere in pressione le pompe di alimentazione dei motori principali.

S-IC

Costruito dalla Boeing in uno stabilimento appositamente realizzato a Wichita, KS, in base al contratto del 15 Dicembre 1961, era lungo 138 piedi (42,06 metri) e con un diametro alla base, escluse le alette stabilizzatrici, di 33 (10,06 metri). Occorrevano circa 14 mesi per completarlo. Pesante a vuoto 298.104 libbre (138.218 chili) che salivano a 5.040.245 libbre (2.286.217 chili) a pieno carico, veniva rifornito con 203500 galloni US (770.331 litri) di RP-1 nel serbatoio inferiore e 318000 galloni (1.203.761 litri) di LOX in quello superiore. C’erano anche 4000 galloni (15142 litri) di elio necessari a mettere in pressione l’LOX e a spingerlo nei motori. Particolare cura dovette essere dedicata all’isolamento dei tubi che, passando attraverso il serbatoio dell’RP-1, convogliavano l’LOX nelle camere di combustione. Essendo l’ossigeno liquido mantenuto nel serbatoio (una sorta di gigantesco thermos), a una temperatura di quasi duecento gradi sottozero, si temeva che potesse congelare il cherosene, bloccando i motori. Otto motori a combustibile solido, collocati a coppie di due nelle carenature delle alette, entravano in azione al momento della separazione dello stadio, allontanando S-IC dalla traiettoria del missile in ascesa al fine di evitare una collisione disastrosa. I cinque motori F-1 bruciavano ciascuno circa mille litri di RP-1 al secondo per i 150 secondi di funzionamento, prima della separazione dal secondo stadio. La spinta totale fornita era di 7.500.000 libbre, pari a 3.401.943 chili.






 

Rocketdyne F-1.





S-II

Costruito dalla North American Aviation nello stabilimento di Seal Beach, CA, su disegno e con assistenza tecnica della NASA, si sviluppava per una lunghezza di 82 piedi (24,99 metri) e un diametro di 33 (10,06). Pesava a vuoto 69.970 libbre (31.738 chili), che salivano a 1.060.000 (480.808 chili) a pieno carico. Spinto da 5 motori J2 che gli fornivano una spinta di 1.150.000 libbre (521.631 chili) per 367 secondi, bruciava idrogeno e ossigeno liquidi, rispettivamente LOX e LH2 nelle sigle usate dalla NASA. Il motore centrale era fisso, i quattro laterali potevano muoversi su un supporto cardanico.

Il serbatoio dell’LOX, era un contenitore ellissoidale di 33 piedi di diametro e 22 (6,70 metri) di lunghezza. Il serbatoio dell’LH2 era invece formato da 6 cilindri, cinque di 8 piedi (2,44 metri) di altezza, il sesto di soli 2 (0,61 metri). La loro costruzione rappresentò una sfida estrema: l’idrogeno liquido deve essere tenuto ad appena 20 gradi Kelvin (cioè a 252 gradi centigradi sottozero), perciò un buon isolamento è importante. E l’unico modo per ottenerne uno efficace, fu di spruzzare l’isolante manualmente sul serbatoio, limandone poi via l’eccesso che impediva l’inserimento dei serbatoi all’interno del missile, dove tutto era calcolato al millesimo.

 












S-IVB

L’S-IVB veniva costruito dalla Douglas Aircraft Company nello stabilimento di Huntington Beach, CA. spinto da un solo motore J2 che veniva acceso due volte: la prima per l’inserimento LEO, e la seconda per il TLI, fu sviluppato a partire dal secondo stadio del Saturn I, S-IV, e fu il primo componente del Saturn V a essere disegnato. L’S-IV originario usava una batteria di 6 motori LR115 e fu proposto anche come quarto stadio del Saturn C4. La NASA inviò un’RFP a undici compagnie diverse, che dovevano presentare le loro proposte entro il 29 Febbraio 1960. A quella data, sembrò vincente la proposta Convair, ma Thomas Keith Glennan, primo direttore della NASA, dopo aver preso tempo, dirottò infine, il 19 Aprile 1960, la scelta su Douglas non volendo creare un monopolio dei motori a idrogeno liquido, essendo Convair già impegnata nella costruzione del Centaur.

