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サターンV [ f ]は、 NASAがアポロ計画の下で開発した、月面有人探査用の退役したアメリカの超大型ロケットです。このロケットは有人対応で、3 段式、液体燃料式でした。1967 年から 1973 年にかけて 13 機のサターン V ロケットがケネディ宇宙センター第 39 発射台から打ち上げられ、そのうち 9 機がアポロ 8 号からアポロ 17 号までの24 人の宇宙飛行士を月へ送りました。最後の打ち上げは、サターン V ロケットの第 3 段を改造したアメリカ初の宇宙ステーションであるスカイラブでした。
サターンVは、低地球軌道（LEO）を超えて人間を運んだ最初の打ち上げロケットであり、他にそれを成し遂げたのは、 2026年のアルテミスII月フライバイのためのスペース・ローンチ・システム（SLS）だけです。サターンVは、低地球軌道へのペイロード容量で最大記録である140,000 kg（310,000ポンド）を保持しており、これにはアポロ司令船、機械船、月着陸船を月に送るための残りの推進剤を備えたS-IVB第3段が含まれています。34.5メガニュートンの推力は、打ち上げ時の推力で4番目に強力なロケットであり、39メガニュートンのSLSに次いで、人間を運ぶためのロケットとしては2番目に強力です。
サターンロケットファミリーの中で最大の量産型であるサターンVは、アラバマ州ハンツビルのマーシャル宇宙飛行センター（MSFC）で設計されました。このプログラムはアメリカ人のジョージ・ミューラーが管理し、技術設計はナチス・ドイツから移送された科学者たち、特にヴェルナー・フォン・ブラウン、クルト・デブス、アーサー・ルドルフらが主導しました。このグループは、陸軍弾道ミサイル局の下で、米国初の打ち上げロケットであるレッドストーンロケットファミリーを開発しました。すべてのエンジンはロケットダイン社が製造しました。ボーイング社は、5基のF-1エンジンを搭載したケロロックスS-IC第1段を製造しました。これらは、現在でも製造された中で最も強力な単室液体燃料エンジンです。ノースアメリカン・アビエーション社は、ハイドロロックスS-II第2段を、ダグラス・エアクラフト社は、それぞれ5基と1基のJ-2エンジンを搭載したハイドロロックスS-IVB第3段を製造しました。IBMとMSFCは、ロケットの計器ユニットを設計しました。
このロケットは、1967年11月のアポロ4号試験飛行で初めて打ち上げられた。未使用のサターンVロケットが2基製造され、当初はアポロ19号と20号用に指定されていた。また、地上試験機も3機製造された。実現しなかった後継機の構想には、 UA120固体ロケットブースターを含む可能性のあるサターンII、サターンMLV、サターンV ELV 、 NERVA核熱ロケット第3段を使用するサターンC-5N、サターンシャトルなどがあった。スカイラブB宇宙ステーション、ボイジャー火星周回機と着陸機、プロスペクター月面探査車、有人金星フライバイのためのさらなる飛行も提案された。
1945 年 9 月、ドイツのロケット技術者ヴェルナー・フォン・ブラウンは、ペーパークリップ作戦中に契約に基づいて米国に連れてこられた。[ 5 ]トルーマン大統領によって承認されたペーパークリップ作戦は、第二次世界大戦後、旧ナチス・ドイツから1,600 人以上のドイツのロケット技術者と技師を政府の雇用のために米国に連れてきた。[6] ドイツの V-2 ロケットの開発に貢献したフォン・ブラウンは、マサチューセッツ州フォート・ストロング、その後テキサス州フォート・ブリスの米国陸軍兵器部隊に配属された。[9 ]フォート・ブリス滞在中、フォン・ブラウンと彼のチームにはあまり多くの作業用具が与えられなかった。最初の数か月間、ドイツ人には「原始的または古い」[10] 木造の作業場しか与えられず、軍の護衛なしにフォート・ブリスを離れることは許されなかった。 1950年、フォン・ブラウンはニューヨーカー誌の記者ダニエル・ラングに「ペーネミュンデでは甘やかされていたが、ここでは小銭を数えている」と語った。[ 11 ]しかし、彼はコリアーズなどの人気雑誌に本や記事を執筆した。[ 12 ] [ 13 ]
このアプローチは1957年に変化した。ソ連がR-7 ICBMに搭載したスプートニク1号を打ち上げ、熱核弾頭を米国に運ぶことができたからである[ 14 ] [ 15 ] [ 16 ]。アメリカ陸軍と政府は、ソ連より先にアメリカ人を宇宙に送るために、より多くの努力を始めた[ 17 ] 。陸軍は、ジュピターロケットシリーズを開発したフォン・ブラウンのチームに目を向けた[ 18 ]。ジュノーIロケットは1958年1月に最初のアメリカの衛星を打ち上げた[ 19 ]。フォン・ブラウンはジュピターロケットシリーズを、これから打ち上げられるサターンロケットシリーズのプロトタイプと考えており、「幼いサターン」と呼んでいた[ 20 ] 。
サターンロケットファミリーは、さまざまなサターンロケットの設計が、木星にちなんで名付けられた初期のジュピターロケットから発展したため、土星にちなんで名付けられました。[ 21 ] 1960年から1962年にかけて、マーシャル宇宙飛行センター（MSFC）は、地球周回軌道と月探査ミッションに展開できる一連のサターンロケットを設計しました。[ 22 ] NASAは、月探査ミッションの地球周回軌道ランデブー（EOR）方式の一部としてサターンロケットを使用する計画を立てました。[ 23 ]サターンC-3ロケットの開発が始まったばかりの頃、MSFCはさらに大きなロケットであるサターンC-4を計画しました。これは、第1段に4基のF-1エンジン、第2段に5基のJ-2エンジンを使用するものでした。[ 24 ]
1962年1月25日、NASAはC-5の製造を承認した。3段式ロケットは、5基のF-1エンジンを搭載したS-IC第1段、5基のJ-2エンジンを搭載したS-II第2段、および1基のJ-2エンジンを搭載したS-IVB第3段で構成される。[ 25 ] C-5は、最初のモデルが製造される前から部品テストを受けることになっていた。S-IVB第3段はC-1Bの第2段として使用され、[ 26 ] C-5の概念実証と実現可能性を示すとともに、C-5の開発に不可欠な飛行データを提供する役割も果たす。[ 27 ] C-5は、主要部品ごとにテストを受けるのではなく、「オールアップ」方式でテストされることになっていた。つまり、ロケットの最初のテスト飛行では、3段すべての完全なバージョンが使用される。すべての部品を一度にテストすることで、有人打ち上げ前に必要なテスト飛行の回数を大幅に減らすことができる。[ 28 ] C-5は1962年半ばにNASAのアポロ計画用ロケットとして確定し、[ 27 ] 1963年2月にサターンVと命名された。[ 29 ]同月、Cの名称は廃止され、C-1はサターンIに、C-1BはサターンIBとなった。[ 27 ] [ 30 ] 1962年11月までに、NASAは月探査ミッションに月周回ランデブー（LOR）方式を採用し、これを確定した。 [ 31 ]製造に選ばれた外部請負業者は、ボーイング（S-IC）、[ 32 ]ノースアメリカン・アビエーション（S-II）、[ 32 ]ダグラス・エアクラフト（S-IVB）、[ 26 ]およびIBM（S-IU）であった。[ 33 ]
