本书详细介绍了土星5运载火箭各子级、分系统和关键部件的设计改进细节，并对所有试验件和飞行件的制造和试验进行了充分描述，是一部内容翔实、技术性强的设计参考图书。本书第1版于2005年出版，于2010年再版，新的版本增加了所有现存土星5运载火箭发动机的存放位置和标识。 本书可供航空航天领域的技术人员和管理人员、高校学生以及航天爱好者阅读参考。

**篇 实施方案与管理
　　第1章 土星5运载火箭简介
　　1961年，美国决定将载人登月作为新太空探索计划的重点，但并没有具备相应能力的运载火箭。当时在研的土星1运载火箭运载能力太小，无法直接将三人乘员小组送上月球，因此只能依托交会对接技术，且经六次发射，才可实现这一目标。而类似的发射模式之前从未有人尝试过。1962年1月，美国国家航空航天局(NASA)决定研制全新的火箭，其规模远超以往的火箭。该火箭即土星5运载火箭，其借鉴了自1958年开始研制的F-1发动机和1960年开始研制的J-2氢氧发动机的大量技术。土星5运载火箭是美国为实现特定目标而研制的*枚重型运载火箭。虽然登月任务决定了其构型，但它并非只用于载人登月。1961年5月25日，美国总统约翰？肯尼迪向国会说明其宏大的航天计划，他指出，“美国的太空成就是要占据绝对领先地位，这将对美国未来的全球地位产生重要影响。”谈及登月计划时他说道，“没有比登月更令人兴奋的航天计划了，它对太空长期探索意义非凡；其难度和开销之巨大，任何航天计划都无法望其项背 ”土星5运载火箭是美国*重大的火箭研制工程，其总成本(包括20世纪70年代初至2010年生产的15枚运载火箭)超过70亿美元。1962年1月25日，NASA正式将研制土星5运载火箭的任务委派给马歇尔航天飞行中心(MSFC)，该中心是美国第三个载人航天飞行中心，主要负责载人飞船研制、乘员培训和飞行中控制。肯尼迪航天中心则负责发射任务。
　　1.1 概述
　　马歇尔航天飞行中心的火箭设计师早在1961年和1962年初就提出了土星5运载火箭的构想。他们决定采用一枚三级构型的运载火箭来满足登月飞行任务的要求，而且还可将其作为通用太空探索运载火箭。项目早期做出的更为重要的决策之一是：*大限度地使用经土星1运载火箭验证过的组件和技术。因此，在土星1运载火箭二子级(S-IV)的基础上研制了土星5运载火箭三子级(S-IVB)。土星5运载火箭的仪器舱也是由土星1运载火箭的仪器舱改进而来的。从这些方面*大限度地利用已有的设计和设施，节省了时间和成本。此外，土星5运载火箭还有很多其他必要的组成部分，包括全新的一子级(S-IC)和二子级(S-II)。当时，F-1发动机和J-2发动机的研制工作已经启动，不过仍有很多工作尚未完成。制导系统也在土星1运载火箭的基础上改进。
　　土星5运载火箭(包括阿波罗飞船)高110.95m(364ft)，起飞质量约为2766.91t(6100000lb)。一子级直径为10.06m(33ft)，高度为42.06m(138ft)，质量为136.08t(300000lb)。五台F-1发动机提供的推力达33361.67kN(7500000lbf)。一子级在2.5min内燃烧768.44m3(203000gal)煤油(RP-1)和1252.97m3(331000gal)液氧(LOX)。五台J-2发动机为土星5运载火箭二子级提供4448.22kN(1000000lbf)推力。二子级直径为10.06m(33ft)，结构质量为43.09t(95000lb)，加满推进剂后质量超过453.59t(1000000lb)。在6min飞行任务中，大约消耗984.21m3(260000gal)液氢和314.19m3(83000gal)液氧。土星5运载火箭的三子级直径为6.60m(21ft 8in)，高度为17.86m(58ft 7in)。直径较大的二子级和直径较小的三子级之间通过级间段连接。三子级的结构质量为15.42t(34000lb)，加满推进剂后的质量为118.84t(262000lb)。单台J-2发动机的推力为1000.85kN(225000lbf)。**次点火工作的典型时长为2.75min，第二次点火工作5.2min后进入月球转移轨道。仪器舱位于三子级上方，重约2.04t(4500lb)，装有控制发动机点火、关机、转向以及其他指令的电子装置，为飞行任务提供支持。土星5运载火箭结构如图1.1所示，主要性能参数见表1.1。
