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Saturn 5

Die Saturn Trägerraketen sind einzigartig im Arsenal der US Träger. Keine andere Raketenfamilie war so erfolgreich (kein einziger Fehlstart!), keine andere Rakete so groß und keine andere Rakete wurde in so relativ kurzer Zeit entwickelt. Dieser Aufsatz soll die technische Entwicklung der Saturn erläutern. Er geht aber auch auf die geschichtliche Bedeutung und das Wettrennen zum Mond ein und beleuchtet dabei die so unterschiedlichen Konzepte in Ost und West. Da dieses Thema sehr umfangreich ist habe ich den Artikel in mehrere thematisch getrennte Aufsätze geteilt:

• Die Technik und Geschichte der Saturn I
• Die Technik und Geschichte der Saturn 1B
• Die Technik der Saturn V
• Der Einsatz und Veränderungen beim Einsatz der Saturn V

Da die Stufen und Triebwerke in mehreren Trägern eingesetzt wurden (S-I und H-2 in der Saturn I und IB, J-2 und S-IVB in der Saturn IB und V) finden Sie in den Aufsätzen teilweise identische Absätze, dafür ist aber jeder in sich abgeschlossen.

Die Saturn 5

Die Saturn 5 war die Rakete die das Apollo Raumschiff zum Mond befördern sollte. In den Jahren 1958-1960 wurden eine Reihe von Verfahren durchgespielt, wie man zum Mond gelangen konnte. Das von Braun ursprünglich favorisierte Verfahren war das einer direkten Landung auf dem Mond. Dazu hätte man eine Rakete namens Nova gebraucht, mit 8 Triebwerken des Typs F-1 wäre sie 60 % größer als die Saturn 5 gewesen. Später beschloss man das Verfahren mit Rendezvous in der Mondumlaufbahn anzuwenden. Damit kam man mit einer kleineren Rakete aus. Die Bezeichnung als Saturn 5 hat noch ihre Ursache in dem Evolutionsplan der als "C" bezeichneten Raketen. Wie im Aufsatz über die Einsatzhistorie erläutert waren weitere Raketen geplant die sich vor allem durch die Anzahl der Triebwerke unterschieden und die C-5 genannte Rakete wurde zur Saturn 5.

Am 20. Januar 1962 wurde die Entwicklung der Saturn V beschlossen. Projektiert wurde zuerst eine Trägerrakete von 113 t Nutzlast für eine Erdumlaufbahn und 41 t zum Mond. Dazu musste die Rakete erheblich mehr Leistung als die Saturn 1B bringen. Dazu wurde für die erste Stufe das auch heute noch größte Einzeltriebwerk der Welt entwickelt: Das F-1 Triebwerk. (Die Zenit Trägerrakete hat ein Triebwerk mit mehr Schub, aber es hat zwei Brennkammern und nur eine gemeinsame Pumpe). Der Name Saturn-5 sagt, das 5 Triebwerke dieses Typs in der ersten Stufe verwendet wurde. Die zweite Stufe verwendete das schon für die Saturn 1B entwickelte J-2 Triebwerk, jedoch 5 davon und die dritte Stufe ein einzelnes J-2 Triebwerk, die dritte Stufe war insgesamt weitgehend identisch zu der zweiten der Saturn 1B. Die erste Stufe verwandte die damals schon bewährte Kombination Kerosin/Sauerstoff. Die beiden oberen Stufen Wasserstoff und Sauerstoff, ein damals neue Technologie. Die Auslegung war ein Kompromiss zwischen dem Risiken die neue Technologien mit sich brachten und der Forderung, dass die Rakete noch bezahlbar und handhabbar sein sollte. Bei den Triebwerken der ersten Stufe, den F-1 war die Herausforderung ihre Größe. sie waren 8 mal leistungsfähiger als die in der Atlas oder Titan eingesetzten Triebwerke oder den H-1 in der Saturn 1. Hier wollte man nicht auch noch das Risiko einsetzen einen völlig neuen Treibstoff einzuführen. Die J-2 Triebwerke der zweiten und dritten Stufe waren in ihrer Leistung mit den H-1 vergleichbar, aber sie nutzten einen neuen Treibstoff.

Die Entwicklung der Saturn V

Auch die Saturn 5 Entwicklung verlief anders als bei der Saturn 1. Schon nach 2 Starts wurden die Testflüge eingestellt und es fand der erste bemannte (von 11) statt. Man wollte Kosten und Zeit sparen, indem man den ganzen Träger auf einmal testete anstatt wie bei der Saturn 1 stufenweise. (Zuerst nur die Erststufe mit Dummy Oberstufen, dann mit Zweitstufe und zuletzt den ganzen Träger komplett).

In weniger als 10 Jahren hatten die USA einen Träger entwickelt, der die Nutzlastkapazität der 1957 verfügbaren Trägerraketen um den Faktor 1000 übertroffen hatte! Ohne die Energie und das Organisationsvermögen von Wernher von Braun wäre dies jedoch sicher nicht möglich gewesen. Als er verbittert über die Kürzung des Mondprogramms die NASA verlies, zeigte sich was dieser Man wert war: Der Space Shuttle als Nachfolgeprojekt verzögerte sich, und eskalierte in den Kosten.

Der Grund für den Erfolg der Saturn war im wesentlichen die Gruppe um von Braun in Huntsville, die Raketen sehr sorgfältig und mit großen Sicherheitszuschlägen baute. Auch die Erprobung fand sehr "konservativ" statt, wie man an der Saturn 1 erkennen konnte: Zuerst wurde nur die Unterstufe getestet, dann die ganze Rakete unbemannt, dann erst bemannt. Bei der Saturn 1B wurde zugleich die Drittstufe der Saturn 5 getestet. Um so mehr sträubte sich von Braun, als man gleich die Saturn 5 als ganzes testen wollte und möglichst bald auch bemannt. Aber das Apolloprogramm kam in seine Endphase und man wollte mit Apollo 8 eine bemannte Mondumrundung starten, bevor die Russen eine solche durchführten (die sich mit dem Zond Programm darauf vorbereiteten). Die extrem zuverlässige Auslegung der Saturn 5 ermöglichte es, das schon nach 2 Testflügen der erste bemannte Start durchgeführt werden konnte.

Heute erscheint in der Retrospektive die Entwicklung der Saturn weitgehend ohne Probleme verlaufen zu sein. In der Tat konnte man schon nach 2 Starts einen bemannten Start wagen. Man rechnete mit einer Mondlandung beim 13.ten oder 14.ten Start und hatte so 15 Exemplare gebaut. Doch gab es bei der Entwicklung auch Probleme.

Die S-II Zweitstufe sollte sehr leicht sein, doch die Aluminiumlegierung die das ermöglichte galt als "unschweißbar". So musste erst eine Schweißtechnik im Vakuum entwickelt werden um die Teile zusammen zu schweißen. Später musste die Saturn 5 leichter werden, weil Apollo immer schwerer wurde. Auch hier musste die S-II Stufe am meisten Gewicht verlieren. Als Ergebnis explodierten am 29.9.1965 und 28.5.1966 zwei S-II Stufen bei verschiedenen Tests. Die erste S-II wurde im August 1965 getestet. Tests von fünf J-2 Triebwerken über die volle Betriebsdauer von 510 Sekunden gab es schon vorher am 24.4.1965.

Die S-IVB war zwar aus der S-IV der Saturn 1B hervorgegangen, aber anders als diese musste man den flüssigen Wasserstoff mindestens 4.5 Stunden lang flüssig halten. Hier bereitete die Entwicklung einer Isolierung aus glasfaserverstärktem Polyurethan Probleme. Am 29.1.1967 explodierte eine S-IVB bei einem Probecountdown weil Schweißnähte nicht sauber gesetzt waren. Eine Heliumflasche explodierte und beschädigte die Tankleitungen, wodurch sich Sauerstoff und Wasserstoff mischen und entzünden konnten. Da es sich um ein Flugexemplar (Nr. 503) handelte bedeutete dies einen Aufschub im Saturn Erprobungsprogramm.

Von Explosionen blieb die S-IC Erststufe verschont. Auch die Triebwerksentwicklung verlief für ein neues, riesiges Triebwerk erstaunlich glatt, aber auch hier war es schwierig die Präzision der Schweißnähte bei den extrem langen Tanks innerhalb der geforderten Genauigkeit zu halten. Mehr über den Verlauf und die Probleme bei der Entwicklung bei den einzelnen Stufen.

Für den Transport der leeren Stufen mussten teilweise Wege geändert oder neue Transportmittel geschaffen werden. So gab es umgebaute Boeing 377 Flugzeuge um die 6.7 m großen Drittstufen zu transportieren (Guppy und Super-Guppy).

Die Erste und zweite Stufe waren so groß, dass man sie nur mit dem Schiff Transportieren konnte.

Die Nutzlastkapazität konnte schon während der Entwicklung gesteigert werden. Projektiert war die Rakete für eine Nutzlast von 100.000 Pfund auf eine Transferbahn zum Mond (45360 kg), doch schon vor dem Erstflug ergaben Berechnungen im August 1967 eine Nutzlast von 102000 Pfund. Während des Einsatzes wurde die Nutzlast laufend gesteigert. Zum einen wurden Systeme leichter, vor allem aber passte man die Aufstiegsbahn an und optimierte das Betankungsverhältnis zwischen S-II und S-IVB variiert. Die Saturn V die Apollo 11 transportierte hatte eine Nutzlast von 45677 kg, die letzte dagegen eine von 48623 kg. Bei Ausnützung aller Reserven war eine Nutzlast von etwa 49500 kg möglich. Mehr dazu im Teil über die Einsatzhistorie.

Die erste Stufe S-1C

Die S-IC ist die größte jemals gebaute Stufe mit flüssigen Treibstoffen. Selbst ihr sowjetisches Pendant, der Block A der N-1 war mit 1870 t Startmasse etwa 400 t leichter. Die S-1C ist eine selbst für heutige Verhältnisse eine Riesenstufe. Sie hat einen Durchmesser von 10.1 m und eine Länge von 42.1 m. Angetrieben wird sie von 5 Rocketdyne Triebwerken des Typs F-1. Gebaut wurde die Stufe von Boeing. Der Auftrag dafür wurde am 15.12.1961 vergeben und hatte einen anfänglichen Umfang von 450 Millionen USD. Man hatte sich bei der S-1C für die Treibstoffe Sauerstoff und Kerosin entschieden. Dies geschah um das Entwicklungsrisiko zu senken. Als man 1961 mit der Entwicklung begann waren Stufen mit Wasserstoff noch nicht operationell und das in der Entwicklung sich befindliche Triebwerk RL-10 hatte 67 kN Schub. Triebwerke die Kerosin verbrannten waren mit 800 kN Schub verfügbar und Raketen mit diesen Triebwerken gab es bereits. Der Entwicklungssprung zu Triebwerken von 6000-8000 kN Schub war also viel geringer. Als zweites ist der Wasserstoff viel voluminöser als Kerosin. Daher ist die zweite Stufe auch fast so große wie die erste. Eine etwa 1500 t wiegende Erststufe mit Wasserstoff als Treibstoff wäre trotz weniger Treibstoff etwa 3 mal voluminöser gewesen - ein 15 m durchmessendes Monstrum von 60 m Höhe. Der Dichteunterschied ist auch der Grund, warum die sowjetische N-1 die nur Kerosin/Sauerstoff bei allen Stufen einsetzte so viel kleiner als eine Saturn V aussieht, obgleich sie genauso viel wiegt.