計画の初期段階で、NASA は月探査ミッションの 3 つの方法を検討しました。地球周回軌道ランデブー (EOR)、直接上昇、月周回軌道ランデブー (LOR) です。直接上昇構成では、3 人の宇宙船を月面に直接着陸させ、地球に帰還するのに十分な燃料を搭載するために、非常に大きなロケットが必要になります。NASA はこの方法にNovaを提案しました。 [ 34 ] [ 35 ] EOR では、直接着陸する宇宙船を 2 つの小さな部分に分けて打ち上げ、地球周回で合体させます。LOR ミッションでは、1 つのロケットで 2 つの宇宙船、つまり母船と、月周回でメインの宇宙船とランデブーする小型の 2 人乗り着陸モジュールを打ち上げます。着陸モジュールは切り離され、母船は地球に帰還します。[ 35 ]
当初、1960年代初頭に土星計画が米陸軍からNASAに移管されたとき、直接上昇法が好ましい方法とされていました。[ 34 ]同時に、空軍は直接上昇法を使用するルネックスという月探査計画を開発していました。宇宙システム部門は、直接上昇法を使用した月探査ミッションは1967年までに75億ドル（ 2024年換算で601億ドル）の費用で実施できると見積もっていました。NASAは、ランデブー法を両方とも「危険で非現実的」として却下しました。フォン・ブラウンのチームは、1958年にはすでにEOR法の使用に興味を示しており、より小型の機体を使用できると主張していました。[ 36 ]ほぼ同時期に、ヴォート宇宙飛行部門のトーマス・ドーランとそのチームがLOR法を初めて研究しました。彼のチームはNASAにアイデアを提示しましたが、彼の提案から何も実現しませんでした。[ 37 ]
1960年、ラングレー研究センターのエンジニアであるジョン・ホウボルトを含む数名のNASA職員は、月周回ランデブーが最も費用対効果の高い打ち上げロケットで月面着陸を最も簡単に実現し、10年以内に月面着陸を達成する最良の機会を提供すると主張した。[ 38 ] [ 23 ] 1961年を通して、ホウボルトと彼のチームは他の研究チームを説得してLORを追求させ、[ 39 ]エンジニアリング部門長のジェームズ・チェンバリンの注目を集めた。後にジェミニ計画となる計画の責任者であったチェンバリンは、LORを使用する2人乗りの宇宙船を使用して1人乗りの月面着陸船を月面に送ることを提案した。チェンバリンの計画は頓挫したが、LORへの転換点となった。[ 40 ]ホウボルトはNASA職員のジョージ・ロウも説得することに成功した。[ 23 ] 1962年6月、フォン・ブラウンはLORがMSFCの選択になると発表した。[ 41 ] NASAの職員がさらに納得するにつれ、LORは正式に選定され、1962年11月7日にNASA長官ジェームズ・E・ウェッブによってアポロ計画のミッション構成として発表された。[ 31 ]
動的試験のすべての構成には、アポロ宇宙船の試作機BP-027が使用されました。 [ 42 ]この試作機は実際の飛行用ハードウェアの代わりに使用されました。試作機のサイズ、形状、質量、重心は同じでしたが、動的試験を開始するためにアポロ宇宙船全体が完成している必要はありませんでした。試作機には、工学的研究と評価のためのデータを記録するための計測機器が装備されていました。[ 43 ] BP-27は1964年9月下旬にマーシャル宇宙飛行センターで受け入れられました。[ 44 ]
第三段であるS-IVB-Dは、サターンIBロケットの動的試験に最初に必要だったため、他のどのサターンV段よりも先にMSFCに到着した。[ 26 ]第三段は1965年1月4日に到着した。[ 45 ]次に、計器ユニットS-IU-200D/500Dが製造された。ロケットの他の主要コンポーネントとは異なり、計器ユニットはMSFCがあるアラバマ州ハンツビルで製造された。[ 33 ]リングは1965年1月に完成し、IBMの電子部品が2月1日までに設置された。第三段と同様に、サターンIBの動的試験に最初に必要だったため、他の段よりも先に到着した。[ 46 ] [ 47 ]
サターンVロケットの第1段S-IC-Dは、1965年10月6日にNASAのバージ船ポセイドン号の初航海でマーシャル宇宙飛行センターに向けて出発し、10月13日に到着した。 [ 48 ]第1段が輸送されている間、10月8日には試験ロケットSA-500Dを使用したサターンV計画の動的試験が開始された。[ 48 ]第1段は1966年1月13日に動的試験台に設置された。[ 49 ]
SA-500D の第 2 段には複雑な経緯があった。当初、NASA は動的試験に S-II-D 段を使用する予定だった。しかし、1965 年春、NASA は S-II-D 段の製造を中止し、代わりに動的試験に S-II-S 段を使用することにした。[ 50 ]シール ビーチのノース アメリカン アビエーションの宇宙情報システム部門 (S&ID)が1965 年 1 月 31 日までに完成させたS-II-S 段は、動的試験に使用するために S-II-S/D と再指定された。[ 51 ] S-II-S/D は、1965 年 9 月 29 日にシール ビーチで行われた 試験中に破裂し、破壊された。試験では、飛行に必要な構造限界を大幅に超える負荷がかかっており、設計荷重限界の約 144% であったことが判明した。[ 52 ] [ 53 ]このため、NASA は試験のために S-II-T ステージを代用せざるを得ませんでした。[ 54 ] 1966 年初頭、S-II-T は S-II-T/D に再指定され、エンジンの燃焼だけでなく動的試験にも使用できるようになりました。[ 55 ] 1966 年 5 月 28 日、S-II-T/D は水素漏れを探すための圧力試験を受けていましたが、水素圧力センサーとスイッチが、第 2 シフトのクルーに知られることなく切断されていました。その結果、クルーはバルブから液体水素が漏れていると信じ、バルブを閉じ始めました。これにより液体水素タンクが過圧になり爆発し、5 人が負傷、2 人が入院しました。[ 56 ] [ 57 ]
