El Saturn V fou un coet d'un sol ús de múltiples trams i de combustible líquid utilitzat en el programes Apollo i Skylab de la NASA. El seu disseny estigué a càrrec de Wernher von Braun al Marshall Space Flight Center (Centre de vol espacial Marshall) i els seus principals constructors foren Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft Company i IBM. Fou el més gran de la família de coets Saturn. Era un coet homologat per a vols tripulats.
En els seus vols el Saturn V consta de tres trams: el primer tram S-IC, el segon S-II i S-IVB com últim tram. En els tres es feia servir oxigen líquid (LOX) com a oxidant. Al primer tram es feia servir RP-1 (querosè altament refinat) com a combustible, mentre que els altres dos trams utilitzaven hidrogen líquid (LH2). En una missió, de mitjana, el coet funcionava durant uns 20 minuts.
La NASA llançà tretze coets Saturn V entre el 1967 i el 1973 sense cap pèrdua de càrrega útil, tot i que els Apollo 6 i Apollo 13 tingueren problemes de motors. La principal càrrega per aquests coets foren les naus Apollo que portaren els astronautes de la NASA a la Lluna.
També fou utilitzat per llançar l'estació espacial Skylab, però el projecte per utilitzar-lo com vehicle llançador per sondes a Mart fou cancel·lat.
Rerefons Al començament dels anys 1960, la Unió Soviètica liderava la carrera espacial contra els Estats Units. El 1957 els soviètics van llançar el Spútnik 1, el primer satèl·lit artificial. I el 12 d'abril de 1961, Iuri Gagarin va ser la primera persona a viatjar a l'espai.
El 25 de maig de 1961, el President Kennedy va anunciar que el país intentaria enviar un home a la Lluna abans del final de la dècada. En aquest moment, l'única experiència que els Estats Units tenia amb el vol espacial tripulat eren els 15 minuts d'Alan Shepard en el vol suborbital del Freedom 7. Cap coet del món podria llançar un vehicle espacial a la Lluna en una peça. El Saturn I va ser desenvolupat però, fins i tot sense volar, i a causa de la seva petita grandària, caldria realitzar diversos llançaments per situar tots els components de la suposada nau lunar.
En un començament, la NASA tenia tres idees principals per a la missió:
La trobada en òrbita terrestre (o EOR en anglès): Era una idea original de Von Braun i consistia a usar una sèrie de petits coets (la meitat del Saturn V) per anar posant en òrbita sobre la Terra les diferents parts del vehicle lunar. Va ser desestimat a causa del poc temps que tenien per experimentar amb objectes a l'espai i les seves trobades, i no es coneixia si la nau podria ser muntada. Lascens directe (o DA): Proposava usar un coet anomenat Nova que es dirigís directament a la Lluna, que aterrés i després fora de nou llançat fins a la Terra. La idea va ser rebutjada, ja que requeria un coet d'una grandària superior al Saturn V i era impossible que aterrés per després envolar-se. La trobada l'òrbita lunar (o LOR): Consistia a transportar la nau fins a la Lluna, i part d'ella aterraria en la superfície lunar, l'altra es mantindria en òrbita lunar per tornar a la Terra.
Encara que la NASA va rebutjar la idea de LOR, va ser finalment la solució escollida, ja que era el mètode més ràpid i senzill per aconseguir la meta que va proposar Kennedy.
Entre 1960 i 1962 el Marshall Space Flight Center (MSFC) va dissenyar els coets que serien usats per a diverses missions, començant pel C-1, que més tard es va transformar en el Saturn I. El coet C-2 no va arribar molt lluny en el seu disseny abans que el MSFC ho abandonés a favor del C-3, que constava de 2 motors F-1 en el primer tram, 4 motors J-2 en la segona i un tram S-IV amb 6 motors RL-10. La NASA va planejar usar aquest coet com a part del concepte de trobada en òrbita terrestre amb almenys quatre o cinc llançaments per a una missió.