Der untere Tank ist der Kerosintank von 768.4 m³ Volumen. Er nimmt nominal 590 t Kerosin auf. Während des Transports wird er wie der Sauerstofftank mit Stickstoff unter 1.8 Bar Druck gesetzt. Der Kerosintank hat eine Länge von 13.1 m. Während des Fluges verwendet man Helium dazu. 400 kg Helium sind in 4 Flaschen von jeweils 878 l Inhalt und 213 Bar Druck im Sauerstofftank untergebracht. (Die niedrige Temperatur von -183 Grad im Sauerstofftank erhöht die Dichte). Jede Flasche hat eine Länge von 6 m und einen Durchmesser von 56 cm. Ventile halten einen Druck von 3 Bar im Kerosintank aufrecht. Helium wird auch vor dem Start genutzt um die Luft aus dem Sauerstofftank zu verdrängen und vor allem die Leitungen im Kerosintank kalt zu halten. Was man vermeiden wollte waren Gasblasen in den Leitungen wenn der Sauerstoff an den warmen Leitungen verdampft. Durch den Kerosintank führen 12 Leitungen aus dem Sauerstofftank mit jeweils 42 cm Durchmesser. Diese sind isoliert, damit nicht Kerosin an ihnen zu Eis erstarrt.

Der 19.50 m lange darüber liegende Sauerstofftank ist der größte Tank der Rakete. Er hat ein Volumen von 1250 m³. Gefüllt wird er mit 1204 m² Sauerstoff. Vor dem Start wird er mit Helium auf 1.8 Bar Druck beaufschlagt. Danach wird ein Teil des Sauerstoffs bei Wärmeaustauschern an den Triebwerken erhitzt und als Gas in den Zank geleitet. Dazu werden pro Sekunde etwa 18.1 kg Sauerstoff benötigt die dann einen Tankdruck von 1.2 bis 1.6 Bar aufrecht erhalten.

Die Isolierung von dem Kerosintank erfolgt durch einen zwischenförmigen Leerraum, der mit einer Bienenwabenstruktur ausgekleidet ist. Anders als andere Trägerraketen ist die Außenseite der Tanks mit Spanten und Stringern netzförmig unterteilt um das Schwappen der Treibstoffe zu verringern. Zwischen den beiden Tanks sitzt eine 6.60 m starke durch Spanten verstärkte Zwischentanksektion. Sie bestanden aus der stärker belastbaren Aluminiumlegierung 7075. Zur Erhöhung der Festigkeit werden die zylindrischen Tankteile aus der Aluminiumlegierung 2219 24 Stunden lang bei 163 Grad wärmebehandelt.

Das F-1 Triebwerk war das letzte Triebwerk mit dem Antrieb Kerosin/Sauerstoff, welches von der NASA entwickelt wurde. Das mittlere F-1 Triebwerk ist fest im Schubrahmen eingebaut, die anderen sind kardanisch um 6 Grad schwenkbar. Das Schubgerüst besteht aus mehreren Ringen und ist mit Wellblech verkleidet. Es nimmt den Schub der Triebwerke auf und überträgt ihn auf die Rakete. Es ist mit 24 t das schwerste Einzelteil der Rakete. Darüber sitzt der 12 t schwere Kerosintank. Er besteht aus zylindrischen Tankteilen und zwei halbkugelförmigen Domen, die aus jeweils 8 Segmenten bestehen. 10 Leitungen fördern jeweils bis zu 1000 l Kerosin pro Sekunde in eine gemeinsame Verteilleitung für alle Triebwerke. Im Boden der Leitungen befanden sich durch eine Membran umgeben kleine Mengen von Triethylaluminat. beim Öffnen der Ventile wurden die Membranen gesprengt und das Triethylaluminat strömte als erstes vor dem Kerosin in die Brennkammer. Dort traf es auf den Sauerstoff. Anders als Kerosin entzündet sich aber Triethylaluminat sofort mit Sauerstoff und so wurden die Triebwerke recht einfach und wirkungsvoll gezündet.

Die Treibstoffzuladung variierte von Modell zu Modell etwas. Bei Apollo 11 waren es 1.550.440 kg flüssiger Sauerstoff und 646.685 kg Kerosin. Wenn die erste Stufe nach 150.8 Sekunden Brennzeit ihren Dienst getan hat werden 8 Retroraketen gezündet. Jede liefert für 0.541 Sekunden einen Schub von 337 kN. Dabei werden jeweils 121 kg Treibstoff verbrannt. Gleichzeitig trennen Sprengschnüre die Verbindung zur S-1C durch. Dadurch bremsen sie die leere Stufe um 14 m/s ab, die damit zurückfällt.

Die Finnen und Triebwerkverkleidungen die dem Abgasstrahl ausgesetzt waren wurden aus Titan gefertigt, das bis zu 1100 °C aushalten musste. Man hatte die Finnen gegenüber der Saturn IB nochmals verkleinert. Sie wurden vor allem angebracht weil die Rakete bemannt eingesetzt werden sollte. Versagte die Steuerung der Rakete so konnte diese bei niedrigen Geschwindigkeiten so schnell kippen, dass es ohne die Finnen nicht genügend Zeit gegeben hätte mit dem Rettungsturm die Kapsel in eine sichere Entfernung zu bringen. Die Finnen verhinderten in der dichten Atmosphäre ein zu schnelles Kippen und bei höheren Geschwindigkeiten konnte die Rakete nicht mehr schnell kippen.

Zwei Batterien mit einer Kapazität von 640 und 1250 Amin liefern den Strom für die elektrischen Systeme. Die Bordspannung betrug 28 V. Die Masse der Batterien betrug 310 und 520 kg. Ein 20 Watt Sender übermittelte laufend 900 Messwerte von der Stufe zum Boden. Die S-IC wurde zwar von der IU gesteuert, hatte jedoch ihre eigenen elektrischen System, Stromversorgung und Telemetriesender. Analoges galt auch für die anderen Stufen.

Bei den ersten beiden Flügen waren auch noch zwei TV Farbfilmkameras an Bord welche oberhalb der Triebwerke saßen und diese filmten. Über ein Fieberglasbündel wurde eine Innenansicht des LOX Tanks in die Kamera eingeblendet. Ein zweites Paar von 16 mm Schmalfilmkameras filmten Abtrennung von der S-II. 24 Sekunden nach der Stufentrennung wurden die Kameras samt ihren beiden schwimmfähigen Behältern abgesprengt. Sie wasserten nach einer Fallschirmlandung im Südatlantik.

Am 15.12.1961 bekam Boeing den Auftrag die S-IC zu bauen. Die Entwicklung wurde aber im MSFC begonnen. Zu diesen Zeitpunkt war eine wichtige Entscheidung schon gefallen: Die C-5 sollte fünf Triebwerke bekommen, anstatt den vorher projektierten vier. Die erste Version der S-IC hätte 41 t zum Mond gebracht, die neue nun 46 t. Von Braun sagte später "Diese konservative Auslegung hat Apollo gerettet", denn später zeigte sich das Apollo erheblich "Übergewicht" hatte.

Das grundlegende Problem bei der Entwicklung der S-IC war ihre schiere Größe. Es mussten völlig neue Werkzeuge und Montagearbeiten entwickelt werden um leichte Bleche, in perfekter Kurvenform miteinander zu verbinden. Wie bei der S-II waren vor allem die Schweißnähte ein Problem die sehr lang waren und trotzdem perfekt sein mussten. Immerhin war die Aluminiumlegierung 2219 besser zum Schweißen geeignet als die in der S-II verwendete Legierung. Einige Techniken funktionierten nicht, wie zum Beispiel. das chemische Verformen der kurvenförmigen Endstücke der Tanks. Jeder Tankdom bestand aus 8 dieser bis zu 27.6 m² großen Stücke. Man ging wieder zu der hydraulischen Verformung über. Für die Langen Tankteile entwickelte man eine Technik die gleichzeitig die Platten alterte und dabei härtete und dabei eklektisch aufschmolz und verformte. Aus einer 5 t schweren Platte wurde so eine 1 t schwere Bahn von 60 mm Dicke von 3.4 x 8 m Größe. Die Schweißnähte wurden wie bei der S-II im Tungsten-Schutzgasverfahren gefertigt. Da man bei der S-IC damit später begann konnte man auf die Erfahrungen bei der S-II zurückgreifen und vor allem die Umgebungsbedingungen optimieren. Das Schweißen fand in Klimaräumen statt wo man Temperaturen unter 25 Grad und eine Luftfeuchtigkeit von unter 50 % einhielt. Teams von jeweils 10-15 Spezialisten arbeiteten im 3 Schichtbetrieb nur an den Schweißnähten und deren Kontrolle. Trotzdem dauerte es 7-9 Monate die Tanks zu verschweißen und die insgesamt 10 km Schweißnähte zu setzen.

Flüssiger Sauerstoff ist trotz seiner tiefen Temperaturen außerordentlich reaktionsfähig. Schon kleine Mengen organischer Moleküle wie sie im Schweiß vorkommen an den Tankwänden reichen aus um eine lokale Reaktion zu starten. Daraus ergab sich ein weiteres Problem: Man musste Werkstücke von Quadratmeter Größe absolute sauber fertigen. Auch dafür wurden eigene Verfahren entwickelt: Die Teile wurden mit deionisiertem Wasser gespült, mit Salpetersäure wurden organische Spuren oxidiert und dann die Säure mit weiterem deionisiertem Wasser abgewaschen. Die Teile wurden dann getrocknet und in einem Prozess die oberste Schicht von einigen Mikrometern abgetragen. Zuletzt wurden die Teile durch gefilterte, ölfreie heiße Luft getrocknet. Danach kam das Teil in eine 12 m breiten und 6.7 m hohe Waschanlage wo es mit Spezialchemikalen gereinigt wurde.