S-II-T/D が破壊された後、S-II-F ステージは動的試験任務に割り当てられた。S-II-F ステージは、飛行しないバージョンのステージとしてケネディ宇宙センターで使用されていた。カリフォルニア州シールビーチからケネディ宇宙センターに輸送され、 3 月 4 日に到着した。[ 58 ]現在 S-II-F/D と指定されている S-II-F は、1966 年 11 月 10 日に MSFC に到着した。[ 59 ]
動的試験では、「飛行中に経験するであろう横方向、縦方向、およびねじり方向の励起に対する機体の応答」を調べた。機体は「4 つの油圧/空気圧台座で構成された流体力学的支持システムに取り付けられ、拘束されていない反応をシミュレートできるようにした」。技術者は、「飛行軌道の重要な時点での燃料負荷」をシミュレートするさまざまな量のバラストを使用して、一度に 1 つの平面で振動をテストした。[ 60 ]
動的試験は、サターンV動力飛行の各段階ごとに1つずつ、3つの構成で実施されました。構成Iでは、機体が打ち上げられたばかりであるかのように、スタック全体の曲げと振動特性がテストされました。構成IIでは、第1段が切り離され、第2段が点火しているかのようにスタックがテストされ[ 61 ]、構成IIIでは第3段とアポロ宇宙船のみがテストされました[ 62 ] 。テストは、サターンIB動的試験施設で構成IIIから始まりました[ 60 ] 。構成IIIのテストは1965年後半に行われました[ 63 ]。続いて、サターンV動的試験台で構成Iのテストが行われ、同じ場所で構成IIのテストが行われました[ 60 ] 。 1966年11月10日時点で、すべてのコンポーネントがMSFCに揃ったため[ 61 ] [ 59 ]、11月23日に動的試験台内で第2段が第1段の上に積み重ねられました。11月30日に第3段がスタックに追加され、12月に計器ユニットとアポロの原型が設置されました。ロケットは組み立てられ、「構成1」のテストの準備が整った。[ 61 ]
構成1の試験は3月11日に終了した。[ 64 ]試験では「エンジニアリング変更の可能性を示すいくつかの軽微な不規則性」が発見された。続いて構成2の試験が行われ、第1段が切り離された後の状態をシミュレートするために、第1段がスタックから取り外された。[ 65 ] 1967年8月3日、MSFCは動的試験プログラムの成功裏の完了を発表し、これによりサターンVの力学と構造が同年後半の初打ち上げの準備が整ったと宣言した。動的試験の結果、最終飛行機に「いくつかの軽微な変更」が加えられた。[ 66 ]
サターンVロケットのサイズとペイロード容量は、当時飛行に成功した他のすべてのロケットをはるかに凌駕していました。アポロ宇宙船を搭載したサターンVロケットは高さ363フィート（111メートル）で、フィンを除くと底部の直径は33フィート（10メートル）でした。 [ 90 ]燃料を満載したサターンVロケットの質量は2,822,171～2,965,241キログラム（6,221,823～6,537,238ポンド）で、[ 91 ]低地球軌道（LEO）ペイロード容量は約140,000キログラム（310,000ポンド）で、[ 92 ]月へは約43,500キログラム（95,900ポンド）を送ることができました。[ 93 ]
サターンVは主にアラバマ州ハンツビルのマーシャル宇宙飛行センターで設計されました。 [ 26 ]このロケットは強力なF-1およびJ-2ロケットエンジンを使用しました。[ 90 ]ステニス宇宙センターで第1段の5基のF-1エンジンすべてを一緒にテストしたとき、その低周波の轟音は15マイル離れたピカユーンの銀行の建物の板ガラスの窓を粉々にしました。 [ 94 ]設計者は早い段階で、サターンI計画 から可能な限り多くの技術をサターンVに利用しようと決めました。その結果、サターンVの第3段S-IVBはサターンIの第2段S-IVBをベースにしています。 [ 95 ]サターンVは主にアルミニウム、チタン、ポリウレタン、コルク、アスベストで構成されていました。[ 96 ]ロケットの設計図やその他の計画は、マーシャル宇宙飛行センターでマイクロフィルムで入手できます。[ 97 ]
サターンVは、S-IC第1段、S-II第2段、S-IVB第3段、計器ユニットの3つのステージで構成されていた。[ 90 ] 3つのステージすべてで、酸化剤として液体酸素（LOX）が使用された。第1段ではRP-1が燃料として使用され、[ 98 ]第2段と第3段では液体水素（LH2）が使用された。[ 99 ] LH2はRP-1よりも比エネルギー（単位質量あたりのエネルギー）が高いため、アポロ計画に必要な月遷移軌道など、より高エネルギーの軌道に適している。逆に、RP-1はLH2よりもエネルギー密度（単位体積あたりのエネルギー）と推力が高いため、打ち上げ初期段階での空気抵抗と重力損失を低減するのに適している。第1段でLH2を使用した場合、必要な体積が大きくなり、当時は空気力学的に実現不可能であっただろう。[ 32 ]第2段と第3段では、小型の固体推進剤の分離モーターも使用されており、ポンプ吸入のために液体推進剤が適切な位置に配置されるよう、打ち上げ中に段を分離するのに役立った。[ 100 ]
S-ICはボーイング社によってニューオーリンズのミショー組立施設とミシシッピ州ハンコック郡のミシシッピ試験施設（現在はステニス宇宙センターとして知られている）で製造された。[ 101 ]打ち上げ時の質量の大部分は推進剤で、酸化剤として液体酸素を使用したRP-1燃料であった。[ 102 ]ステージは高さ42m （138フィート） 、直径10m （33フィート）であった。海面高度で33,000kN （7,500,000lbf ）の推力を発生させた。S-ICの乾燥質量は約137,000kg （303,000lb ）であった。打ち上げ時に燃料を満載した状態での総質量は2,214,000kg （4,881,000lb ）であった。[ 101 ] S-ICは、5基のロケットダインF-1エンジンを五角形に配置して推進力を得ていた。中央のエンジンは固定されており、外側の4基のエンジンはジンバルで油圧回転してロケットの方向を制御していた。[ 103 ] S-ICの燃焼時間は約150秒であった。[ 101 ]
S-IC構造設計は、F-1エンジン、推進剤、制御、計装、およびインターフェースシステムの要件を反映している。ステージは主にアルミニウム合金、具体的には7075および2219アルミニウム合金で構成されている。主要コンポーネントは、前方スカート、酸化剤タンク、インタータンクセクション、燃料タンク、および推力構造である。前方スカートの後端は酸化剤（液体酸素）タンクに取り付けられ、前端はS-IIとインターフェースする。7075アルミニウムから製造されたスキンパネルは、リングフレームとストリンガーによって補強および強化されている。[ 104 ]
