Saturn I

Das SLV Saturn wurde für die NASA speziell als Träger für die Landung bemannter Fähren auf dem Erdmond entwickelt.
Dieses Mond-Programm "Apollo" wurde 1961 beschlossen und sah bereits für 1969/70 die erste Mondlandung vor.
Für die stufenweise Entwicklung des SLV waren ursprünglich fünf verschiedene Versionen (C-1 bis C-5) geplant, von denen dann jedoch nur C-1 (abgewandelt) und C-5 realisiert wurden.

Saturn I
Die Saturn I ist als Vorentwicklung anzusehen. Sie diente Testzwecken und ist in zwei Ausführungen gebaut und eingesetzt worden.

Block I:                                                    Block II:
Flug SA-1 bis SA-4                                Flug SA-5 bis SA-10
ohne funktionsfähige Zweitstufe        mit funktionsfähiger Zweitstufe
ballistische Flüge                                   Erdorbit/Nutzlast

Die erste Stufe (S-I) von Chrysler Corp. bestand aus einem Bündel von 9 Tanks. Um einen Zentraltank von 15,2 m Länge und 2,67 m Durchmesser (SLV Jupiter) waren 8 weitere von 1,78 m Durchmesser und 14,9 m Länge (SLV Redstone) gruppiert. Alle Tanks bestanden aus Alu-Blech von 6,0 bzw.2,3 mm Dicke. Durch Verteilerleitungen zwischen den Tanks wurde ein gleichmäßiger Verbrauch während des Abbrands gewährleistet. In 4 Tanks und im Zentraltank befand sich flüssiger Sauerstoff, in den restlichen vier Tanks Kerosin.
Als Antrieb dienten 8 Triebwerke Rocketdyne H-1, die in zwei Gruppen in einem kranzartigen Schubgerüst angeordnet waren. Die vier zentral gelegenen Triebwerke waren starr angebracht, die vier außen gelegenen waren schwenkbar. Bei allen Triebwerken waren Schub (Durchsatz) und Brenndauer regelbar. Grundsätzlich wurden die vier äußeren Triebwerke 8 sec vor Brennschluß der inneren abgeschaltet.
Die zweite kryogene Stufe (S-IV) wurde von Douglas Aircraft Corp. gebaut. Sie bestand aus einer Tank-Konstruktion aus Aluminium von 5,6 m Durchmesser. Die 6 Triebwerke Pratt & Whitney RL-10A-1 standen über ein konisches Alu-Gerüst mit der unteren Schalenhälfte des Sauerstofftanks in Verbindung. Sie waren ringförmig und schwenkbar angeordnet.

Bei der Version Block I wurde eine mit Wasserballast (45 t) gefüllte Atrappe der zweiten Stufe verwendet. Als Nutzlast wurde ein weiter Ballastkörper mit 40-45 t Wasser aufgesetzt. Der Hauptschub der ersten Stufe betrug beim Start 5.872 kN (s.l.). Für eine nominale Brenndauer von 149 sec waren 347 t Treibstoff notwendig.

Bei Block II wurde der Hauptschub auf 6.690 kN (s.l.) erhöht. Die Treistoffmasse stieg auf 381 t an. Das Heck der ersten Stufe erhielt vier große Stabilisierungsflächen. Die zweite Stufe lieferte für nominell 480 sec einen Schub von 400 kN (vac). Bei drei Starts (SA-8 bis SA-10) mit Apollo-Nutzlasten wurden Pegasus-Satelliten mitgeführt. Die Starts erfolgten im Zeitraum 29.01.1964 - 30.07.1965.

Saturn IB
Die erste Stufe S-IB von Chrysler Corp.entsprach im wesentlichen der S-I der Saturn 1 (Block II). Durch Verwendung leichterer Werkstoffe konnte jedoch eine um 8,2 t geringere Leermasse erzielt werden. Dabei wurden auch die Stabilisierungsflächen verkleinert.
Der Hauptschub der 8 Triebwerke Rocketdyne H-1 wurde weiter auf 7.117 kN (s.l.) erhöht. Für die notwendige nominelle Brenndauer von 149 sec mußte jedoch eine Treibstoffmasse von bereits 400 t getankt werden.
Die neue kryogene zweite Stufe (S-IVB) von Douglas Aircraft Corp. bestand aus einer der S-IV analogen Tankkombination von jedoch größeren Dimensionen (z.B. 6,55 m Durchmesser) und doppeltem Treibstoff-Fassungsvermögen. Das neue kardanisch aufgehängte Einzeltriebwerk Rocketdyne J-2 lieferte einen Hauptschub von 1.001 kN (s.l.). Das Triebwerk arbeitete mit einem variablen Treibstoff-Mischungsverhältnis und hatte bei einer nominellen Brenndauer von 471 sec folgendes Abbrandprofil:

         0 bis 5     sec     MV 5,0    Schub 889,6 kN        Durchsatz 0,212 t/sec
         5 bis 297 sec     MV 5,5    Schub 1000,8 kN      Durchsatz 0,240 t/sec
     297 bis 471 sec     MV 4,7    Schub 822,9 kN        Durchsatz 0,195 t/sec

Oberhalb der zweiten Stufe befand sich eine neue 0,91 m hohe Instrumenteneinheit von etwa 2,0 t Masse.

In einem Zeitraum vom 27.02.1966 bis 15.07.1975 wurde die Saturn 1B insgesamt neunmal gestartet, davon im Rahmen des Apollo-Programms AS-201 bis AS-205, als Zubringer für die Raumstation Skylab AS-206 bis AS-208 und im Rahmen des Apollo-Sojus-Redezvous AS-210.