　　图1.1 土星5运载火箭结构
　　续表
　　*由于各级尺寸在某些情况下是重叠的，整个运载火箭的长度并非各级长度之和。
　　**包括级间段质量。
　　仪器舱的直径为6.60m(21ft 8in)，高度为0.91m(3ft)。阿波罗飞船位于仪器舱的正上方。阿波罗飞船由登月舱、服务舱、指令舱和发射段脱离系统构成，整体高度约为24.38m(80ft)。
　　1. 推进系统
　　一子级：五台F-1双组元推进剂发动机，产生33361.67kN(7500000lbf)推力，需要煤油768.44m3(203000gal)或616.43t(1359000lb)，液氧1252.97m3(331000gal)或1421.10t(3133000lb)。
　　二子级：五台J-2双组元推进剂发动机，产生超过4448.22kN(1000000lbf)推力，需要液氢984.21m3(260000gal)或69.40t(153000lb)，液氧314.19m3(83000gal)或357.88t(789000lb)。
　　三子级：一台J-2双组元推进剂发动机，产生*高达1000.85kN(225000lbf)的推力，需要液氢238.48m3(63000gal)或16.78t(37000lb)，液氧75.71m3(20000gal)或86.64t(191000lb)。
　　2. 能力
　　一子级：燃料耗尽时，飞行2.5min，到达大约60.96km(200000ft)的高度。
　　二子级：飞行6min，从大约60.96km(200000ft)的高度到达184.71km(606000ft)的高度。
　　三子级：二次点火前，飞行2.75min，到达大约185.32km(608000ft)的高度，再飞行5.2min，进入月球转移轨道。
　　有效载荷：113.40t(250000lb)，进入185.32km(608000ft)轨道。
　　1.2 典型登月任务
　　月球之旅的起点是NASA位于肯尼迪航天中心的39号发射工位。完成推进剂加注后，三名宇航员进入阿波罗飞船，并检测相关设备。宇航员在指令舱中等待*后几分钟的倒计时，发射控制中心同时有大量工作人员进行复杂的发射操作。*后两分钟的倒计时是自动的，结束后，一子级五台F-1发动机同时点火，产生33361.67kN(7500000lbf)的推力。固定臂释放运载火箭，三名宇航员开始他们的登月之旅。多个涡轮泵同时工作，强度相当于30台柴油发动机，每秒钟将15t推进剂注入发动机内(芯一级五台发动机)。火箭产生相当于4.5倍重力过载将宇航员推到躺椅上，速度平稳提升。2.5min后，一子级消耗2037.54t(4492000lb)推进剂，到达约61.16km(38mi)的高空时分离。二子级的五台J-2发动机点火工作，速度为2382.72m/s(5330mi/h，mi/h指英里每小时，即人们俗称的“迈”，1mi=1.61km)。持续工作大约?6min?后，火箭和飞船到达将近?185.07km(115mi)的高空，速度为6839.71m/s(15300mi/h)。二子级在推进剂耗尽后分离，利用反推火箭减速，并*终落入非洲西部的大西洋。三子级单台J-2发动机点火，工作2.75min，阿波罗飞船达到轨道速度——约7823.20m/s(17500mi/h)。三子级和阿波罗飞船在起飞后12min左右进入地球轨道。发动机**次关机时，三子级推进剂并未耗尽，继续和阿波罗飞船滑行，等待发动机重启。在飞行任务的整个发射阶段，遥测系统持续工作，跟踪系统被锁定，语音通信系统则用来与宇航员保持联系，各子级的分离以及发动机关机均上报给位于休斯敦的任务控制中心。宇航员在“会合轨道”绕地飞行时处于失重状态，直到时机适合，继续飞往月球。**次登月尝试是一次“开放式”的飞行任务，在每一阶段都制定了详细的计划，以在必要时终止任务。