10 Wochen dauerten alleine die Tests der fertigen Stufe. Beim hydrostatischen Test wurde z.B. der Tank mit Wasser gefüllt und dann 105 % des nominellen Drucks ausgesetzt. Diese 5 % mehr als normal reichten aus den LOX Tank um 1.3 cm zu strecken. Die spektakulärsten Tests waren Probeläufe der S-IC mit allen 5 F-1 Triebwerken. Dazu gab es in Huntsville zwei Teststände von 124 m Höhe. 4 Wände von 12 m Dicke umgaben ihnen. Die Kraft wurde von 1600 Stahlstreben von jeweils 30 cm übertragen. Zwei Systeme sprühten 782 m³/min Wasser über den Stand und 1100 m³/min in den Flammenschacht. Ein 5 Minuten Test der S-1C verbrauchte so viel Wasser wie eine 10000 Personen Kleinstadt an einem Tag. 1965 begannen die ersten Tests mit der S-IC und ab 1966 konnte man alle 5 Triebwerke über ihre volle Betriebsdauer testen.

Das Marshall Raumfahrtzentrum baute neben einem Testmodell für Tests an der Startrampe, einem Modell für Triebwerkstest und einem Modell für statische Tests die ersten beiden Flugexemplare. Die Exemplare die dann ab Apollo 8 eingesetzt wurden fertigte dann die Industrie. Noch heute hat die NASA 5 Exemplare im NASA Michoud Assembly Facility in Lagerung. Weitere befinden sich an anderen Orten.

Das F-1 Triebwerk

Die Ursprünge des F-1 gehen weiter zurück als die Saturn V. Schon im Jahre 1955 gab es einen Auftrag an Rocketdyne für eine Studie für ein Triebwerk welches 1.5 Millionen Pfund Schub (6.7 Millionen Newton) aufwies. Mitte 1958 gab es einen ersten Auftrag für eine Vorentwicklung dieses Triebwerks. Damals war die Saturn V noch nicht einmal auf dem Papier existent. Schon 1959 konnte man die Brennkammer testen und erreichte über 200 ms den Schub von 4.45 MN. Im Mai 1960 gab es ein Modell in voller Größe und schon am 6.4.1961 gab es den ersten Test einer Brennkammer, weniger als 27 Monate nach Projektbeginn und noch vor Gagarins Flug und der Ankündigung Kennedys zum Mond zu fliegen. Der Prototyp erreichte einen Schub von 7295 kN.

Das F-1 war in seiner technischen Auslegung sehr konventionell. Es war schon bei Entwicklungsbeginn klar, dass man es für bemannte Missionen brauchte. Daher war man bestrebt das Risiko zu begrenzen. Das F-1 setzte schon erprobte Treibstoffe und Technologien ein. Lediglich in den verwendeten Legierungen setzte man neue Maßstäbe. In seiner ganzen Konzeption war das F-1 auf höchstmögliche Zuverlässigkeit bei möglichst geringer Komplexizität getrimmt. Das F-1 musste bei einer Mission nur einmal gezündet werden, war jedoch wiederzündbar ausgelegt. Bei den ersten Vorschlägen für ein Space Shuttle wollte man die F-1 und J-1 Triebwerke erneut einsetzen um Entwicklungskosten zu sparen und gab damals an, dass beide Triebwerke 10 mal einsetzbar wären.

Am Anfang machte vor allem der Einspritzkopf Probleme. Wie das ganze Triebwerk war der Injektorkopf aus Kupfer gigantisch. Der Injektor hatte die Aufgabe wie ein riesiger Duschkopf Treibstoff und Sauerstoff zu versprühen, so dass diese sauber verbrennen konnte ohne dass es zu einem Sauerstoff oder Kerosin Überschuss kam. Während andere Raketen Injektoren mit 100 oder 200 Öffnungen hatten, verfügte das F-1 über einen Kopf mit 3700 Öffnungen für das Kerosin und 2000 bei dem Sauerstoff. Es gab Probleme mit dem Injektor. Die Verbrennung wurde instabil und die Instabilitäten verschwanden erst wenn man die Treibstoffzufuhr abschaltete - kein brauchbares Vorgehen für ein Triebwerk. Dabei war der F-1 Injektor nach den Vorgaben des H-1 hergestellt worden und im Prinzip einfach vergrößert worden. Die Lösung für die H-1 war aber nicht brauchbar für das F-1. Erste Verbesserungen waren strukturelle Verstärkungen des Injektors. Danach arbeitete man mit einem verkleinerten Modell, dass man in der Mitte durchgeschnitten hatte und untersuchte die Verbrennung mit Hochgeschwindigkeitskameras. Am meisten brachten aber "bomb tests" wie bei dem H-1 Injektor. Man veränderte die Injektoren und es schien so als wäre das Problem gelöst bis am 28.6.1962 ein F-1 Triebwerk bei einem Test zerstört wurde. Von Braun kommentierte "Das Problem hat eine neue Dimension erreicht". Die Tests wurden eingefroren und man setzte eine Untersuchungskommission ein um die Ursache zu finden. Im November 1962 lagen die Ergebnisse vor. Von Braun bescheinigte dem bisherigen Vorgehen keine guten Noten: "Lack of suitable design criteria has forced the industry to adopt almost a completely empirical approach to injector and combustor development. This approach is not only costly and time consuming, but also does not add to our understanding because a solution suitable for one engine system is usually not applicable to another." Auf gut deutsch. Man hatte das Problem eigentlich nie verstanden sondern einfach solange probiert bis man die Instabilität weg hatte. Das war nicht nur teuer und zeitaufwendig, es erlaubte es auch nicht Erfahrungen von einem Triebwerk auf ein anderes zu übertragen. Gerade das F-1, welches einen überdimensionierten H-1 Injektor einsetzte zeigte dies sehr gut. Da man im Zeitdruck war und meinte die Russen wären weiter, ging man das Problem von zwei Seiten an. Zum einen imitierte man ein Programm bei dem man die Verbrennung grundlegend untersuchte und Doktor und Habitilationsaufträge für Universitäten anbot. Zum zweiten versuchte man durch gezieltes Verändern der Parameter festzustellen was die Ursache konkret bei dem F-1 war. Es zeigte sich, das Prallbleche das Verbrennungsverhalten verbesserten, aber sich die Triebwerke nicht vollständig bei eingebrachten Bomben erholten. Eine deutliche Verbesserung brachte eine Vergrößerung der Löcher und die Veränderung des Winkels von Sauerstoff und Brennstoffinjektors zueinander. Tests mit Sprengsätzen unterschiedlicher Größe und Position erlaubten es recht gezielt das Phänomen zu untersuchen ohne hunderte von Tests durchführen zu müssen. Es gelang sukzessive die Anfälligkeit zu senken und die Zeit, in der eine Bombe eine Instabilität verursachen konnte, zu senken. Als man mit den Tests startete waren dies 1600 Millisekunden, zum Ende hin nur noch 100 Millisekunden. Man musste die Oberfläche versiegeln. Es zeigte sich, dass die Injektoren aus Kupfer an ihrer Verbindung zum Stahlgehäuse oxidierten. Die Lösung bestand darin, die Oberfläche mit Gold zu überziehen. Schließlich hörten die Schwingungen auf. Die Ursache hatte man aber niemals gefunden.

In der ersten Hälfte 1965 kamen zu den Injektorproblemen noch Risse in den Röhrchen mit denen die Brennkammer gekühlt wurden zu. Die Röhrchen mussten verstärkt und die veränderte Brennkammer erneut getestet werden.

Ein anderes Team hatte als Herausforderung die F-1 Turbopumpe. Sie beförderte pro Sekunde mehrere Tausend Liter Treibstoff unter hohem Druck in die Brennkammer. Das Rocketdyne Konzept war ein konventionelles mit einer Treibstoffpumpe, Oxidatorpumpe und einer Turbine auf einem gemeinsamen Schaft. Die Lager wurden durch die Treibstoffe gekühlt. Dies erforderte bei der Oxidatorpumpe jedoch eine Heizung, sonst wären die Lager bei -180 Grad eingefroren. 10 l/s Kerosin dienten als Schmierstoff für verschiedene bewegliche Teile im Triebwerk. Die Oxidatorpumpe förderte 102230 l flüssigen Sauerstoff pro Minute. Die Kerosinpumpe 57392 Liter Kerosin pro Minute. Verdichtet wurden beide Treibstoffe durch die Turbine, die alleine 410 kW Leistung hatte und an einem Ende 816 Grad heiß war und am anderen -183 Grad Celsius kalt. 77 kg Gas pro Sekunde trieben sie an. Sie erzeugte einen Druck von 102 Bar für die Turbopumpe. Auch hier gab es insgesamt 11 Versager. Zuerst zeigte sich ein Konstruktionsfehler bei der Sauerstoffpumpe. Das Flügelrad zerbrach und musste völlig neu konstruiert werden. Bei den neun anderen Versagern die jeweils in einer Explosion endeten, gab es verschiedene Ursachen wie eine hohe Beschleunigung der Turbine, der Reibung zwischen festen und beweglichen Teilen. Anders als bei den Injektoren fand man aber bei allen Problemen recht schnell eine Lösung. Zum Schluss hatte man eine Turbopumpe mit nur sehr wenigen Teilen die eine geringe Fehleranfälligkeit aufwies.

Erstaunlich glatt verliefen die Tests der Brennkammer. Sie bestand aus 178 primären und 356 sekundären Röhrchen aus der Nickellegierung X-750 die miteinander verschweißt waren. 30 Prozent des Treibstoffes durchflossen die Röhren bevor sie in den Injektor kamen. Dadurch wurde die Brennkammer gekühlt. Insgesamt bestand die Brennkammer aus 900 m Röhrchen die einen Druck von 79 Bar aushalten mussten. Dieser hohe Verbrennungsdruck erlaubte es den Treibstoff effizient zu nutzen ohne die Düse zu stark zu verlängern. Um die Performance zu verbessern führte man bald noch eine Erweiterung der Düse ein. In einem Rohr welches die Düse auf Halber Höhe umschlug leitete man durch Öffnungen die Turbinenabgase in die Düse. Sie erhöhten die Treibstoffausbeute. Um die Triebwerke vor den eigenen Abgasen zu schützen wurden sie mit einem "Kokon" umhüllt. Die Qualität wurde geprüft indem man in einem Windkanal ein J-57 Gasturbinentriebwerk mit Nachbrenner auf die Umhüllung lenkte und schaute ob diese dies aushielt. Schließlich verließen die Gase die Düse mit einer Temperatur von 1260 Grad Celsius. Die Größe des Triebwerks gab allerdings auch Vorteile. So konnte man die äußeren Triebwerke recht einfach schwenken indem man eine Hydraulik an die Treibstoffleitungen anbrachte. Alleine der hohe Durchfluss garantierte genügend Kraft um das Triebwerk zu schwenken. Die Hitze in der Turbine reichte aus um Helium und Sauerstoff über einen Wärmeaustauscher zu verdampfen und damit den Tankdruck im Kerosin und Sauerstofftank aufrecht zu halten.