No obstant això, el MSFC estava planificant un coet fins i tot major, el C-4. Est usaria la fase S-IVB amb un únic motor J-2. El primer tram consistia en 4 motors F-1; la segona fase era una versió engrandida de la segona fase del C-3. Amb aquest coet només eren necessaris dos vols per a una missió de trobada en òrbita terrestre.
El 10 de gener de 1962, la NASA va anunciar els plans de construir el C-5. Utilitzaria 5 motors F-1 en la seva primera fase, 5 motors J-2 en la segona i una S-IVB com a tercera. Els primers quatre vols serien de proves, comprovant amb èxit els tres trams i incloent una prova de vol al voltant de la Lluna. El primer vol tripulat no seria fins a 1969, encara que al final es va realitzar al desembre de 1968.
A mitjan 1962, la NASA va decidir usar un sistema accelerat de proves, amb els tres trams provats d'una vegada en el primer llançament. Això escurçaria el temps de desenvolupament i proves, però significava que totes les fases devien funcionar a la perfecció. També permetria reduir el nombre de coets de 25 a 15.
El 1963, el C-5 era reanomenat com a Saturn V; els primers motors F-1 de Rocketdyne van començar a ser produïts. El 1966 els F-1 van passar els controls de la NASA per poder ser usats en vols tripulats. Després d'un intens treball de disseny i proves, el 9 de novembre de 1967 el primer Saturn V era llançat amb l'Apollo 4 sense tripulació a bord.
Tecnologia El Saturn V és una de les màquines més avançades de la història humana. Amb més de 110 metres d'altura i 10 metres de diàmetre, amb un massa total de gairebé 3.000 tones, podia enviar 118 tones a una òrbita terrestre baixa (OBT). El Saturn V va deixar reduïts, en termes de dimensions i potència, als altres coets que fins avui havien estat llançats amb èxit.
Va ser principalment dissenyat al Marshall Space Flight Center a Alabama encara que molts sistemes importants, inclosa la propulsió, van ser dissenyats per subcontractistes. Usava els nous motors F-1 i J-2 per a la propulsió. Els dissenyadors van decidir ràpidament usar tanta tecnologia del Saturn I com fos possible. D'aquesta forma, la tercera fase S-IVB estava basada en la segona fase S-IV del Saturn I. La unitat d'instruments que controlava el coet compartia característiques amb la qual portava el Saturn I.
El coet constava de tres trams i la unitat d'instruments, que van ser construïdes per diversos contractistes de la NASA. Curiosament, les empreses que van desenvolupar els tres trams formen part de Boeing a través de compres i fusions.
Els tres trams també usaven petits motors de combustible sòlid que ajudaven a la separació de les fases durant el llançament, i per assegurar que els propel·lents líquids estaven en la situació apropiada per ser bombats.
En el cas d'avortar el llançament requerint la destrucció del coet, l'oficial de seguretat enviaria un senyal a unes càrregues explosives unides en la superfície exterior per detonar-les. Això faria talls en els tancs de combustible i oxidant per dispersar-los ràpidament i reduir la barreja. Després la torre de salvament seria disparada per salvar la càpsula amb els astronautes.
El primer tram: S-IC El S-IC va ser construït per la companyia Boeing a la Michoud Assembly Facility de Nova Orleans, on més tard s'encarregarien de tancs externs del transbordador espacial. Com en gairebé totes les fases d'un coet, el pes de més de 2.000 tones en l'enlairament corresponia al combustible. Usava per a això un tipus de querosè molt refinat denominat RP-1 i com oxidant, oxigen líquid. Mesurava 42 metres d'alt i 10 metres de diàmetre, i proveïa 33,4 MN d'empenyiment per aconseguir els primers 61 km d'ascens. Dels 5 motors F-1 que disposava, el central era fix, mentre que els 4 exteriors podien ser dirigits per controlar el coet.
Fabricació La Boeing va guanyar el contracte per fabricar el S-IC el 15 de desembre de 1961. Per aquest temps, el disseny general estava a càrrec dels enginyers del MSFC, que van construir els tres primers prototips de prova (models S-IC-T, S-IC-S i S-IC-F) i els dos primers per a vol (S-IC-1 i S-IC-2). La resta va ser construïda per Boeing, trigant entre 7 i 9 mesos en els tancs i uns 14 mesos a finalitzar un tram complet.