1,310,000 L (345,000 US gal)の液体酸素タンクは、前方スカートとインタータンクセクションをつなぐ構造的なリンクです。スキン補強材に取り付けられたリングバッフルは、タンク壁を安定させ、液体酸素の揺れを軽減します。タンクは 2219 アルミニウム合金製で、楕円形の上下隔壁を持つ円筒形です。スキンの厚さは、後部セクションの0.65 cm (0.254 in)から前部セクションの0.48 cm (0.190 in)まで 8 段階でテーパー状になっています。インタータンク構造は、液体酸素タンクと燃料タンク間の構造的な連続性を確保するのに役立ちます。スキンパネルとリングフレームは 7075 アルミニウムで製造されています。[ 104 ]
820,000 L (216,000 US gal)の燃料タンクは、推力構造とタンク間構造を繋ぐ構造的な連結部となっている。円筒形で、上部と下部の隔壁は楕円形である。タンクの内壁にはアンチスロッシングリングバッフルが、下部隔壁部分にはアンチボルテックス十字形バッフルが配置されている。5本の液体酸素ダクトが液体酸素タンクからRP-1タンクを通ってF-1エンジンへと伸びている。2219アルミニウムの外板の厚さは、後部で0.49 cm (0.193 in) 、前部で0.43 cm (0.170 in)まで4段階で減少している。[ 104 ]
推力構造アセンブリは、5基のF-1エンジンの荷重を燃料タンクの周辺に再分配します。また、エンジンの付属品、ベースヒートシールド、エンジンフェアリングとフィン、推進剤ライン、逆噴射ロケット、環境制御ダクトの支持も行います。下部の推力リングには4つの固定ポイントがあり、満載のロケットを支え、必要に応じて、F-1エンジンの最大推力で機体が離陸しないように拘束します。スキンセグメントは7075アルミニウム合金で製造されています。[ 104 ]
S-ICの電力システムは、運用電力サブシステム、計測電力サブシステム、および視覚計測電力サブシステムの3つの基本サブシステムに分かれています。機上電力は、運用電力システムと計測電力システムにそれぞれ1つずつ、合計5つの28ボルトバッテリーによって供給されます。運用電力システムのバッテリーは、バルブ制御、パージおよびベントシステム、加圧システム、シーケンスシステム、および飛行制御などの運用負荷に電力を供給します。計測電力システムのバッテリーは、テレメトリシステム、トランスデューサ、マルチプレクサ、および送信機などの計測負荷に電力を供給します。両方のバッテリーは共通の主電源分配器を介して負荷に電力を供給しますが、各システムは互いに完全に分離されています。視覚計測システムでは、2つのバッテリーが液体酸素タンクのストロボライトに電力を供給し、3つ目のバッテリーが視覚計測システムのフィルムカメラ部分の制御回路、カメラモーター、およびスラスタに電力を供給します。[ 105 ]
計測システムは、ステージシステムの機能動作を監視し、S-IC燃焼中の機体追跡用の信号を提供します。打ち上げ前には、測定値は同軸ケーブルを介して地上支援機器にテレメトリーされました。飛行中は、データは無線周波数（RF）リンクを介して地上局に送信されます。オフセットドップラー（ODOP）システムは、ドップラー原理を使用して、飛行中の機体の位置と加速度データを提供します。[ 106 ]
S-IIは、カリフォルニア州シールビーチのノースアメリカン・アビエーション社で製造されました。液体水素と液体酸素を使用し、S-ICと同様の配置のロケットダインJ-2エンジン5基を搭載し[ 107 ]、外側の4基のエンジンは制御にも使用されました[ 108 ] 。S -IIは高さ24.87m （81フィート7インチ） 、直径10m （33フィート）で、S-ICと同一でした。S-IIの乾燥質量は約43,000kg （95,000ポンド）で、燃料満載時は470,000kg （1,037,000ポンド）でした。第2段は、真空中で4,400kN （1,000,000lbf ）の推力でサターンVを大気圏上層部まで加速させました。S-IIの燃焼時間は395秒でした。[ 109 ]燃料を積載すると、ステージの質量の90パーセント以上が推進剤であった。[ 107 ]
S-IIは、ボディシェル構造（前部および後部スカートとインターステージ）、推進剤タンク構造（液体水素タンクと液体酸素タンク）、および推力構造から構成されていた。後部スカートとインターステージは、より大きな構造荷重がかかるため、一般的に重構造になっている点を除けば、これら3つは基本的な設計は同じである。各ユニットは、 7075アルミニウム合金材料で作られたセミモノコック構造の円筒形シェルで、外部のハットセクションストリンガーで補強され、内部は円周リングフレームで安定化されている。前部スカートの基本スキン厚は0.10 cm（0.040インチ）であり、後部スカートとインターステージはどちらも基本スキン厚が0.18 cm（0.071インチ）である。[ 110 ]
推力構造は、胴体シェル構造と同様にセミモノコック構造ですが、直径が約5.5 メートル (18フィート)から10 メートル (33フィート)まで大きくなる切頭円錐形をしています。胴体シェル構造と同様に、円周リングフレームとハットセクションストリンガーによって補強されています。4 対の推力ロンジロン(各外側エンジン位置に 2 つずつ) と中央エンジンサポートビームが J-2 エンジンの推力荷重を分散します。シェル構造は 7075 アルミニウム合金製です。推力構造の下部から支持されたグラスファイバーハニカムヒートシールドが、ステージベースエリアを過度の高温から保護します。[ 110 ]
液体水素タンクは、前方に凹型修正楕円体隔壁、後方に凸型修正楕円体隔壁を備えた長い円筒形である。後方隔壁は液体酸素タンクにも使用されている。液体水素タンクの壁は6つの円筒形セクションから構成されている。壁セクションと隔壁はすべて2014アルミニウム合金で製造され、溶融溶接で接合されている。前方隔壁の中央には、直径11m （36フィート）のアクセスマンホールが設けられている。共通隔壁は、熱伝達を防ぎ、接触する2つの流体の極低温特性を維持するために、 2014アルミニウム合金の表面シートとグラスファイバー/フェノール樹脂ハニカムコアを使用した接着サンドイッチ構造である。[ 110 ]
液体酸素タンクは、楕円形の前部と後部から構成されている。タンクには、推進剤の揺動を制御し、表面の乱れを最小限に抑えるための3つのリング型スロッシングバッフルと、タンク出口ダクトでの渦の発生を防ぎ、残留物を最小限に抑えるための十字型バッフルが取り付けられている。タンクの最下部に位置する6ポートのサンプアセンブリは、充填口と排出口、および5つのエンジン供給ライン用の開口部を提供する。[ 111 ]