Das F-1 wurde so intensiv getestet wie kein anderes Triebwerk. Die Grafik oben informiert über die Ergebnisse der Qualifikationsprogramme von 3 Triebwerken: Dem F-1 der Saturn V, dem SSME des Space Shuttles und dem RS-68 der Delta IV. Die X-Achse gibt die Anzahl der Tests wieder und die Y Achse die Anzahl der vorzeitigen Abschaltungen des Triebwerks (summiert). Da das RS-68 in einer unbemannten Rakete eingesetzt wurde, beendete man das Testprogramm nach 180 Tests. Das SSME Testprogramm wurde nach 730 Tests beendet. Das F-1 Testprogramm wurden nach 2471 Starts beendet ! (Um diesen Punkt abzubilden müsste das Diagramm 3 mal breiter sein). Alleine diese Zahl zeigt welche Rolle Wernher von Braun und die NASA der Sicherheit zumaß.

Gebaut wurden 98 Triebwerke für den Einsatz, davon wurden 65 gestartet. Getestet wurden weitere 56 Triebwerke. Es gab insgesamt 2771 Zündungen bei der Entwicklung und Produktion, davon 1110 über die volle Brenndauer mit einer Gesamtdauer von 239124 Sekunden - über 66 Stunden. S-IC Volltests der ganzen Stufe fanden 34 mal statt, davon 18 mal über die volle Brennzeit mit einer Gesamtdauer von 15534 Sekunden. Die Gesamtkosten der F-1 Entwicklung soll 1.77 Milliarden USD (in 1991 Dollar) gekostet haben. Mindestens ebensoviel wurde in die Teststände für die Stufen und die Triebwerke investiert. Valentin Mischin, verantwortlich für das russische Gegenstück der Saturn V, die N-1 machte 1995 in einem Interview die Aussage, dass ein wesentlicher Fehler bei der Entwicklung darin bestand, dass man nur einzelne Triebwerke testete, jedoch nie die gesamte erste Stufe, weil man für den Bau so großer Bodenanlagen kein Geld hatte.

Bei Rocketdyne entstanden 5 Teststände für die F-1. Die ersten Tests fanden noch ohne Turbopumpe statt, so dass man den Druck durch Überdruck in den Tanks erreichen musste. Dazu wurden Tanks mit 13 cm dicken Stahlplatten gebaut die jeweils 6 t Treibstoff aufnahmen. Das reichte für einen 20 Sekunden Betrieb. In Huntsville entstanden Teststände für die gesamte S-IC Stufe. Der erste Test fand am 16 April 1965 statt. Am 6.9.1966 wurde das F-1 für bemannte Flüge zugelassen und am 15.11.1967 die S-IC flugqualifiziert. Die ersten 4 Flüge (2 Testflüge und die bemannten Missionen Apollo 8+9) verwandten eine Version mit 6672 kN Bodenschub. Die folgenden eine mit 6770 kN Schub.

Jedes F-1 Triebwerk hatte einen Vakuumschub von fast 800 t. Es ist damit so leistungsfähig wie die 8 Triebwerke der Saturn 1B zusammen. Es verbrennt 788 kg Kerosin mit 1790 kg Sauerstoff in jeder Sekunde. Alleine die Turbine eines F-1 Triebwerks hat eine Leistung von 44 MW, ihre Schaufeln rotieren mit 5550 Umdrehungen pro Sekunde und sie presst die Treibstoffe mit einem Druck von 40 Bar in die Brennkammer. Der Einspritzkopf hat 3700 Löcher zum Vermischen des Treibstoffs. Der Brennkammerdruck beträgt 60 Bar, die Verbrennungstemperatur 3200 Grad Celsius. Zusätzlich zu der Kühlung durch das in Röhren um die Brennkammer zirkulierende Kerosin, war die Brennkammer noch mit einem astbestartigen schwer wärmeleitenden Überzug aus einem Mineral. Die Düse besteht aus Edelstahl und wurde gekühlt indem die 650 Grad heißen Abgase des Gasgenerators am Düsenhals als Film über die Düse geleitet werden. Jedes Triebwerk war 5.8 m hoch, hatte einen maximalen Durchmesser von 3.72 m und wog 8361 kg. Dabei lieferte es eine Leistung von 2500 MW, also doppelt so viel wie ein Kernkraftwerk. Alle 5 Triebwerke verbrannten rund 13 t Treibstoff pro Sekunde. In weniger als 3 Minuten waren 2100000 kg Treibstoff verbrannt. Das nominelle Ziel war ein Triebwerk mit 1.5 Millionen Pfund Schub (6720 kN Schub). In der Praxis erreichte jedes F-1 Triebwerk einen Bodenschub von 6815 kN und einen Vakuumschub von 7740 kN. Trotzdem startete eine Saturn sehr langsam, denn die Startbeschleunigung lag bei nur 1.2 G). Nach 135 Sekunden wurde das mittlere Triebwerk abgeschaltet um die Beschleunigung zu begrenzen. Die vier äußeren Triebwerke brannten 165 Sekunden lang. Beim Start war der Flammenstrahl der F-1 Triebwerke etwa 300 m lang. Die Erschütterungen registrierten seismische Messstationen noch in 1700 km Entfernung. Alleine die Energie die im Schall steckte betrug etwa 500 MW. Das gab an der Startrampe einen Lärmpegel von 160 db. Nur der Space Shuttle übertrifft dies mit einem Lärmpegel von 168 db beim Start. Beim ersten Start einer Saturn V flogen im 5 km entfernten Fernsehstudio Kacheln der Deckenverkleidung herab und die Erschütterungen wurden von Erdbebenmessstationen über 2000 km Entfernung noch registriert.

Die S-II

Die Ursprünge der S-II reichen ebenfalls weiter zurück. Von den Saturn Trägerraketen war eine Familie geplant mit unterschiedlicher Nutzlast. Die Saturn I wurde als C-1, die Saturn IB als C-2 und die Saturn V geführt. 1961 dachte man auch noch daran die Zwischenstufen zu verwirklichen. Als zweite Stufe der C-2 war die S-II geplant mit einem Durchmesser von 6.5 m und einer Länge von 22.5 m mit 4 J-2 Triebwerken. Die C-2 sollte ein Apollo Raumschiff zu einem Mond-Swing-By bringen ohne in einen Orbit einzuschwenken. Ihre Nutzlast sollte 20.4 t für einen Erdorbit betragen.

Im Juni 1961 gab es eine Revision des Apollo Planes. Demnach sollte ein Apollo Raumschiff immer mit Versorgungseinheit fliegen und so 13.6 anstatt 6.8 t wiegen. Damit war es zu schwer für eine C-2 für eine Mondmission und man plante nun die S-II als zweite Stufe für die C-3 mit 36.3 t Nutzlast für den Erdorbit. Der Durchmesser stieg auf 8.13 m. das MSFC erhöhte diesen dann auf 9.14 m. Unter diesen Bedingungen bekam North American Aviation in einer Ausschreibung unter 30 Firmen am 11.9.1961 den Auftrag die Stufe zu fertigen.

Der Entwicklungs- und Fertigungsauftrag umfasste 300 Millionen Dollar. Die S-II Stufe verwandte dieselben Triebwerke wie die S-IVB Stufe, nur 5 Stück davon. Wie die S-IC hatte sie einen Durchmesser von 10.01 m bei einer Länge von 24,80 m. Das Mischungsverhältnis von Wasserstoff und Sauerstoff lag etwas höher als bei der S-IVB und betrug im Mittel 5:3 zu 1. Verbunden war die S-II mit der S-IC mit einem 5.4 m langen und 5200 kg schweren Zwischenstufenadapter. Bei den ersten beiden Testflügen und Apollo 8 war dieser zweiteilig, später nur einteilig. Der Adapter blieb nicht wie bei anderen Trägerraketen an der S-1C sondern an der S-II und wurde erst 30 Sekunden nach der Zündung der S-II abgetrennt. Dies fand statt wenn die 4 äußeren J-2 Triebwerke auf das 90 % Schubniveau gingen.

In ihrer Konstruktion war die S-II etwas leistungsfähiger als die S-IVB und man betrieb erheblich mehr Aufwand um die Leermasse zu reduzieren als bei der S-IVB die ja als zweite Stufe der Saturn 1B früher einsatzfertig sein sollte.

Von allen 3 Stufen war die S-II diejenige, welche die am meisten modernere Verfahren einsetzte und die größten Optimierungen durchlief.

So verwandte die S-II einen integralen Tank mit einem gemeinsamen Zwischenboden. Dadurch entfiel die Intertanksektion und die Stufe wurde 3 m kürzer und 4 t leichter. Ursprünglich glaubte man nicht einen so großen Tank aus einem Stück fertigen zu können. Allerdings war das es problematisch die 6 m langen Einzelteile des Tanks zu schweißen, denn aufgrund der tiefen Temperaturen musste man sehr hohe Fertigungsgenauigkeiten erreichen. Bei 6 m Länge mussten Schweißnähte auf 0.33 mm genau platziert werden. Insgesamt waren die Schweißverbindungen 710 m lang, Die längsten Verbindungen an einem Stück 31.4 m. Wie schon erwähnt gab es starke Verzögerungen bis man die Schweißverbindungen hin bekam. Die Aluminiumlegierung 2014 T6 aus der die Teile der Tanks bestanden galt als nicht schweißbar. Doch nur verschweißte Teile waren bei tiefen Temperaturen dicht und gleichzeitig leicht. Schließlich entwickelte Werner Kurs (einer der Gruppe um von Braun aus Peenemünde) im Marshall Flugzentrum das Tungsten-Inertgas Schweißen. Die Bleche wurden durch Wolfram Elektroden (im amerikanischen Sprachgebraucht "Tungsten") in Heliumschutzgas bei 1650-2780 °C verschweißt. Das Helium schützte das Metall vor Oxidation. Man entwickelte neue Methoden um die Schweißnähte zu prüfen wie die Röntgenstrahlendurchleuchtung.

Der Sauerstofftank bestand aus einzelnen gekurvt geformten 6 m langen und 2.6 m großen Blechen. Für die Verformung so sperriger Teile gab es aber keine Technik. Man entwickelte dafür die Explosionsverformung unter Wasser und baute einen 211 m³ großen Tank dafür. Oben wurden diese von kreisförmigen Stücken verbunden, bevor der sphärische Abschluss angebracht wurde. Dieser wurde erst nach dem Zwischenboden angebracht. Die Isolationsschicht in aus Phenolharz Honigwabenbauweise wurde auf der LOX Seite zuerst angebracht und nach verschweißen des Tanks auf der Wasserstoffseite mit einem Autoklaven um die vorher genau bestimmte Kurvenform zu erhalten. Die Tankdome waren mit einem Wabengewebe variabler Dicke belegt, variierend von 13 cm an der zentralen Stelle bis zu 0.79 mm am Rand.