Els models S-IC-3 a S-IC-12 van ser usats en les missions Apollo 8 a Apollo 17; el S-IC-13 en la missió del Skylab. Dos més es van construir i al costat dels de prova s'exposen en diferents llocs.
Components miniatura|Esquema del tram S-IC. La part major i més pesant del S-IC era l'estructura dels motors, amb 21 tones. Va ser dissenyat per suportar l'empenyiment dels cinc motors i distribuir-lo uniformement sobre la base del coet. Les quatre ales estabilitzadors que tenia suportaven unes temperatures de 1.100 °C.
Sobre aquesta estructura dels motors hi havia el tanc de combustible. Contenia 770.000 litres d'RP-1. El tanc pesava 11 tones en buit i podia alliberar 7.300 litres per segon. Durant el llançament, el combustible era pressuritzat usant heli, que s'emmagatzemava en uns tancs al costat del tanc d'oxigen líquid.
El tanc d'oxigen líquid (LOX) tenia capacitat per 204.000 litres. Va suscitar problemes especials per als dissenyadors. Les canonades per on havia de sortir l'oxigen fins als motors havien de ser rectes, la qual cosa significava que travessarien el tanc de combustible. Això va significar l'aïllament de les canonades perquè el RP-1 no es congelés i també cinc forats extra en la part superior del tanc de combustible.
El segon tram: S-II El S-II va ser construït per North American Aviation (NAA) a Califòrnia. Usava hidrogen líquid (LH2) i LOX amb cinc motors J-2 en la mateixa disposició que els del primer tram. Aquesta segona etapa accelerava al Saturn V amb un empenyiment de 5 Mn. De tot el seu pes en càrrega, el 97% era el combustible.
Història El S-II va néixer el desembre de 1959 quan un comitè va recomanar el disseny i construcció d'un motor d'hidrogen líquid. El contracte per al motor va ser donat a Rocketdyne i s'anomenaria J-2. Alhora, el tram S-II va ser dissenyat: inicialment usaria quatre d'aquests motors i mesuraria 22,5 metres d'altura i 6,5 metres de diàmetre.
El 1961, el MSFC va començar a buscar un contractista per a la construcció del tram. D'una trentena de companyies aeroespacials convidades per projectar els requisits inicials, només 7 van enviar propostes. Al final, l'11 de setembre de 1961 la NAA es va portar el contracte (també guanyaria els contractes per als mòduls de servei i comandament de la nau Apollo).
Configuració miniatura|Esquema del tram S-II. Pesava gairebé 500.000 kg, encara que només era el 3% del tram pròpiament dita, la resta ho constituïa l'oxigen líquid i l'hidrogen líquid. En el fons del tram estava l'estructura d'embranzida, on es recolzaven els cinc motors J-2. El central era fix, mentre que els altres quatre eren dirigibles.
En comptes d'usar una estructura de tancs com la S-IC, la S-II va utilitzar un sistema corrent. Consistia en dues plaques d'alumini separades per una estructura en forma de panell d'abelles fet de fenol. Això havia d'aïllar els 70 °C de diferència entre els dos tancs. També va alleugerir el pes en 3,6 tones.
El tanc de LOX era un contenidor el·lipsoide de 10 m de diàmetre per 6,7 m d'altura. Estava format per 12 seccions triangulars, juntament amb dues peces circulars a dalt i a baix.
D'altra banda, el dipòsit pel LH2 estava format per sis cilindres, cinc d'ells de 2,4 m d'altura i el sisè de només 69 cm. El principal problema en el seu disseny i construcció era l'aïllament. L'hidrogen líquid està a uns 20 °C per sobre del zero absolut, per tant era necessari que l'aïllament funcionés extremadament bé. Les idees inicials no van ser bones, creant borses d'aire entre el tanc i l'aïllament. Al final es va decidir ruixar l'aïllament a mà i llevar l'excés.
El tercer tram: S-IVB miniatura|Esquema del tram S-IVB.