S-II 電気システムは、電力サブシステムと電気制御サブシステムで構成されています。電力システムは、ステージに電力源と配電を提供します。電力システムは、6 つのDCバスシステムと地上から供給されるACバスシステムで構成されています。飛行中、電力システムのバスは、4 つの亜鉛銀酸化物電池によって電力供給されます。電気制御システムは、計器ユニット (IU) とインターフェースして、ステージのミッション要件を達成します。IU内の打ち上げロケットデジタルコンピュータ(LVDC) は、ステージスイッチセレクタを介して、飛行中のステージ機能のシーケンスを制御します。ステージスイッチセレクタは、適切なコマンドに応じて最大 112 個の個別の出力を提供できます。これらの出力は、ステージ電気シーケンスコントローラまたは分離コントローラを介してルーティングされ、指示された動作を実行します。[ 112 ]
S-II計測システムは、運用用と研究開発用の計測およびテレメトリシステムで構成されています。計測システムはステージ上の状態を監視および測定し、テレメトリシステムはこの情報を地上局に送信します。計測システムは、必要な測定範囲を提供し、テレメトリシステムに適切なスケールの信号を提示するために必要なトランスデューサ、信号コンディショナ、および分配機器で構成されています。計測システムは、多数のステージの状態と特性を監視します。このデータは、テレメトリシステムが受け入れ可能な形式に処理および調整されます。テレメトリシステムは、計測システムの測定部分によって生成された信号を受け取り、地上局に送信します。テレメトリ機器には、信号多重化装置、サブキャリア発振器、増幅器、変調器、送信機、RF電力増幅器、RF多重化装置、および4つのアンテナからなる無指向性システムが含まれます。[ 113 ]
S-IVB 段は、カリフォルニア州ハンティントンビーチのダグラス エアクラフト カンパニーによって製造されました。 [ 114 ]ロケットダイン J-2 エンジンを 1 基搭載し、液体水素と液体酸素を使用しました。[ 1 ] S-IVB は、2 つのタンクを分離するために共通の隔壁を使用しました。[ 115 ]高さは17.86 m (58フィート 7インチ) 、直径は6.60 m (21フィート 8インチ)で、S-II ほど積極的ではありませんでしたが、高い質量効率で設計されました。S-IVB の乾燥質量は約15,200 kg (33,600ポンド)で、燃料満載時の重量は約120,500 kg (265,600ポンド)でした。[ 1 ] S-IVB の燃焼時間は、最初の燃焼で 165 秒、2 回目の燃焼で 312 秒でした。その単発のJ-2エンジンは1,000 kN (225,000 lbf)の推力を発生した。[ 1 ]
S-IVBは、前方スカート、推進剤タンク、後方スカート、推力構造、および後方中間段という構造アセンブリで構成されています。推進剤タンクを除くこれらのアセンブリはすべて、スキン/ストリンガータイプのアルミニウム合金製機体構造です。さらに、配線、加圧ライン、および推進剤分散システムを収容する2つの縦方向トンネルがあります。トンネルカバーは、内部リブで補強されたアルミニウム製です。円筒形の前方スカートは、液体水素タンクの側壁と前方ドームの交点から前方に伸びており、計器ユニット（IU）のハードアタッチメントポイントを提供します。これは、液体水素タンクとIUの間の荷重支持部材です。IUのアクセスドアにより、前方スカート内の機器の整備が可能になります。[ 115 ]
推力構造アセンブリは、逆円錐台で、その大きな端が液体酸素タンクの後部ドームに取り付けられ、小さな端がエンジンマウントに取り付けられています。これはJ-2エンジンの取り付けポイントを提供し、エンジンの推力をタンクの全周に分配します。推力構造の外部には、エンジンの配管、配線、インターフェースパネル、8つの周囲ヘリウム球、油圧システム、酸素/水素バーナー、およびエンジンと液体酸素タンクの計器の一部が取り付けられています。[ 115 ]
推進剤タンクは円筒形で、両端に半球状のドームがあり、液体酸素と液体水素を隔てる共通の隔壁があります。この隔壁はサンドイッチ構造で、2つの平行な半球状の2014アルミニウム合金ドームが、グラスファイバーフェノール樹脂ハニカムコアに接着され、隔てられています。液体水素タンクの内面は、最小限の構造重量で必要なタンク剛性を得るために、ワッフルパターンで機械加工されています。液体水素タンクの内側には、10 m (34 ft)の推進剤使用プローブ、9個の低温ヘリウム球、温度およびレベルセンサー付きブラケット、冷却ポンプ、スロッシングバッフル、スロッシングデフレクター、充填、加圧、およびベントパイプが取り付けられています。液体酸素タンクの内部には、スロッシングバッフル、冷却ポンプ、4.1 m (13.5 ft)の推進剤使用率プローブ、温度およびレベルセンサー、充填、加圧、および排気パイプが取り付けられています。推進剤タンクの外部には、ヘリウムパイプ、推進剤分散コンポーネント、および 2 つのトンネルフェアリングを通る配線が取り付けられています。[ 115 ]
S-IVBの電気システムは、ステージ上のすべての電源で構成される電力サブシステムと、ステージ全体にさまざまな負荷に電力と制御信号を分配する電気制御サブシステムの2つの主要なサブシステムで構成されています。[ 116 ]搭載電力は、4つの亜鉛/銀酸化物バッテリーによって供給されます。2つは前方機器エリアに、2つは後方機器エリアに配置されています。これらのバッテリーは、打ち上げ前の最終準備中に起動されます。ヒーターと計装プローブは、各バッテリーの不可欠な部分です。[ 117 ]電気制御サブシステムの機能は、ステージの電気コンポーネントを制御するために必要なコマンド信号を分配することです。電気制御サブシステムの主要なコンポーネントは、電力および制御分配器、シーケンサーアセンブリ、圧力検出および制御装置です。[ 118 ]
S-IVB計器は、ステージシステムの機能動作を監視します。打ち上げ前には、測定値は同軸ケーブルを介して地上支援機器にテレメトリされます。飛行中は、他の2つのステージと同様に、無線周波数アンテナが地上局にデータを送信します。テレメトリシステムは、打ち上げ前チェックアウト用のパルス符号変調器（PCM）デジタルデータ取得システム（DDAS）で構成されています。ステージには、打ち上げ情報用のPCM周波数変調（PCM/ FM）システム、FM/FMシステム、およびシングルサイドバンド（SS/FM）システムも含まれています。無線周波数（RF）サブシステムは、PCM-RFアセンブリ、双方向カプラ、RF検出器、DCアンプ、同軸スイッチ、ダミーロード、RF電力分配器、および関連するケーブルで構成されています。全方向性アンテナパターンは、折り畳みスリーブダイポールによって提供されます。システムの有効放射電力は、公称20ワット、最小16ワットです。[ 119 ]