Der Wasserstofftank bestand anders als der Sauerstofftank aus einzelnen Querringen. Der unterste war 69 cm hoch. Die 5 oberen jeweils 2.4 m hoch. Die Stabilität bekam er von 636 Bolzen welche ihn mit der Triebwerkssektion verbunden und Kräfte übertrugen. Seit Volumen war mit über 1 Million Litern dreimal so große wie beim Sauerstofftank mit 331000 l.

Die Isolation befand sich wie bei der S-IVB innen. Die Isolationsprobleme der S-II Stufe waren die langandauernsten bei der Entwicklung der Stufe. Die erste Lösung bestand aus großen Stücken eines Honigwabengerüstes aus Phenolharzes mit den Waben gefüllt mit einem Isocyanat Schaum. Diese wurden verbunden mit einem Phenollaminat und Tedlarkunststoff verbunden. Bei Test zeigte sich das eingeschlossene Luft beim Befüllen des Tanks zur Schwächung der Verbindung führte. Dies wollte man verhindern indem man vor dem Befüllen den Tank mit Helium spült. Dies funktionierte, aber nicht immer befriedigend und es war aufwendig. So wandte North American viel Zeit und Mittel auf um nach einer anderen Lösung zu suchen .Man fand Sie indem man die Isolation direkt aufsprühte und das Honigwabenmaterial wegließ. Das war einfacher und leichter. Nachdem man die ersten Stufen mit fester Isolation auslieferte schwenkte man auf die aufgesprühte Isolation um.

Mitgeführt wurden bei Apollo 11 insgesamt 372415 kg flüssiger Sauerstoff und 71770 kg Wasserstoff (Mischungsverhältnis 1:5.19). Die 5 J-2 Triebwerke lieferten einen Schub von 5100 bis 5155 kN. Auch hier wurde das mittlere Triebwerk 30 Sekunden vor den äußeren abgeschaltet. Die vier äußeren Triebwerke waren schwenkbar angeordnet auf einem Kreis mit einem Durchmesser von 5.25 m.

Bei der S-II gab es zwei Retroraketen betrieben wie ihre Pendants in der S-IC mit Feststoff. Vier mit einem Schub von jeweils 95.7 kN beschleunigten die Stufe und sorgten für eine "saubere" Abtrennung von der S-1C. Zudem sammelten sie die Treibstoffe in den Tanks vor der Zündung. Vier weitere Retroraketen von 170.1 kN Schub im Stufenadapter verlangsamten die Stufe bei der Abtrennung von der S-IV. Es gab neben dem primären Heliumsystem im Triebwerksteil ein Reservesystem von 5 Flaschen an der Außenseite der Struktur. Jede verfügte über Helium unter einem Druck von 210 Bar. Das Helium und andere Treibstoffe in Hilfssystemen machten insgesamt 1184 kg aus

Die S-II setzte wie die S-IVB der Saturn IB die Technik der Variation des Mischungsverhältnisses des J-2 ein. Das Triebwerk startete mit 5.0:1 und fuhr nach 2.5 Sekunden auf den Wert von 5.5 zu 1. Dies war das höchste Mischungsverhältnis und lieferte am meisten Schub, 1020 kN pro Triebwerk. Sobald die Stufe weitgehend leer ist konnte man auf 4.5:1 gehen um die Treibstoffe besser zu nutzen. 280 (Apollo 8) Sekunden nach dem Start ging man auf 4.5:1. Dies reduzierte den Schub auf 807 kN und erhöhte den spezifischen Impuls auf das Maximum von 4270 m/s. Während der Flüge wurde dieses Programm im wesentlichen beibehalten, der Zeitpunkt wann man das Mischungsverhältnis absenkte variierte aber missionsspezifisch.

Schon früh in der Entwicklung kam die Forderung nach mehr Nutzlast für Apollo. Apollo war zu schwer und es war 1964 nicht sicher ob der Mondlander LM jemals das Zielgewicht würde einhalten können. Später wollte man zusätzliche Nutzlast mitführen wie Experimente im CSM oder ein Mondmobil. Die Saturn musste also leichter werden. Um 1 kg mehr Nutzlast zu erhalten musste:

• Die S-IVB um 1 kg leichter werden
• Die S-II um 5 kg leichter werden
• Die S-IC um 14 kg leichter werden

Die S-IVB war schon zu weit im Produktionsprozess fortgeschritten um an ihr viel zu ändern. Das Abspecken der S-IC ist nicht sehr sinnvoll: 14 kg Gewichtsreduzierung um nur 1 kg Nutzlast zu erhalten. Blieb also die S-II übrig. So begann ab Mitte 1964 ein Programm um die S-II leichter zu machen. Die S-II von Apollo 8 wog noch 40188 kg leer. Die von Apollo 15 nur 35383 kg. Die Tanks wogen nur noch 3 % des Inhalts, ein Wert den nicht einmal der Space Shuttle Tank erreicht.

Mit den S-II gab es einige Probleme bei den Tests. Einige hätte man verhindern können. General Samual C. Phillips bestand darauf um den Zeitplan einzuhalten im Frühjahr 1965 den dynamischen Test der Stufe auszulassen und dafür mehr kombinierte statische Tests durchzuführen. Am 29.7.1965 entdeckt man fehlerhafte Schweißnähte. Beim Test am 19.9.1965 explodiert dann eine S-II bei einem kombinierten statischen/dynamischen Test. An der Hecksektion gab es Belastungsspitzen von 144 %. Das S-II Programm war jetzt schon in Zeitnöten, mehr als 3 Monaten hinter dem Zeitplan. Ein "Tiger Team" untersuchte das Programm und kam vor allem zu dem Schluss, dass es Kommunikationsprobleme gab. Das Management bekam nicht die nötigen Informationen und hatte auch keinen echten Durchblick. Man führte eine tägliche 45 Minuten Besprechung ein bei der über den Fortschritt und Probleme referiert wurde. Alles schien sich zum besseren zu Wenden. Am 25.5.1966 gab es einen statischen Versuch über 350 Sekunden der erfolgreich war. Doch keine 3 Tage später explodierte die S-II. Um Lecks im Wasserstofftank nach dem statischen versuch zu finden hatte man sie ihn mit Helium unter Druck gesetzt und dabei einen Druck erreicht der weit über der Spezifikation lag. Man entdeckte kleine Risse nahe der Explosionsstelle - und schlimmer noch - analoge Risse in Serienexemplaren der Produktion. Damit musste man den Erststart der Saturn V verschieben.

Die S-IVB

Die von Mc. Donnell Douglas gefertigte S-IVB war weitgehend baugleich zur S-IVB der Saturn 1B. (Siehe Beschreibung dort). Wesentliche Unterschiede waren eine verbesserte Isolation die Freiflugphasen von bis zu 4.5 Stunden ermöglichte. Weiterhin war der Stufenadapter angepasst, da sich der Durchmesser von den 10.01 m der S-II auf 6.60 m erniedrigt. Er wurde mit der S-II abgesprengt. Bei der S-IVB der Saturn betrug das Mischungsverhältnis zwischen Sauerstoff und Wasserstoff in der Regel 4.8 zu 1. Man variierte es nicht wie bei der S-IVB sondern betrieb die Stufe immer im Verhältnis 5.0. Zusammen mit dem Wasserstoff der zur Kühlung und Hilfssysteme benötigt wurde resultiert ein Gesamtverhältnis von 4.8:1.

Dies lag auch daran, dass man Wasserstoffverluste während der 1.5 bis 4.5 Stunden im Erdorbit einkalkulierte. Bei Apollo 11 ging man von einem Verlust von 1306 kg Treibstoff aus. Bei dieser Mission führte die S-IVB 87101 kg flüssiger Sauerstoff und 19732 kg flüssigen Wasserstoffs mit. Dazu kamen 8 weitere Triebwerke in Hilfssystemen zur Lagereglung und zwei Abwerfbare Triebwerke zum Sammeln des Treibstoffs. In zwei Systemen waren jeweils 3 Triebwerke zur Steuerung der Nick, Gier und Rollachse mit einem Schub 667 N angebracht und jeweils ein Triebwerk mit 336 N Schub als O2/H2 Vorbrenner zum Starten des Gasgenerators. Diese Systeme verfügten über eigene Treibstofftanks mit 1249 kg Treibstoff.

Die Stufe konnte erneut gestartet werden. Dies war bei der S-IVB der Saturn 1B nicht nötig. Dies wurde erreicht indem Helium aufgeheizt wurde und dadurch in den Tanks einen Druck aufbaute. Der O₂/H₂ Vorbrenner startete dann Gasgenerator und Turbine. Bei Apollo 9 wurde nach Abtrennung von CMS und LM mit der S-IVB getestet ob man diese auch dreimal zünden konnte. Ein Designlimit, die normalen Mondmissionen sahen nur zwei Zündsequenzen vor. Dies gelang und die S-IVB wurde auf einen Fluchtkurs gebracht.

Die Verbindung zum CM bestand aus 2 Sätzen von je 4 gekrümmten Aluminiumflächen die zusammen einen Zylinderstumpf von 6.60 m Basisdurchmesser, 3,91 m Spitzendurchmesser und 8.5 m Länge bestand. Sie hatten eine Dicke von 4.2 mm und waren mit einer 0.7 mm dicken Korkschicht gegen die Reibungshitze der Atmosphäre geschützt. innerhalb dieses Zwischenraums befand sich zusammengefaltet das LM. Nach dem Erreichen des Mondorbits wurden die Flächen abgesprengt und das CSM dockte an das LM an. Diese Verkleidung wog 1815 kg.

Im folgenden die allgemeine Beschreibung der S-IV: Die S-IVB setzte erstmals das J-2 Triebwerk ein. Ein Triebwerk welches Wasserstoff und Sauerstoff verbrannte und 15 mal mehr Schub als das Triebwerk RL-10 der Saturn 1 entwickelte. Da die S-IVB schon bei der Saturn IB eingesetzt wurde war sie schon erprobt als sie erstmals auf der Saturn V eingesetzt wurde.

Ein Triebwerk reichte aus um eine Stufe zu transportieren, die mehr als doppelt so schwer wie die S-IV war. Ursprünglich plante man eine S-IVB Stufe die 30 Tage lang im Erdorbit verbleiben konnte, als man die Mondlandung noch direkt durchführen wollte, denn dabei hätte man zwei Raketen gebraucht. eine um ein viel schweres Mondraumschiff in den Orbit zu bringen und eine zweite welche eine voll betankte S-IVB Stufe in den Erdorbit bringen sollte. Doch als man von diesem Verfahren abkam fiel diese Forderung weg. Nun sollte eine etwas stärkere Rakete (Die C-5 anstatt der C-4) eingesetzt werden und man musste den Durchmesser der S-IVB von 5.6 auf 6.6 m vergrößern.