　　如果存在有必要终止任务的情况，就要设计出一系列全面的备用飞行计划，并充分演练，以备使用。例如，在地球轨道停留期间，可能会做出终止飞行任务的决定。实际上，登上月球之前，在飞行任务的每个阶段都可以终止任务，并启动返回地球的计划。阿波罗飞船绕地球轨道飞行1～3圈的过程中，宇航员要对三子级和阿波罗飞船进行全面检查。在进入月球转移轨道的一瞬间，三子级J-2发动机再次点火启动。大约工作5min后，三子级J-2发动机将阿波罗飞船的地球轨道速度从7823.20m/s(17500mi/h)提高到约10952.48m/s(24500mi/h)，使飞船飞向月球轨道。如果出现动力不足的情况，阿波罗飞船将会返回地球，结束任务。如果一切按照预定计划进行，那么阿波罗飞船与登月舱对接。对接机动完成后，登月舱与三子级分离。三子级分离后，土星5运载火箭在月球飞行任务中的工作全部完成。
　　1.3 早期的土星运载火箭
　　1.3.1 土星1运载火箭
　　1957年4月，维纳？冯？布劳恩开始领导土星系列火箭的研制计划。该计划旨在基于当时已研制和经验证的发动机，通过多台并联的形式，形成推力达6672.33kN(1500000lbf)的火箭一子级。1958年8月15日，美国国防部高级研究计划局(DARPA)正式启动了后来称为土星运载火箭计划的工作。美国国防部高级研究计划局作为美国国防部的*立研发机构，授权美国陆军弹道导弹局(译者注：该机构英文全称为Army Ballisticmissile Agency，1956年成立，1961年废止)在红石兵工厂研制推力6672.33kN(1500000lbf)的运载火箭一子级。按照*初的计划，到1959年年底能够将当时可用的火箭发动机并联起来，开展全尺寸静态点火试验。1958年10月，美国国防部高级研究计划局扩大了上述计划的目标，在研制大推力火箭一子级的同时，还要研制一型能够执行重大航天任务的多级运载火箭。

目录
译者序
前言
致谢
**篇 实施方案与管理
第1章 土星5运载火箭简介 3
1.1 概述 3
1.2 典型登月任务 5
1.3 早期的土星运载火箭 6
1.3.1 土星1运载火箭 6
1.3.2 土星1B运载火箭 8
1.4 如何实现土星5运载火箭的设计 8
1.5 大事记 10
第2章 一子级 13
2.1 一子级概述 13
2.2 一子级的制造与组装 14
2.2.1 推力结构 14
2.2.2 燃料贮箱 15
2.2.3 液氧贮箱 16
2.2.4 箱间段 17
2.2.5 脐带接口 17
2.2.6　前短壳 17
2.2.7　尾翼和防护罩 18
2.2.8　垂直组装 18
2.3 制造后检测 20
2.4 一子级系统 22
2.4.1　燃料系统 22
2.4.2　液氧系统 25
2.4.3　液压系统 27
2.4.4　供配电系统 27
2.4.5　测量系统 29
2.4.6　安控系统 30
2.4.7　供配气系统 30
2.4.8　环境控制系统 32
2.4.9　视频装置 32
2.5 一子级飞行 33
第3章 F-1发动机 35
3.1 发动机概述 35
3.2 推力室组件 36
3.2.1　常平座轴承 36
3.2.2　氧化剂集合器 37
3.2.3　推力室喷注器 37
3.2.4　推力室主体 37
3.2.5　推力室喷管延伸段 38
3.2.6　自燃式燃料盒 38
3.2.7　火工品点火器 38
3.2.8　隔热层 38
3.3 涡轮泵 39
3.3.1　氧化剂泵 39
3.3.2　燃料泵 40
3.3.3　涡轮 40
3.3.4　轴承冷却剂控制阀 40
3.4 燃气发生器系统 41
3.4.1　燃气发生器阀 41