計器ユニット (IU) は、S-IVB の上に設置される円筒形の構造物です。IU には、誘導、航法、および制御機器が収められています。さらに、テレメトリ、通信、追跡、および乗員の安全システムと、それらを支える電力および環境制御システムも含まれています。[ 120 ]サターン Iの IUから発展したサターン V の IU は、マーシャル宇宙飛行センターによって設計され、IBMがアラバマ州ハンツビルの施設で製造しました。[ 121 ]基本的な IU 構造は、アルミニウム合金ハニカムサンドイッチ材料で作られた短い円筒です。この構造は、同じ長さの 3 つのハニカムサンドイッチセグメントから作られています。上端と下端は、ハニカムサンドイッチに接着された押し出しアルミニウムチャンネルで作られています。このタイプの構造は、強度対重量比が高く、遮音性、および熱伝導性の特性があるため選択されました。円筒は 3 つの 120 度のセグメントで製造され、スプライスプレートによって一体構造に接合されます。アクセスドアセグメントには、アンビリカルドアと機器/人員アクセスドアがあります。アクセスドアは、飛行荷重を支えつつ、飛行前にいつでも取り外し可能である必要があります。[ 122 ] IUの直径は6.6m （260インチ）、高さは0.91m （36インチ）、重量は約2,000kg （4,500ポンド）です。[ 123 ]
各ステージの建設と地上試験が完了した後、それぞれケネディ宇宙センターに輸送されました。最初の 2 つのステージは非常に巨大だったため、輸送方法ははしけのみでした。 [ 124 ] S -IC-3 以降、ニューオーリンズで製造された S-IC ステージは、ミショー組立施設から試験施設、そしてフロリダ州ケープカナベラルのケネディ宇宙センターまで、はしけで輸送されました。[ 125 ] S-II はカリフォルニア州シールビーチで製造され[ 126 ] 、 USNSポイントバローでケネディ宇宙センターに運ばれました。[ 127 ] S-IVB はカリフォルニア州ハンティントンビーチで製造され、エアロスペースラインズスーパーグッピーで空輸されました[ 128 ]。ただし、S-IVB-501 ステージは海上輸送されました。[ 129 ]フロリダを周回した後、船で輸送されたすべてのステージは、沿岸内水路を下ってメキシコ湾を横断し、サンカルロス湾に移動しました。そこから、オキーチョビー水路を通ってフロリダを横断し、海岸沿いに北上してケープカナベラルと車両組立棟に向かいました。[ 130 ]
車両組立棟に到着すると、各ステージは水平位置で検査され、その後、第1ステージから始まりアポロ宇宙船で終わる垂直方向に向きを変えられました。[ 131 ] NASAはまた、特定のステージが遅れた場合に使用できる大きなスプール型のS-II第2ステージも製作しました。これらのスプールは実際のステージと同一で、実際のステージと同じ電気接続を備えていました。[ 132 ] [ 133 ] NASAは、230メトリックトン（250ショートトン）の天井吊り橋クレーンとスリングを使用して第1ステージを移動式発射台に持ち上げ、移動式発射台でサターンVを組み立てました。第1ステージは4つのサポートアームで所定の位置に保持され、残りのステージは順番に垂直に積み重ねられました。組み立てとテストが完了した後、スタック全体がクローラー輸送機（CT）を使用して車両組立棟（VAB）から発射台に移動されました。[ 131 ]マリオン・パワー・ショベル社 によって製造されたCTは、[ 134 ]それぞれ57個の「シュー」を備えた4つの二重履帯で走行した。各シューの重量は約900 kg (2,000 lb)であった。各CTの長さは40 m (130 ft)、幅は35 m (115 ft)であった。この輸送車は、ロケットが発射場までの5.535 km (3.439 mi)を走行する間、特に発射台で遭遇する5パーセントの勾配において、ロケットを10分角 (0.16度) 以内に水平に保つ必要があった。[ 135 ] [ 136 ]
1964年から1973年まで、サターンVの研究開発と飛行のために64億1700万ドル（ 2024年換算で345億ドル）が割り当てられ、1966年には12億ドル（ 2024年換算で88億4000万ドル）と最高額となった。[ 137 ]同年、NASAは当時米国の国内総生産（GDP）の約0.5%に相当する45億ドルという最大の総予算を受け取った。 [ 138 ] 1969年から1971年の期間、サターンVアポロ計画の打ち上げ費用は1億8500万ドル（2024年換算で9億9500万ドル）だった。[ 139 ]
サターンVロケットが載る移動式サービス構造物（MSS）は、打ち上げの約2か月前に発射台39Aに移動されました。この移動により、技術者は通常アクセスできない部分にアクセスでき、テストやその他の準備を開始できるようになりました。打ち上げの約21日前に、技術者は第1段にRP-1を充填しました。液体酸素と液体水素は極低温であるため、打ち上げの数時間前にしか充填できないため、打ち上げ日のこの時期に充填できる燃料はこれだけでした。 [ 140 ]事前カウント作業は打ち上げの約6日前に開始され、機器が設置され、追加のテストが実施されました。[ 141 ] T-24時間で、サターンVは地上機器を使用して完全に電源が投入され、ケネディ宇宙センターは風速の監視を開始しました。[ 142 ]
打ち上げの T-9 時間前に、発見された問題に対処するために 11 時間の待機が開始されました。その後、ミッションのバックアップ クルーが司令船(CM) に入り、スイッチと回路ブレーカーを所定の位置に設定しました。T-7 時間 30 分に、3 段すべての液体酸素タンクの充填が開始され[ 143 ]、1 時間後に完了しました。[ 144 ] T-5 時間前に、液体水素タンクの充填が開始され、第 2 段から始まり、次に第 3 段になりました。[ 145 ]以前に充填された燃料が沸騰して蒸発するため、液体酸素タンクと液体水素タンクの両方を継続的に補充する必要がありました。[ 145 ] T-3 時間 45 分に、クルーが起こされ、その後すぐに別の待機が開始されました。待機は 1 時間半続き、残りの問題を修正する時間が与えられました。[ 146 ] T-2時間40分に、乗組員は司令船に入り、打ち上げの準備を始めた。[ 147 ]ハッチは40分後に閉じられた。[ 148 ]