La NASA nel frattempo aveva scelto il Saturn C5, il cui terzo stadio era un S-IV migliorato, chiamato per questa ragione S-IVB, il quale, anziché una batteria di motori LR115, usava un solo J2. Contemporaneamente, fu deciso di dar vita al Saturn C-IB (poi Saturn IB), che avrebbe parimenti usato l’S-IVB come secondo stadio per collaudare la navetta Apollo in orbita terrestre.

Douglas costruì due distinte versioni dell’S-IVB, la serie 200 per essere usata dal Saturn IB, e la serie 500 per il Saturn V. La differenza fra le due versioni consisteva principalmente nella minore quantità imbarcata di elio per la messa in pressione dell’idrogeno liquido, non essendo prevista la riaccensione del motore in orbita.

L’S-IVB era lungo 58 piedi e 4 pollici (17,78 metri) e aveva un diametro di 21 piedi e 7 pollici (6,58 metri) e la sua massa era di 29.345 libbre (13311 chili)a vuoto che diventavano 264.370 (119916 chili) a pieno carico, costituito in gran parte da 19.359 galloni US (73282 litri) di LOX e 66.770 galloni US (252752 litri) di LH2.

Il motore J2 forniva una spinta di 225.000 libbre (102.058 chili) per 475 secondi.

Durante le missioni Apollo 13, 14, 15, 16 e 17, l’S-IVB venne fatto schiantare sulla superficie lunare per effettuare misurazioni sismiche.

Infine una nota: il proposto Earth Departure Stage (EDS) e il secondo stadio del razzo Ares I, useranno una versione migliorata e aggiornata del motore J2, il J2X.




 
















Saturn V Instrument Unit

Il Saturn V Instrument Unit si trovava sulla sommità dell’S-IVB, immediatamente prima dell’SLA (Spacecraft/Lunar Module Adapter) e consisteva di un anello di strumenti di guida, fra i quali computers digitali, computers analogici di controllo volo, piattaforma inerziale, accelerometri e giroscopi. L’Instrument Unit, IU, fu realizzato dalla IBM su disegni e con assistenza tecnica del Marshall Space Flight Center. La cosa singolare, è che quegli strumenti non differivano molto da quelli utilizzati per la guida delle V2. L’IU aveva un diametro di 260 pollici (6,60 metri), un’altezza di 36 (.9144 metri) e una massa al lancio di 4400 libbre (1996 chili).

I profili di volo del Saturn V potevano variare di molto a seconda della missione. Ciascuna, comunque, iniziava col lancio, prima del quale dovevano essere allontanati dal vettore tutti i ponti che lo collegavano alla torre di lancio con conseguente sgancio dei vari cavi e tubazioni che portavano carburante ed energia ausiliaria al Saturn e alla capsula Apollo prima dell’accensione dei motori principali. Il rilascio dei cavi doveva essere graduale e avvenire nei primi sei pollici (15 centimetri) di movimento verticale del vettore.

Subito dopo, il Saturn veniva preso in carico dal computer digitale di lancio (launch vehicle digital computer LVDC) che lo doveva orientare nella giusta direzione. Lo sgancio del primo stadio, S-IC, veniva comandato dal computer appena questo veniva informato dai sensori collocati nei serbatoi, che i medesimi erano ormai esauriti. La guida del secondo e, soprattutto, terzo stadio, veniva attuata con l’obiettivo di raggiungere i parametri prefissati consumando la quantità minore possibile di carburante, che doveva poi servire per la TLI.

Lo sgancio del secondo stadio era comandato in maniera analoga a quella del primo, ma in quel momento il Saturn si trovava quasi ad altezza orbitale, e quindi l’S-IVB veniva azionato solo il tempo necessario a raggiungere un’orbita circolare di parcheggio.