3.4.2　燃气发生器喷注器 41
3.4.3　燃气发生器燃烧室 42
3.5 推进剂输送系统 42
3.5.1　氧化剂阀 42
3.5.2　燃料阀 43
3.5.3　推力指示压力开关 43
3.6 增压系统 43
3.6.1　热交换器 43
3.6.2　热交换器单向阀 43
3.6.3　液氧流量计 44
3.6.4　热交换器管路 44
3.7 发动机对接框 44
3.8 电气线缆 44
3.9 液压控制系统 44
3.9.1　自燃燃料分支管 44
3.9.2　点火监控阀 45
3.9.3　单向阀 45
3.9.4　发动机控制阀 45
3.9.5　摆动式单向阀 46
3.10 飞行测量系统 46
3.10.1　主系统参数 46
3.10.2　辅助系统参数 47
3.10.3　主接线箱与辅助接线箱 47
3.11 发动机工作 47
3.12 发动机关机 48
第4章 二子级 50
4.1 二子级概述 50
4.2 结构 52
4.2.1　级间段 53
4.2.2　后短壳 53
4.2.3　推力结构 53
4.2.4　液氧贮箱 53
4.2.5　液氢贮箱 55
4.2.6　长排罩 57
4.2.7　前短壳组件 57
4.2.8　总装 57
4.3　推进剂系统 59
4.3.1　吹除分系统 59
4.3.2　加注和补加分系统 59
4.3.3　排气系统 61
4.3.4　增压系统 61
4.3.5　推进剂输送分系统 62
4.3.6　再循环分系统 63
4.3.7　推进剂管理系统 63
4.4 推进剂沉底发动机 64
4.5 热控系统 65
4.6 飞行控制系统 65
4.7 测量系统 65
4.8 供配电系统 66
4.9 火工品系统 67
4.10 地面保障 68
4.10.1　泄漏检测系统与隔热材料吹除系统 68
4.10.2　发动机舱空调 69
第5章 三子级 70
5.1 三子级概述 70
5.2 三子级的制造与组装 71
5.2.1　前短壳组件 71
5.2.2　推进剂贮箱 72
5.2.3　推力结构 73
5.2.4　后短壳组件 73
5.2.5　级间段 73
5.2.6　总装 73
5.3 三子级系统 77
5.3.1　推进系统 77
5.3.2　飞行控制系统 83
5.3.3　供配电系统 87
5.3.4　仪器和遥测系统 87
5.3.5　环境控制系统 88
5.3.6　火工品系统 89
第6章 J-2发动机 93
6.1 发动机概述 93
6.2 推力室和常平座系统 94
6.2.1　推力室主体 94
6.2.2 集合器 95
6.2.3　推力室喷注器 95
6.2.4　常平座 95
6.2.5　增强型火花点火器 95
6.3 推进剂输送系统 95
6.3.1　燃料泵 96
6.3.2　氧化剂泵 96
6.3.3　燃料主阀 97
6.3.4　氧化剂主阀 97
6.3.5　推进剂利用阀 97
6.3.6　燃料和氧化剂流量计 98
6.3.7　燃料和氧化剂泄出阀 98
6.4 燃气发生器和排气系统 98
6.4.1　燃气发生器 98
6.4.2　燃气发生器控制阀 98
6.4.3　涡轮排气系统 99
6.4.4　热交换器 99
6.4.5　氧化剂涡轮旁通阀 99
6.5 控制系统 99
6.5.1　气动系统 99
6.5.2　电时序控制器 99
6.6 启动贮箱系统 100
6.7 飞行仪器系统 100
6.7.1　主仪器设备 100
6.7.2　辅助设备 100
6.8 发动机运行 100
6.8.1　启动程序 100
6.8.2　飞行阶段的运行 101
6.8.3　关机程序 101
6.8.4　发动机重启 101
第7章 仪器舱 103
7.1 仪器舱概述 103
7.2 仪器舱制造 104
7.3 仪器舱分系统 106
7.3.1　环境控制系统 106
7.3.2　制导和控制系统 107
7.3.3　测量系统 110
7.4 供配电系统 113
第8章 设施 114
8.1 波音公司设施 115