中止の場合、射場安全担当官は遠隔操作でエンジンを停止し、ロケットに取り付けられた爆薬を起爆させるコマンドを送信します。これらの爆発により燃料タンクと酸化剤タンクが開き、燃料の分散と混合の最小化に役立ちます。[ 149 ] [ 150 ] T-40分頃に、T-5分30秒で爆薬が作動し、サターンVが信号を受信できるかどうかを確認するテストが行われました。[ 151 ]
T-8分で、搭載コンピュータである打ち上げロケットデジタルコンピュータ（LVDC）が作動状態になった。[ 152 ] T-5分45秒で、打ち上げ管制官から最終的なゴー/ノーゴーが与えられた。T-4分30秒で、ターミナルカウントダウンシーケンサー（TCS）が作動状態になり、カウントダウンシーケンスを自動的に実行する準備が整った。[ 153 ] T-3分7秒で、TCSは自動カウントダウンシーケンスを開始した。[ 154 ] T-16.97秒で、TCSはLVDCに信号を送信し、内部ジャイロスコープと加速度計へのアクセスを許可した。[ 155 ]
T−8.9秒で第1段点火シーケンスが開始され、[ 156 ]中央エンジンが最初に点火され、続いて300ミリ秒間隔で対向する外側のペアが点火され、ロケットの構造負荷が軽減されました。T+0.3秒でロケットは2段階で「ソフトリリース」されました。まず、ホールドダウンアームがロケットを解放しました。次に、ロケットが上向きに加速し始めると、テーパー状の金属ピンが穴に0.5秒間引き抜かれて減速されました。[ 157 ] [ 158 ] T+0.63秒でIUアンビリカルケーブルが切断され、LVDCに打ち上げが行われたことが示されました。[ 159 ]
T+1.7秒頃、機体は風の影響にもかかわらず十分なクリアランスを確保するため、発射塔から1.25°ヨーイングした。ロケットが塔を離れるまで約10秒かかったが、これはミッションごとに異なった。高度140m （450フィート）で、ロケットは正しい飛行方位角までロールした。この方位角は、発射の日時によって72度から108度まで変化した。[ 160 ] [ 161 ] T+20.6秒で、4基の外側エンジンは、外側エンジンの早期停止に備えて外側に傾けられた。[ 160 ] T+1分頃、サターンVは音速に達した。[ 162 ] [ 161 ]
約 T+1 分 6 秒で、ロケットは最大動圧(max q ) を経験しました。ロケットの動圧は、空気密度と相対速度によって変化します。速度は増加し続けますが、空気密度は高度とともに急速に減少するため、動圧は max qを下回ります。[ 162 ]サターン V は燃料を消費するにつれて重量が減少し、加速度が増加しました。これにより、乗組員はT+2 分 15 秒で4 gを経験しました。g 力を減らすために、中央のエンジンが停止され、g 力が 3 gに低下しました。各 F-1 エンジンは900,000 kg/分 (16.5ショートトン/秒)を消費しました。このとき、サターン V は高度 44.1 km ( 23.8 nmi)、重量1,110,000 kg (2,450,000 lb)、速度7,124.4 km/h でした。 4,426.9 mph (6,492.8 ft/s) [ 163 ]
光学式燃料枯渇センサーが燃料または酸化剤の不足を検出すると、残りの 4 基の外側エンジンが停止されました。これは、T+2 分 40 秒頃に発生しました。サターン V ロケットの高度は66.1 km (35.7 nmi)、重量は830,000 kg (1,820,000 lb)、速度は9,950.8 km/h、6,183.1 mph (9,068.6 ft/s)でした[ 164 ]初期のアポロ計画では、第 1 段分離の直前に、第 2 段の小型の燃料タンクエンジンが数秒間点火され、燃料がタンクの底にあることを確認しました。第 1 段分離は、エンジンが停止されてから 1 秒以内に発生しました。8 基の小型固体燃料分離モーターが S-IC を機体の残りの部分から分離しました。第1段は弾道軌道でさらに1分45秒間飛行を続け、約560km （350マイル）先の大西洋に落下する。[ 165 ] [ 166 ]
S-IC分離後、5基のJ-2エンジンが点火され、推力を発生させ始めた。J-2エンジンが最大推力に達するまで数秒かかった。[ 167 ]約T+3分12秒で、第2段からインターステージリングが落下した。リングは外側のJ-2エンジンからわずか1m（3.3フィート）の位置にあったため、エンジンに衝突することなくきれいに落下する必要があった。衝突するとエンジンが損傷する可能性があったからである。インターステージ分離直後、発射脱出システムも投棄された。[ 168 ] [ 107 ]
T+3分24秒頃、サターンVは事前にプログラムされた軌道から「閉ループ」または反復誘導モードに切り替わった。事前にプログラムされた軌道は、機体をコース上に維持するように設計されていたが、サターンVにかかる空力力が限界を超えないようにすることを優先していた。計器ユニットは、目標軌道に向かう最も燃料効率の良い軌道をリアルタイムで計算した。計器ユニットが故障した場合、乗員はサターンの制御を司令船のコンピュータに切り替えるか、手動制御を行うか、飛行を中止することができた。[ 169 ] T+7分40秒頃、縦方向のポゴ振動を減らすために中央エンジンが停止した。[ 170 ]
S-II の各推進剤タンク底部にある5 つのレベルセンサーは、S-II 飛行中に作動し、いずれか 2 つのセンサーが露出すると S-II のカットオフとステージングがトリガーされるようになっていた。 [ 171 ] T+9 分 8 秒頃、残りの J-2 エンジンが停止し、S-II と S-IVB の分離プロセスが開始された。このとき、サターン V は高度187.2 km (101.1 nmi)、速度24,897.9 km/h、15,470.9 mph (22,690.6 ft/s)であった。2 つの小型の空隙エンジンが点火され、逆噴射モーターが噴射され、S-II がロケットの残りの部分から分離された。[ 172 ]
S-IC段とS-II段の2つの平面分離とは異なり、S-II段とS-IVB段は1ステップで分離した。[ 173 ] S-IIのエンジンが停止してから1秒も経たないうちに、S-IVBのJ-2エンジン1基が点火され、約5秒で最大推力に達した。[ 174 ]
第3段は約2.5分間燃焼し、T+11分40秒頃に最初の停止が行われた。機体は高度191.1 km (103.2 nmi)、速度28,048 km/h、17,428 mph (25,561 ft/s)に達した。前の2段とは異なり、S-IVBのJ-2エンジンは月遷移軌道投入(TLI)のために再点火された。[ 175 ] エンジン停止後、サターンVは地球上空190 km (100 nmi)の地球周回軌道に入った。第3段は地球を1.5周する間、宇宙船に取り付けられたままだった。[ 176 ]