Jedes J-2 Triebwerk wog 1578 kg. Bei der Saturn V wurden upgraded J-2 mit einem Schub von bis zu 1020 kN eingesetzt.

Die S-IVB Stufe hatte einen Durchmesser von 6.61 m und eine Länge von 18 m. Sie enthielt einen einzigen Tank, der durch einen Zwischenboden in einen Sauerstofftank (unten, beim Triebwerk) und einen Wasserstofftank (oben) getrennt wurde. Das Mischungsverhältnis von Wasserstoff zu Sauerstoff konnte im Bereich von 1:4.5 bis 1:5.5 (Gewichtsanteile) variiert werden. Der Schub variierte im gleichen Maßen von 784 bis 1008 kN. Das nominelle Mischungsverhältnis lag bei 1:4.84. Der Brennkammerdruck des J-2 Triebwerks betrug 48.5 Bar Die Treibstoffzuladung betrug 87200 kg flüssiger Sauerstoff und 18000 kg flüssiger Wasserstoff. Die Tankvolumen waren allerdings wegen der geringen Dichte des Wasserstoffs anders verteilt: Der Wasserstofftank hatte ein Volumen von 252750 l, während der Sauerstofftank nur ein Volumen von 73280 l hatte. Von diesem Tankvolumen wurden beim Wasserstofftank 229000 l genutzt. Die Tanks sind selbsttragend und das Design erinnerte weniger an die leichte Centaur Oberstufe als vielmehr an die relativ massive Thor Zelle: In der tragenden Zelle befand sich der Tank mit einer relativ dünnen Tankwand von 0.813 bis 1.4 mm Dicke. Material waren Aluminiumlegierungen wie 2014 T6. (Die gleiche welche auch die S-II einsetzte). Doch wie sollte man eine 12 m lange und 6.6 m breite Stufe isolieren. In der frühen Planung wollte man Balsaholz nehmen : Es ist leicht, isoliert gut und ist leicht formbar. Doch eine einfache Überprüfung des Vorkommens zeigte, dass es in Südamerika nicht genug Balsa Holz für diese Stufen gibt. So ging man an die Fertigung von "synthetischem Balsa" : Es gelang eine dreidimensionale Fiberglasmatrix in einen Polyurethanblock einzubetten. Das Fiberglas gab dem Block Härte und Stabilität, das Polyurethan isolierte. Diese Konstruktion bewährte sich. Hätte man sie beim Space Shuttle übernommen, so hätte die Beschädigung der Columbia durch einen losen Schaumblock beim Start vermeiden können. 4300 dieser 20 cm dicken und 30 x 30 cm großen Kacheln wurden in der Innenseite des Wasserstofftanks angebracht und bildeten die Tankisolation. Abgeschlossen wurden sie durch ein im Vakuum aufgebrachtes Fieberglasnetz, welches verhinderte, dass sich ablösende Kacheln bewegen konnten. Die Isolation der S-IVB Stufe erlaubte es die Flugdauer von 10 Minuten auf 4.5 Stunden zu strecken. Ohne die Isolation hätte der Wasserstofftank 1100 l Wasserstoff pro Minute durch Verdampfen verloren.

Die Saturn S-IVB Stufe musste anders als die S-IV im Vakuum wiederzündbar sein. Bei der Saturn V musste sie nach einer bis drei Erdumkreisungen das Apollo Raumschiff zum Mond bringen und nach dem Abkoppeln sich selbst auf eine Fluchtbahn oder eine Mondaufschlagsbahn bringen. Dazu mussten die Tanks unter Druck gesetzt werden. Dazu diente ein O₂/H₂ Vorbrenner. Dies war ein kleines Raketentriebwerk von 71-89 N Schub. Es verbrannte Gasförmigen Sauerstoff und Wasserstoff wie er von sich aus in den Tanks entstand. Das Verbrennungsgas öffnete Ventile in den 9 Heliumflaschen, die wiederum den Sauerstofftank unter einen Druck von 2.6-2.9 Bar setzten. Dies war genug um genügend Treibstoff in die Leitungen zu pressen um den Gasgenerator anspringen zu lassen. Beim Wasserstofftank reichte alleine der Druck des durch das Verdampfen gebildeten Wasserstoffgases für den Tankdruck von 2.2-2.4 Bar aus. Überdruckventile verhinderten einen zu hohen Druckanstieg. Der O₂/H₂ Vorbrenner besorgte auch das Vorkühlen der Sauerstoffpumpe und der Sauerstoff Treibstoffleitungen indem es eine kleine Leitung öffnete, bei der ein kleiner Sauerstofffluss durch diese Systeme vor der Zündung geleitet wurde.

Ursprünglich meinte man so alleine das Triebwerk starten zu können: Ventile öffnen. Treibstoff im Gasgenerator verbrennen und so die Turbopumpen anfahren. Diese fördern dann mehr Treibstoff und die Leistung der Turbine und der Turbopumpen steigt. Es zeigte sich aber, dass dies zu langsam war. So verfügt die S-IVB über einen Tank von 0.1 m³ Volumen, der Wasserstoff gefüllt wird. Ein darin liegender Heliumtank sorgt für einen hohen Druck in diesem Tank. Zusammen mit den Treibstoffventilen wird dieser Gastank geöffnet und das zusätzliche Gas bringt die Turbine schnell auf Touren. Vor dem Start wird er am Boden gefüllt. Später mit Gas aus den Tanks, bevor das Triebwerk nach der Brennperiode abgeschaltet wird. Damit dies möglich ist muss die Stufe mindestens 50 Sekunden lang brennen. Diese Technik erlaubt beliebig viele Wiederzündungen. Zudem erreichte das J-2 recht rasch 90 % des Nennschubs: In 5.0 Sekunden bei einem Mischungsverhältnis von 4.5:1 und in 2.5 Sekunden bei einem Startverhältnis von 5.0.1.

Eine Besonderheit der Saturn IVB der Saturn 1B war, dass sie das Mischungsverhältnis von Sauerstoff zu Wasserstoff während des Betriebs variierte. Es ist dies soweit mir bekannt ist, der einzige Fall, bei dem diese Technik angewandt wurde. Das Triebwerke zündet mit einem Verhältnis von 5:1 entsprechend 890 kN Schub, 5 Sekunden später wird auf 5.5:1 umgestellt und man erhält den maximalen Schub von 1020 kN. Nach 325 Sekunden ist die Stufe erheblich leichter geworden und 2/3 des Treibstoffs verbraucht worden. Nun wird auf ein Mischungsverhältnis von 4.7:1 entsprechend 827 kN Schub umgestellt. Dies reduziert nicht nur die Beschleunigung vor Brennschluss von 5 auf 4 g sondern es steigert auch den spezifischen Impuls. In dieser Phase liegt er bei 4187 m/s, während er vorher bei 4148 m/s liegt. Entsprechend schwankt auch der Brennkammerdruck im J-2 um 6 Bar um den nominellen Wert von 50 Bar.

Um die S-IVB auf zwei Raketen einsetzen zu können änderte man das Verfahren bei dem Stufenadapter. Bei der S-IVB verbleibt der Stufenadapter an der darunter liegenden Stufe. Dadurch muss man nur eine Version der S-IVB fertigen, aber zwei Adapter für die S-I und die S-II.

Das J-2

Wie bei den anderen Triebwerken der Saturn begann auch die Entwicklung des J-2 vor der S-IVB. Im Herbst 1959 vergab die NASA Aufträge für die Untersuchung von Triebwerken mit 150000 Pfund Schub, daraus wurden dann am 15.12.1960 200.000 Pfund (890 kN) Schub. Am 1.6.1960 bekam Rocketdyne den Zuschlag für die Entwicklung. Im finalen Kontrakt der im September 1960 abgeschlossen wurde, tauchte erstmals bei einem Triebwerk die Forderung nach einer maximalen Sicherheit für bemannte Einsätze auf.

Verlässlichkeit war das Stichwort und von der ersten Skizze an gab es dauernde Untersuchungen der geleisteten Arbeit ob man die Zuverlässigkeit nicht noch verbessern konnte. Was daraus entstand war kein Triebwerk, sondern ein selbst startendes Antriebssystem, das anders als z.B. das RL-10 keine weiteren Systeme brauchte um im Vakuum wiedergezündet werden zu können.

Das J-2 war fähig das Mischungsverhältnis von Sauerstoff und Wasserstoff zu variieren und zwar in den Grenzen von 4.0 zu 6.0 (Gewicht O/H) in Schritten von 0.5 Bei den Saturn Trägern machte man von einer Variation im Bereich von 4.5 bis 5.5 Gebrauch. Den höchsten spezifischen Impuls erhält man bei 1.4.5 (4270 m/s). Den höchsten Schub bei 1:5.5 (1020 kN). Der minimale Schub wurde bei 4.5 erreicht (807 kN) und der minimale spezifische Impuls bei 5.5 (4148 m/s). Man machte von dieser Technik bei der S-IVB der Saturn 1B und der S-II der Saturn V gebrauch, jedoch nicht bei der S-IVB der Saturn V. Der Grund war in beiden Fällen die Optimierung der Performance. Bei den zweiten Stufen war es wichtig einen hohen Schub zu haben, daher betrieb man die Triebwerke nach der Zündung in dem Modus bei dem sie am meisten Schub entwickelten. War der Treibstoff weitgehend verbraucht, so war die Stufe leichter und Schub nicht mehr so wichtig. nun konnte man auf ein niedrigeres Mischungsverhältnis wechseln und den Treibstoff so besser ausnutzen.

Über den Einfluss des Mischungsverhältnisses bei dem ersten Batch des J-2 (890 kN Nennschub Version) informiert folgende Tabelle. Der Anstieg des Schubs und der Abfall des spezifischen Impuls ist annähernd linear.

Die Entwicklung des J-2 verlief sehr rasch. Schon im November 1961 gab es die ersten Testläufe der Sauerstoff und Wasserstoff Turbopumpen. Im März 1962 lief erstmals eine Brennkammer für 2.57 Sekunden - noch ohne regenerative Kühlung und ohne Turbopumpen. Schon am 4.10.1962 wurde eine Brenndauer von 250 Sekunden erreicht. Inzwischen hatte man auch beschlossen das J-2 in der S-IVB einzusetzen und am 1.7.1962 bekam Rocketdyne einen Kontrakt für die Produktion von 55 Test- und Serienexemplaren bis 1965.