8.2 北美航空公司空间部设施 115
8.3 道格拉斯飞行器公司设施 116
8.4 IBM设施 118
8.5 北美航空公司洛克达因设施 119
8.6 亨茨维尔设施 120
8.7 密西西比试验站设施 122
8.8 肯尼迪航天中心设施 123
8.8.1　火箭组装大楼 124
8.8.2　发射控制中心 125
8.8.3　推进剂贮存与输送 126
8.8.4　尾焰导流板 126
8.8.5　发射区 127
8.8.6　履带运输车 128
8.8.7　移动勤务塔 128
8.8.8　移动发射平台 129
第9章 试验 130
9.1 鉴定试验 130
9.2 可靠性试验 130
9.3 研制试验 131
9.4 验收试验 131
9.5 自动检测 132
9.6 飞行试验 132
9.7 试验文档 132
第10章 运载火箭组装和发射 133
10.1 组装和检测 133
10.2 发射场试验 134
10.3 发射 135
第11章 计划管理 136
第12章 飞行史 143
12.1 AS-501(阿波罗4号飞船) 143
12.2 AS-502(阿波罗6号飞船) 144
第二篇 生产与试验
第13章 设施 149
13.1 NASA马歇尔航天飞行中心 149
13.2 NASA/波音公司米丘德组装厂 149
13.3 西尔滩北美航空公司 150
13.4 亨廷顿滩道格拉斯飞行器公司 151
13.5 卡诺伽帕克洛克达因公司 151
13.6 NASA密西西比试验站 152
13.7 道格拉斯萨克拉门托试验站 153
13.8 洛克达因公司圣苏珊娜野外实验室 154
13.9 空军研究实验室——爱德华兹空军基地 156
13.10 阿诺德工程发展中心 158
第14章 运输设备 159
14.1 驳船和船舶 159
14.1.1 “海神号” 159
14.1.2 “猎户座” 159
14.1.3 “小湖号” 159
14.1.4 “珍珠河号” 159
14.1.5 “巴罗角号” 159
14.2 飞机 160
14.2.1　美国航空航天公司“大腹古柏”377PG 160
14.2.2　美国航空航天公司“超级古柏”377SG 160
第15章 F-1发动机生产与试验 161
15.1 简介 161
15.2　研制背景 161
15.3　飞行标准发动机 161
15.4　发动机序列编号 164
15.5　发动机构型变化 164
15.6　一子级F-1发动机位置布局 166
15.7　发动机的用途 166
15.8　发动机的后勤保障 167
第16章 J-2发动机生产与试验 168
16.1 简介 168
16.2　研制背景 168
16.3　飞行标准发动机 168
16.4　发动机序列编号 171
16.5　发动机构型变化 171
16.6　二子级J-2发动机位置布局 173
16.7　发动机的用途 173
16.8　发动机的后勤保障 173
第17章 一子级生产与试验 174
17.1 S-IC-S 174
17.1.1　概述 174
17.1.2　相关试验活动 174
17.2　S-IC-F 176
17.2.1　概述 176
17.2.2　发动机 176
17.2.3　制造 176
17.2.4　试验 177
17.3　S-IC-D 179
17.3.1　概述 179
17.3.2　发动机 179
17.3.3　制造 180
17.3.4　试验 180
17.4　S-IC-T 183
17.4.1　概述 183
17.4.2　发动机 183
17.4.3　制造 184
17.4.4　试验 185
17.5　S-IC-1 194
17.5.1　概述 194
17.5.2　发动机 194
17.5.3　制造 195
17.5.4　试验 195
17.6　S-IC-2 196
17.6.1　概述 196
17.6.2　发动机 197
17.6.3　制造 197
17.6.4　试验 197