TLIは打ち上げから約T+2時間44分後に達成された。J-2は最大推力に達するまでに約10秒かかった。[ 177 ] S-IVBは6分近く燃焼し、宇宙船に約39,027.6 km/h、24,250.6 mph (35,567.6 ft/s)の速度を与えた。[ 178 ] TLIから約40分後、アポロ司令船・機械船(CSM)は第3段から分離し、180度回転して、打ち上げ時にCSMの下にあった月着陸船(LM)とドッキングした。CSMとLMは50分後に、転位、ドッキング、抽出と呼ばれる操作で使用済みの第3段から分離した。[ 179 ]
S-IVBが宇宙船と同じ軌道にとどまっていた場合、衝突の危険性があったため、残りの推進剤が放出され、補助推進システムが作動してS-IVBは宇宙船から離れました。アポロ13号以前の月探査ミッションでは、S-IVBは軌道上で月の後縁に向かって進み、地球の脱出速度を超えて太陽軌道にスイングバイされました。アポロ13号以降は、S-IVBは月面に衝突するように送られました。[ 180 ] [ 181 ] 以前のミッションで残された地震計が衝突を検知し、その情報は月の内部構造のマッピングに役立ちました。[ 182 ] [ 183 ]
1965年、アポロ計画のハードウェアを使用して実施可能な科学ミッションを調査するために、アポロ応用計画（AAP）が設立された。計画の多くは宇宙ステーションの構想を中心に進められた。フォン・ブラウンが1964年に立てた初期計画では、「ウェットワークショップ」方式が採用され、使用済みのサターンVロケット第2段（S-II）を軌道に打ち上げ、宇宙空間で装備を組み立てるというものだった。翌年、AAPはサターンIBロケット第2段を使用した小型ステーションの研究を行った。1969年までに、アポロ計画の予算削減により、アポロ計画のハードウェアを追加調達する可能性がなくなり、その後の月面着陸計画の一部が中止を余儀なくされた。これにより、少なくとも1基のサターンVが解放され、ウェットワークショップを「ドライワークショップ」コンセプトに置き換えることが可能になった。つまり、現在スカイラブとして知られる宇宙ステーションは、余剰のサターンIB第2段から地上で製造され、サターンVの最初の2つの稼働ステージの上に搭載されて打ち上げられることになった。 [ 184 ]サターンV第3段から作られたバックアップステーションが製造され、現在は国立航空宇宙博物館に展示されている。[ 185 ]アポロ構成からのサターンVへの唯一の大きな変更は、スカイラブのペイロードを地球軌道に投入するための終末ステージとして機能するようにS-IIにいくつかの変更を加えたことである。[ 186 ] S-IIは、1975年1月11日に制御不能な再突入を起こすまで、ほぼ2年間軌道上に留まった。 [ 187 ]
1970年代初頭、国民の関心が宇宙探査からベトナム戦争などの他の問題に移るにつれ、議会はNASAの予算を削減し始めた。米国政府は、特に米ソ関係の改善後、NASAへの資金提供を継続することに消極的になった。[ 188 ]アポロ応用計画では、サターンVの他のミッションプロファイルが検討された。NASAは3人乗りの金星フライバイを検討した。S -IVB段は、スカイラブの初期設計に似た「ウェットワークショップ」になる予定だった。[ 189 ]アポロの後、サターンVはプロスペクターの主要打ち上げロケットとして計画された。プロスペクターは、2機のソ連のルノホート探査車[190]、ボイジャー火星探査機、ボイジャー惑星間探査機の拡大版に似た、330kg （ 730ポンド）のロボット探査車として提案された。[ 191 ]サターンVは、核ロケットステージRIFT試験プログラムや、今後予定されているNERVAプロジェクトのいくつかのバージョンの打ち上げロケットとしても使用される予定だった。[ 192 ]
サターンVのこれらの計画された用途はすべて中止され、コストが主な要因でした。NASAラングレーの所長だったエドガー・コートライトは、数十年後に「JPLは大型アプローチを好まなかった。彼らは常にそれに反対していた。私はおそらくサターンVの使用を最も強く主張していたが、負けた。負けたのはおそらく賢明だったのだろう」と述べています。[ 193 ]
中止されたサターンVロケットの第2生産ロットでは、第1段に改良型F-1エンジンが搭載され、大幅な性能向上が見込まれた可能性が高い。 [ 194 ]その他、フィンの大型化[ 195 ]、構造の強化[ 196 ] 、 S-IC第1段の延長[ 197 ] 、上段へのHG-3エンジンの採用[ 198 ]など、変更される可能性が高かった。
サターンVをベースにした代替サターンロケットがいくつか提案されており、S-IVBステージとインターステージがS-ICに直接取り付けられたサターンINT-20 [ 199 ]から、第1ステージに5基の強化型F-1エンジンを搭載するだけでなく、それぞれ2基の強化型F-1エンジンを搭載した4基のストラップオンブースターも備え、打ち上げ時に合計13基のF-1エンジンが点火するサターンV-24(L)まで多岐にわたる[ 200 ] 。
サターンVロケットの2回目の生産が行われなかったため、これらの計画は頓挫し、米国は超大型打ち上げロケットを失ってしまった。米国の宇宙関係者の中には、この状況を嘆く者もいた。[ 201 ]サターン・シャトルは、最終的に1986年のチャレンジャー号事故を引き起こしたスペースシャトルの固体ロケットブースターを不要にすることもできたはずだった。 [ 202 ]
2002年9月3日、天文学者のビル・ヤングは小惑星と思われる天体を発見し、J002E3という発見番号が与えられた。それは地球の周りを公転しているように見え、すぐにスペクトル分析により、サターンVロケットの塗料の主要成分である白い二酸化チタンで覆われていることが判明した。軌道パラメータの計算により、暫定的にアポロ12号のS-IVB段であると特定された。[ 208 ] [ 209 ]管制官は、アポロ宇宙船から分離した後、アポロ12号のS-IVBを太陽軌道に送る計画だったが、エンジンの燃焼が長すぎたため、月まで十分に近づかず、地球と月の周りのかろうじて安定した軌道にとどまったと考えられている。1971年、一連の重力摂動により、太陽軌道に入り、31年後に弱く捕らえられた地球軌道に戻ったと考えられている。 2003年6月に再び地球軌道を離れた。[ 210 ]
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