Im Juli 1966 wurde dieser Vertrag erweitert. Rocketdyne bekam den Auftrag eine erweiterte Version des J-2 mit einem Schub von 230.000 Pfund (1023 kN) zu entwickeln. Daran arbeitete man schon intern seit 1965. Die Stückzahl der Triebwerke steig auf 155. Eingesetzt wurde es bei der Saturn ab AS-208 und bei der Saturn V ab AS-504. Ausgeliefert wurde es erstmals im Frühjahr 1968. Die frühen Exemplare des J-2 hatten noch ein nominelles Mischungsverhältnis von 1:5 während die folgenden ein höheres von 1:5.5 aufwiesen.

Das J-2 wurde intensiv getestet. Man konnte hier den Zeitplan gut einhalten und die meisten Tests fanden zwischen Dezember 1965 und Januar 1966 statt. Es gab insgesamt 203 Tests mit einer akkumulierten Brennzeit von 33579 Sekunden (entsprechend etwa 60 Einsätzen). Ein Triebwerk wurde 30 mal gestartet und brannte 3774 Sekunden lang - die nominelle Betriebszeit betrug lediglich 470 Sekunden und erforderte zwei Starts. Völlig neu waren auch Tests in Vakuumkammern welche die Bedingungen in 305 km Höhe simulierten. Die minimale Lebensdauer eines J-2 Triebwerks wurde mit 3750 Sekunden angegeben. Zum Vergleich: Das RL-10 das nicht so hohe Verlässlichkeitskriterien erfüllen musste hatte eine minimale Lebensdauer von 1680 Sekunden.

Anders als bei den Stufen und den F-1 und H-1 Triebwerken verlief die J-2 Entwicklung reibungsloser. Das einzige Problem das auftrat war der Injektor. Die Rocketdyne Entwürfe neigten zum Durchbrennen. Das MSFC bestand nun darauf, dass Ingenieure von Pratt & Whitney, welche den Injektor für das RL-10 entwickelten hinzugenommen wurden. Man fand sehr bald eine praktikable Lösung. Der Injektor wurde elektrochemisch porös gemacht. Etwa 5 % des Wasserstoffs konnten durch ihn diffundieren und als Kühlfilm ihn vor den Temperaturen der Brennkammer schützen. Der Injektor hatte 614 Löcher, wobei in der Mitte der Sauerstoff und außen der Wasserstoff hindurch gepresst wurde.

Die Brennkammer bestand zwei Reihen von Stahlröhren. Wasserstoff passierte zuerst 180 Außenröhren bis zum Ende der Düse und dann 360 Innenröhren bis er beim Injektor ankam. Dabei wurde er erhitzt von -253 auf -162 Grad Celsius und gasförmig. Die Flussgeschwindigkeit variierte dabei von 18 bis 300 m/s. Die Abgase der Turbine wurde mit dem Sauerstoff in die Brennkammer eingespritzt.

Man entschied sich bei dem J-2 für einen Konstruktion mit getrennten Wellen für Sauerstoff und Wasserstoffturbopumpe. Dadurch konnte man diese nahe den Treibstoffleitungen links und rechts des Triebwerks anbringen und ermöglichte die Variation des Mischungsverhältnisses. Dies wurde erreicht indem man die Ausgangsdrehzahl der Sauerstoffpumpe regelte zwischen 6000 und 8800 Umdrehungen pro Minute. Die 7 stufige Wasserstoffpumpe arbeitete mit konstant 27500 Umdrehungen pro Minute. Kraft für beide Pumpen lieferte eine zweistufige Turbine welche beide Pumpen über getrennte Wellen antrieb. Die Schmierung der Pumpen erfolgte über das Abzweigen von Treibstoff (0.4 kg Wasserstoff und 2.3 kg Sauerstoff/sec).

Internal Unit

Oberhalb der S-IVB befand sich die Instrumenteneinheit IU der Rakete. Sie hatte eine Masse von 2041 kg und befand sich in einem 6.6 m breiten und 91 cm hohen Ring. Hier befanden sich Batterien für die Bordstromerzeugung, Kreisel als Inertialplattformen, Telemetriesender und Empfänger und der Bordcomputer. Dazu kam das Sicherheitssystem welches den Rettungsturm auslöste wenn 2 der F-1 Triebwerke ausfielen, die Rakete sich stark drehte oder es Sensormeldungen über Brüche in Leitungen oder an der Außenhaut gab. Wegen des damals hohen Energieverbrauchs musste auch ein Temperaturkontrollsystem eingebaut werden, dass die Geräte mit Wasser kühlte, das verdampfte und ins Vakuum abgelassen wurde. Die Internal Unit der Saturn 1B war identisch zu der der Saturn V und damit für eine Trägerrakete dieser Größe überdimensioniert. Entsprechend der Sicherheitsphilosophie von Wernher von Braun konnte man die IU aber so flugqualifizieren und für die Missionen der Saturn 1B reichte die Nutzlast immer noch aus.

Der Computer ST-124M der Saturn 1B hatte inklusive der Flugeinheit (Kreisel, Navigation) 114 kg Gewicht (35 kg Computer alleine) und 1.6 m³ Volumen, Der Stromverbrauch lag bei 438 Watt. Er leistete im Durchschnitt 11300 Befehle oder 9600 Rechenoperationen pro Sekunde (28 Bit Wortbreite). Eine Addition dauerte 82 Mikrosekunden eine Multiplikation oder Division: 328 Mikrosekunden. Er verfügte über 6 Speichermodule mit je 4096 Worte à 28 Bit, erweiterbar um ein zwei weitere Module. Gesamtkapazität: 917504 Bits (32 KWorte à 28 Bit). Von den 28 Bits entfielen 26 Bits auf die Daten und 2 Bits um Fehler im Speicher zu erkennen. Die Zuverlässigkeit lag bei einer MTBF (Mean Time between Failures) von 45000 Stunden. Das war für die damalige Zeit eine enorme Zuverlässigkeit und würde auch heute noch einen guten Wert darstellen. (Entspricht einem Ausfall nach durchschnittlich 5 Jahren). Anders als bei der Saturn I war der Rechner auch schon vor dem Start aktiv und arbeitete während der letzten Checks vor dem Start mit dem Computer des Startzentrums zusammen. Durch die Freiflugphase bei Mondmissionen der Saturn 5 war eine maximale Betriebsdauer von 10 Stunden am Stück gefordert worden.

Dieser Rechner (ST-124) wurde als erster in einer Trägerrakete mit integrierten Schaltungen gefertigt. Während heute in einem PC so ca. 50 arbeiten, bestand der ST-124 aus 8918 Chips! Inklusive anderen Bauteilen (Transistoren, Kondensatoren, Widerständen bestand der Computer aus 40800 Teilen. Anders als die Bordcomputer des Command Modules und der Mondlandefähre LEM waren entsprechend von Brauns Sicherheitsphilosophie alle Teile des Computers redundant ausgelegt. Der Computer war dreifach redundant und verfügte über einen Abstimmmechanismus, das heißt, rechnete ein Computer falsch so überstimmten ihn die beiden anderen. Die Speichermodule waren sogar 6 fach redundant: Jeder Computer hatte zwei redundante Speichermodule. Die redundante Auslegung sollte sich noch lohnen: Als beim Start von Apollo 12 ein Blitz in die Saturn V einschlug, fiel der Bordcomputer der Kapsel aus, doch die Saturn blieb weiter auf Kurs. Das Apollo Raumschiff kann nach Zündung der S-II die Steuerung der Saturn V übernehmen, falls die IU ausfällt. Im Normalfall betätigte die Besatzung aber nur das Absprengen des Rettungsturmes manuell.

Während des Betriebs der ersten Stufe wurde ein vorgegebenes Programm abgefahren und verzichtet Störeinflüsse adaptiv auszugleichen. Dies war beim damaligen Stand der Technik nicht schnell genug möglich und es galt zudem vorwiegend die Rakete auf Höhe zu bringen. Ab der zweiten Stufe wurde eine adaptive Kurskorrektur gefahren. Dies bedeutet, dass die Rakete ständig Geschwindigkeit und Ort mit vorgegebenen Werten vergleicht und Abweichungen korrigiert um an die Sollwerte zu kommen. Eine Neuberechnung wurde einmal pro Sekunde durchgeführt. Sofern es zu gravierenden Abweichungen kam wurde auch eine alternative Trajektorie eingeschlagen. Diese Fähigkeit rettete zweimal die Mission bei der Saturn 5. Einmal bei dem zweiten Qualifikationsflug AS-502 (Apollo 6), als durch Pogo Schwingungen die S-II Stufe vorzeitig abschaltete und bei Apollo 13, als das mittlere Triebwerk der S-II ausfiel.

Übermittelt wurden auch Messungen von der Rakete. Es wurden im Laufe des Apollo Programms weniger. Bei Apollo 11 waren es insgesamt 1348 Mess-Stellen: 330 in der ersten Stufe, 514 in der zweiten und 200 in der dritten Stufe. Dazu kamen 221 Messungen in der IU. Übermittelt wurden die Werte mittels PCM und FM Modulation analog. Die Kommandos zur IU wurden digital übertragen.

Saturn 5 13 Starts zwischen dem 9.11.1967 und dem 14.5.1973 Nutzlast: zirka 133 t in eine 185 km 28,.8° Bahn (dreistufig), zirka 90 t in eine 440 km hohe 51.6° Bahn (zweistufig), 50 t zum Mond Höhe 86 m Rakete, 110 m mit Mondfahrzeug und Fluchtturm. Stufe 1: S-1C 5 Triebwerke Rocketdyne F-1 mit je 6733 kN (Meereshöhe) 7740.5 kN (Vakuum) Schub Brenndauer 161 Sec. Vollmasse 2,286,217 kg. Leermasse 135,218 kg. Spezifischer Impuls 2982 m/s (Vakuum) 2600 m/s (Meereshöhe) Durchmesser 10.1 m Länge 42.1 m Treibstoff Kerosin / Sauerstoff

Stufe 2: S-II 5 Triebwerke J-2 mit je 1031 kN Schub Brenndauer 390 sec. Vollmasse 490,778 kg. Leermasse: 39,048 kg. Spezifischer Impuls (Vakuum): 4160 m/s Durchmesser 10.1 m, Länge 24.8 m Treibstoff: Wasserstoff / Sauerstoff Stufe 3: S-4B 1 Triebwerk J-2 mit 890 kN Schub Brenndauer 475 sec. Vollmasse 119,900 kg.. Leermasse: 13,300 kg. Spezifischer Impuls (Vakuum): 4180 m/s Durchmesser 6.6 m, Länge 17.8 m Treibstoff: Wasserstoff / Sauerstoff Instrumenteneinheit (IU) : Durchmesser: 6.6 m, Höhe 0.91 m Masse 1800 kg

Das J-2S

Von 1965 bis 1972 entwickelte Rocketdyne im Auftrag der NASA das J-2 Triebwerk weiter. Ziel war es vor allem das Triebwerk einfacher zu machen und Gewicht zu sparen. So wurden die "Ullage" Triebwerke, die zum Vorbeschleunigen des Triebstoffs dienten, eingespart, die Turbine wurde durch Feststoffkartuschen gestartet. Damit wurde das Triebwerk in einem Niedrigschubbereich gestartet, der dann die Treibstoffe sammelte. Der Gasgenerator entfiel, stattdessen diente Wasserstoff von der Triebkammerkühlung zum Antrieb der Turbine. Weiterhin war das Triebwerk so konzipiert, dass man den Sauerstoff aus dem 5/6 des Treibstoffs bestanden, erschöpfen konnte ohne. so wurden die Treibstoffreste an Bord der Stufen minimiert.