Durante le missioni umane, la capsula Apollo ancora agganciata all’S-IVB, compiva da 4 a 6 orbite, mentre l’equipaggio eseguiva un controllo di tutti i sistemi di bordo. Nel frattempo, le stazioni di terra controllavano che il complesso fosse stato piazzato nella giusta orbita, e se del caso ne comandavano una piccola correzione. Venivano inoltre calcolati accelerazione e rotta necessari per la TLI, tenendo conto della posizione della Terra, della Luna e della navetta Apollo. I tempi potevano grandemente cambiare in base a questi parametri, l’accelerazione, per esempio, variava dai 2 minuti e 4 secondi di Apollo 8 ai 5 minuti e 55 secondi di Apollo 15.

L’ultima manovra consisteva nell’estrarre l’LM dal suo alloggiamento. Chiamata trasposizione, essa comportava la separazione del CSM Apollo dall’S-IVB, e la liberazione dei pannelli dell’adattatore che ricoprivano l’LM. Questo richiedeva lo sgancio dell’intero CSM Apollo dall’S-IVB, la sua rotazione di 180°, l’aggancio dell’LM, la sua estrazione dall’S-IVB, un nuova rotazione di 180° e la partenza verso la Luna. L’intera manovra doveva essere eseguita manualmente, col rischio che un minimo errore portasse a un impatto catastrofico.

L’IU comprendeva cinque sottosistemi chiamati comando e controllo, controllo ambientale, emergenza, comunicazioni radio e potenza.











 

 












Comando e controllo

Il sistema di comando e controllo comprendeva una piattaforma inerziale ST-124-M3 (punto 21) per misurare accelerazione e altitudine. L’LVDC, al 19, si occupava dei calcoli direzionali, mentre il controllo di volo, 16, comandava la rotta.

 

Controllo ambientale

L’Environmental Control System (ECS) si occupava di controllare i sistemi di raffreddamento ad acqua e metanolo e di pressurizzazione del Saturn, e di mantenerne i valori entro limiti operativi.

 

Emergenza

L’Emergency Detection System (EDS) verificando i vari parametri di volo come rotta, velocità, quota e funzionamento dei motori, aveva il compiuto di abortire il lancio in caso di qualche malfunzionamento e veniva attivato da un timer (17) 30 secondi dopo il lancio, per evitare che, in caso di aborto automatico del lancio, il Saturn ricadesse sulla rampa di lancio, esplodendo.

 

Comunicazioni radio

I sistemi telemetrici misuravano costantemente circa 200 parametri, trasmettendo i dati a terra. Fra i parametri considerati, accelerazione, velocità angolare, posizione, pressione, temperatura e voltaggio dei sistemi elettrici. Le misurazioni venivano inviate a terra tramite due antenne FM nei punti 10 e 22.

 

Potenza

La potenza ai sistemi ausiliari dell’IU era fornita da quattro batterie argento-zinco nei punti 4, 5 e 24.

L’aborto di missione prevedeva due scenari diversi: nel primo caso, se un malfunzionamento che potesse causare la distruzione del vettore veniva segnalato prima del lancio, l’ufficiale addetto all’aborto (Range Safety Officer) avrebbe spento i motori dal bunker di comando nei pressi della rampa e, dopo dieci secondi, azionato le valvole di sicurezza che disperdevano il carburante nell’aria per minimizzare i rischi di una esplosione. In questo caso, l’equipaggio si sarebbe posto in salvo azionando la Launch Escape Tower, LET, prima che la valvola di sicurezza venisse azionata. Se l’aborto avveniva col missile già in volo e dopo il distacco dell’LET (solitamente dopo il rilascio del secondo stadio) l’equipaggio si metteva in salvo semplicemente comandando il distacco del modulo di comando Apollo e rientrando a terra con esso.

Quando la costruzione dei vari componenti del Saturn V era completata, essi venivano inviati a Cape Canaveral per l’assemblaggio finale. I primi due stadi potevano essere trasportati solo via mare: l’S-IC scendeva il Mississippi su una chiatta quindi circumnavigava la Florida fino a Cape Canaveral, mentre l’S-II, costruito in California, arrivava attraverso il canale di Panamà. Solo il terzo stadio e l’IU potevano essere caricati su un aereo, solitamente un Pregnant Guppy o un Super Guppy.