Das J-2S war mit 1400 kg etwa 180 kg leichter als das J-2 und hatte einen etwas höheren spezifischen Impuls von 4275 m/s und einen größeren Schub von 265000 Pfund anstatt 200.000 Pfund (1178 kN). Wie das J-2 war das J-2S fähig mit verschiedenen Verhältnissen von Sauerstoff zu Wasserstoff zu arbeiten. Das normale Verhältnis lag bei 5.5 zu 1. Das Triebwerk konnte jedoch auch bei 5.0 und 4.5 zu 1 arbeiten. Es gab die Möglichkeit den Schub heerunter zu fahren bis zu einem niedrigen Schub, genannt "Idle Mode" für kleine Veränderungen des Orbits.

Durch den größeren Schub wäre die Nutzlast für niedrige Erdorbits höher gelegen. (Die Nutzlast von 130 t für eine Saturn V ist eigentlich die Nutzlast die in den Erdorbit bei einer Mondtransportiert wird - davon sind aber 70 t nur Treibstoff). Auch Synchronmissionen wären möglich gewesen. Das J-2S war qualifiziert für mindestens 3 Wiederzündungen. Eine Berechnung des Autors ergab eine Nutzlast von 151 t für LEO Missionen und 55 t für Mondmissionen bei einem nur leichten Kostenanstieg von 821000 $, also 1/250 der Saturn Startkosten.

Als man das J-2S entwickelte rechnete man in Huntsville noch mit einer laufenden Produktion von 3-4 Saturn V Raketen über längere Zeit, die J-2S sollten die J-2 bei späteren Modellen ablösen. 1969 kam jedoch nach der erfolgreichen Landung von Apollo 11 der Beschluss nur die schon in Produktion befindlichen Saturn V einzusetzen.

Es gab insgesamt 273 Tests mit einer Gesamt Brennzeit von über 30000 Sekunden. Sechs Treibwerke wurden zu Testzwecken gefertigt. Danach war das Triebwerk entwickelt und bereit für die Zertifizierung. Dazu kam es nie. Die Mission SA-518 bei der es erstmals eingesetzt werden sollte fand nie statt. In der Folge wurde immer wieder vorgeschlagen das Triebwerk für verschiedene Schwerlast-Träger einzusetzen. Die letzten Vorschläge sehen einen Einsatz bei den Ares I+V Trägerraketen von George Bushs Mondprogramm vor. Dabei entsteht aus dem J-2S das J-2X welches ein Hochdrucktriebwerk mit noch höherem spezifischem Impuls ist.

Die modifizierte Version J-2X für die Ares Raketen hat folgende technische Daten:

Der Start

Schon bald wurden die geforderte Nutzlast für den Mond von 41 auf 45 t erhöht. Grund dafür waren vor allem, das es nicht gelang den LEM so leichtgewichtig zu bauen wie gefordert. Erst Apollo 11 hatte ein LEM das landen und wieder in einen Orbit gelangen konnte. Doch die Anforderungen stiegen weiter. Es sollten mehr Bodenproben zurückgeführt werden, mehr Instrumente transportiert und auch ein Auto auf den Mond gebracht werden. Die Nutzlast wurde durch Gewichtseinsparungen an der Rakete von 45 t auf 50 t (zum Mond) von 1968 bis 1972 erhöht. Die Saturn 5 von Apollo 8 hatte noch eine maximale Nutzlast von 45 t.

Neben den Mondflügen gab es nur einen orbitalen Flug: Den von Skylab, bei dem die Raumstation aus einer umgebauten Saturn 5 Drittstufe bestand. Bei dieser arbeitete die Rakete zwar korrekt, jedoch beschädigte beim Start die Nutzlastverkleidung die Solarsegel, so das die erste Mannschaft zuerst die Raumstation reparieren musste.

Der Countdown einer Saturn dauerte mit Pausen 133 Stunden 32 Minuten, davon waren jedoch nur 93 Stunden Countdown, der Rest Pausen (für Verzögerungen, Schlafpausen und ähnliches). Die wichtigsten Ereignisse nach dem Kommando zur Zündung bei der Apollo 11 Mission.

Der Flug der drei Stufen erfolgte nach drei unterschiedlichen Strategien. Die S-1C arbeitete nach einem vorgegebenen Flugprofil, das nachgeflogen wurde, ohne aktive Korrekturen von Abweichungen. Der Brennschluss fand statt wenn ein Sollpunkt mit vorgegebener Höhe und Geschwindigkeit erreicht war. Der Grund dafür war, dass es zu aufwändig gewesen wäre alle Einflüsse denen die Rakete vor allem in der ersten Startphase ausgesetzt ist (unterschiedliche Windgeschwindigkeiten, Temperaturen, Druckverhältnisse) aktiv zu kompensieren. Der Abtrennungspunkt liegt in einer solchen Höhe, dass die S-II nun eine aktive Computersteuerung einsetzen kann, da die Atmosphäre als Einflussfaktor wegfällt. Der Computer berechnete auf Basis der vorliegenden Daten über Höhe, Beschleunigung und Geschwindigkeit laufend den Kurs neu und wählt dabei jeweils die Bahn aus mit der ein Erdorbit mit dem geringsten Treibstoffverbrauch erreicht werden kann.

Dabei galt es auch die Treibstoffvorräte der S-II optimal auszunutzen. Sensoren in den Tanks signalisierten die vorhandenen Restmengen und ab einem bestimmten Zeitpunkt wechselte der Bordcomputer den Arbeitspunkt der J-2, die dann von einem LOX/LH2 von 5.5:1 auf 4.8:1 wechselten. So konnten beide Tanks nahezu vollständig entleer werden. Die S-II war die einzige stufe die vollständig ausbrennte.

Die S-IVB brachte zuerst die noch rund 700 m/s für den Orbit aus. Sie musste keine Höhe mehr gewinnen. Nach eineinhalb Erdumläufen folgte dann das TLI (Translunar Injection), nachdem die Bodenkontrolle die Bahn vermessen und die Daten für dieses Manöver errechnet und zur IUS und dem CSM gesandt hatte. Der Brennschluss erfolgte bei Erreichen der Sollgeschwindigkeit.

Vom CSM aus war eine Steuerung der Saturn V möglich. Ab Apollo 11 gab es diese Möglichkeit. Sowohl durch den Apollo Guidance Computer wie auch manuell durch den Piloten. Studien ergaben dass dies auch bei den hohen Beschleunigung möglich war und technisch möglich war. Ob allerdings bei einem Ausfall der IUS dann noch eine Mondmission durchgeführt worden wäre, oder es vielmehr um das sichere Erreichen des Erdorbit ging wurde offen gelassen. Es trat allerdings der gegenteilige Fall ein: Bei Apollo 12 schlug ein Blitz in die Saturn V ein. Während die IUS davon nicht beeinträchtigt wurde, leuchteten im Cockpit alle Warnlichter auf  Nach Deaktivierung der primären Energieversorgung und Umschalten auf das Hilfssystem mit Batterien waren die Probleme kurzfristig gelöst. Im ersten Orbit konnte dann nach eingehender Prüfung die Brennstoffzellen wieder aktivieren, die der Blitzeinschlag vom Bus nahm.

Gesamtübersichten

Kosten einer Saturn 5

Die Entwicklungskosten für die Saturn 5 betrugen 6539.5 Millionen USD. Dazu kamen noch 900.1 Millionen USD für Triebwerksentwicklung (welche allerdings auch das H-1 in der Saturn 1+1B miteinschließen). Die Produktionskosten einer Saturn V betrugen insgesamt 113.1 Millionen USD, die sich wie folgt aufteilten:

Der Start einer dreistufigen Version kostete 216 Millionen USD, die einer zweistufigen Version 180 Millionen USD. Diese Startkosten enthalten neben den reinen Produktionskosten auch den Transport zur Startplattform. Eine Beteiligung an den Kosten des Raumflughafens z.B. die nach jedem Start notwendigen Reperatur- und Wartungsarbeiten) und die Personalkosten für die Techniker (alleine in der Endphase des Countdowns waren 450 Personen mit Prüfungen beschäftigt). Die Vorarbeiten für einen Saturn V Start erstreckten sich über 4 Monate.

Wie teilen sich die Kosten auf ? Nun für die Saturn 1B gibt es auch dafür eine Übersicht (sie ist wahrscheinlich auf die Saturn V übertragbar):

Die Herstellung kann man noch weiter unterteilen:

Man sieht hier sehr deutlich wie die Qualitätssicherung die Vorraussetzung für eine hohe Zuverlässigkeit ist die Kosten bestimmt.

Starts aufgeschlüsselt nach Modellen

Starts, aufgeschlüsselt nach Startjahr:

Quellen:

NASA SP-4206 "Stages to Saturn"

NASA MHR-5 "Saturn illustrated Chronologie"

Jesco v. Puttkammer "Apollo 11: Wir sehen die Erde"

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit jeweils rund 400 Seiten Umfang. Eine sehr gute, kompakte Übersicht über die Trägerraketen Russlands, Europas, Chinas, Japan Indiens und verschiedener Nationen (Brasilien, Israel, Australien, Nordkorea, Südkorea, Iran) ist das Raketenlexikon: Band 2: Internationale Trägerraketen Der dazu gehörende Band 1 (Raketenlexikon: Band 1: US Trägerraketen ) behandelt die amerikanischen Trägerraketen. Jeder Band behandelt die Technik und Geschichte von rund 100 Submodellen in kompakter Form. Die grundlegende Technik eines Modells wird in einem einführenden ersten Kapitel ausführlicher besprochen. Die folgenden Kapitel beinhalten dann die Veränderungen von Subversion zu Subversion. Jeder Typ wird mit einem ausführlichen Datenblatt und einem Startfoto dokumentiert.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.

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