Appena giunti all’VAB, gli stadi venivano controllati in posizione orizzontale, quindi eretti in verticale per essere assemblati su una piattaforma mobile, consistente in un Launch Umbilical Tower (LUT), Crawler Transporter (CT), e Mobile Launcher Platform (MLP), una struttura, quest’ultima, pesante oltre quattromila tonnellate, e che supportava la torre di 120 metri alla quale era ancorato il Saturn V. Il conplesso si avviava quindi verso una delle rampe del complesso 39.

Dopo che il vettore era stato messo in posizione sulla sua rampa, si procedeva al rifornimento di carburante quindi, cinque ore prima del lancio, l’equipaggio entrava nella capsula Apollo per iniziare i controlli prelancio.

 











Dettaglio della base della base della Launch Umbilical Tower (LUT).

Sequenza di lancio


L’S-IC accendeva i motori 9 secondi prima del lancio, secondo una sequenza che prevedeva che il primo a essere avviato fosse l’F1 centrale, seguito dagli altri quattro a coppie diametrali distanziate di 300 millisecondi per ridurre l’affaticamento strutturale del mezzo. Appena computers di bordo confermavano l’avvio dei motori, il vettore veniva rilasciato dalla torre di lancio e quindi iniziava la salita.

Raggiunti i 130 metri di quota, il Saturn correggeva leggermente la traiettoria, inclinandosi di 1.25 gradi. In questa fase, la sua accelerazione era di circa 500 metri al secondo, ma aumentava rapidamente per la perdita di massa del carburante bruciato e per la migliorata efficienza dei motori nell’aria rarefatta dell’alta quota. 135 secondi dopo il lancio, il motore centrale era spento per limitare l’accelerazione a 4 g, e 15 secondi dopo, all’altezza di 68 chilometri e alla velocità di 9920 chilometri l’ora, il primo stadio veniva separato e allontanato dal resto del Saturn dai motori di carenatura. Proseguirà la sua traiettoria balistica fino alla quota di oltre cento chilometri, prima di ricadere nell’Atlantico a circa 500 chilometri dalle coste della Florida.

S-II bruciava per 367 secondi, portando il vettore alla quota di 176 chilometri e alla velocità di 25182 chilometri l’ora, circa duemila chilometri sotto quella orbitale. Appena i sensori indicavano l’esaurimento del carburante nei serbatoi, erano azionati i bulloni esplosivi che separavano S-II da S-IVB: anche in questo caso, dei retrorazzi a carburante solido allontanavano lo stadio inerte dal vettore in ascesa, per evitare che, proseguendo la sua traiettoria balistica in ascesa, ci fosse una collisione. S-II salirà fino a circa 300 chilometri, per ricadere poi sulla terra a oltre 4000 chilometri dalla base di lancio.

S-IVB solitamente funzionava per circa 150 secondi dopo la separazione da S-II, portando la navetta Apollo su un’orbita circolare, quasi sempre a 188 chilometri e alla velocità di 7790 metri al secondo (28044 chilometri all’ora), quindi veniva spento, mente l’equipaggio eseguiva gli ultimi controlli in preparazione del TLI. Nelle ultime tre missioni Apollo, la quota della cosiddetta orbita di parcheggio, fu abbassata a 150 chilometri con conseguente funzionamento del motore del terzo stadio per soli 120 secondi, al fine di poter trasportare un carico maggiore. Solitamente fra le due e le tre ore dopo il lancio, S-IVB veniva riacceso per inviare la navetta Apollo in TLI: in media il motore veniva acceso per sei minuti, sufficienti a fornire la velocità di fuga dall’orbita terrestre, che è pari a 11,2 chilometri al secondo (40320 chilometri all’ora). 50 minuti dopo avveniva la cosiddetta trasposizione del modulo lunare, manovra che impegnava gli astronauti per circa un’ora, e al termine della quale, l’Apollo si separava definitivamente dal terzo stadio, che riaccendeva brevemente il motore J2 per deviare dalla rotta della navetta ed evitare così una possibile collisione. Solitamente il terzo stadio terminava la sua “vita” in orbita solare oppure schiantandosi sulla superficie lunare.

 

 

 

 

 

 



Saturn V paragonato sulla medesima scala del rivale sovietico N-1.

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