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<colcolor=white> 새턴 V
Saturn V |
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| <colbgcolor=#231f20> 기능 | 아폴로 프로그램 및 스카이랩의 발사체 | ||
| 제조사 |
보잉(S-IC) 노스아메리칸(S-II) 더글러스(S-IVB) |
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| 원산지 |
[[미국|]][[틀:국기|]][[틀:국기|]] |
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| 프로젝트 비용 |
64억 1700만 달러[1964–1973년] (2020년 달러 기준 약 499억 달러) |
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| 발사당 비용 |
1억 8500만 달러[1969–1971년] (2019년 달러 기준 12억 3000만 달러) |
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| 크기 | |||
| 높이 | 110.6m (363 ft) | ||
| 지름 | 10.1m (33 ft) | ||
| 질량 |
2,822,000 kg (6,221,000 lb) ~ 2,965,000 kg (6,537,000 lb) |
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| 총 단 수 | 3단 | ||
| 용량 | |||
| LEO 페이로드 | |||
| 고도 | 170 km (90 nmi) | ||
| 궤도 경사 | 30° | ||
| 질량 | 141,136 kg | ||
| TLI 페이로드 | |||
| 질량 | 52,759 kg (116,314 lb) | ||
| 관련 로켓 | |||
| 패밀리 | 새턴 | ||
| 파생 작업 | 새턴 INT-21 | ||
| 비교 대상 |
N1(운영되지 않음) 에네르기아 로켓 SLS 로켓 |
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| 발사 기록 | |||
| 상태 | 퇴역 | ||
| 발사장 | 케네디 우주센터, LC-39 | ||
| 총 발사 | 13번 | ||
| 성공 | 12번 | ||
| 실패 | 0번 | ||
| 부분 실패 | 1번 ( 아폴로 6호) | ||
| 첫 발사 | 1967년 11월 9일 (AS-501 아폴로 4호) | ||
| 마지막 발사 | 1973년 5월 14일 (AS-513 스카이랩) | ||
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{{{#!folding 로켓 단 속성 {{{#!wiki style="margin:-10px -10px |
<colbgcolor=#231f20><colcolor=#ffffff> 1단 – S-IC | ||
| 높이 | 42.1 m (138.0 ft) | ||
| 직경 | 10.1 m (33.0 ft) | ||
| 빈 질량 | 137,000 kg (303,000 lb) | ||
| 총 질량 | 2,214,000 kg (4,881,000 lb) | ||
| 엔진 | 5 x 로켓다인 F-1 | ||
| 최대 추력 | 34,500 kN (7,750,000 lbf) (해수면) | ||
| 비추력 | 263초 (2.58 km/s) (해수면) | ||
| 연소 시간 | 168초 | ||
| 추진제 | RP-1 / LOX | ||
| 2단 – S-II | |||
| 높이 | 24.8 m (81.5 ft) | ||
| 직경 | 10.1 m (33.0 ft) | ||
| 빈 질량 | 40,100 kg (88,400 lb) | ||
| 총 질량 | 496,200 kg (1,093,900 lb) | ||
| 엔진 | 5 x 로켓다인 J-2 | ||
| 최대 추력 | 5,141 kN (1,155,800 lbf) (진공) | ||
| 비추력 | 421초 (4.13 km/s) (진공) | ||
| 연소 시간 | 360초 | ||
| 추진제 | LH2 / LOX | ||
| 3단 – S-IVB (스카이랩 구성에는 없음) | |||
| 높이 | 18.8 m (61.6 ft) | ||
| 직경 | 6.6 m (21.7 ft) | ||
| 빈 질량 | 15,200 kg (33,600 lb) | ||
| 총 질량 | 123,000 kg (271,000 lb) | ||
| 엔진 | 1 x 로켓다인 J-2 | ||
| 최대 추력 | 1,033.1 kN (232,250 lbf) (진공) | ||
| 비추력 | 421초 (4.13 km/s) (진공) | ||
| 연소 시간 | 165 + 335초 (2번 연소) | ||
| 추진제 | LH2 / LOX | ||
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1. 개요
새턴 V 로켓(Saturn V[3])은 유인 달 탐사를 목적으로 미국에서 개발한 초중량 로켓이다. 인간을 달에 착륙시키는 것이 목적이었던 아폴로 계획과 우주정거장 계획인 스카이랩의 발사에 사용되었다.[4]20세기 인류가 개발하고 실제로 발사 전 과정을 성공시킨 그 모든 로켓 중에서 가장 큰 추력을 가진 로켓으로, 1단부에 사용된 F-1 엔진 역시 인류가 개발한 단일 엔진 중 가장 큰 출력을 가진 엔진이다. 또한 새턴 V 로켓 외에도, 사전 연구 및 실증 엔진의 개발 단계에서 과도기 형태인 새턴 I, 새턴 IB 등이 탄생했다. 미국이 새턴 V 개발을 완료한 것이 1960년대 중반인 것을 감안하면, 당시의 미국 항공우주공학의 발전 수준이 얼마나 넘사벽이었는지를 보여주는 가장 대표적인 사례이다. 이 기록은 2024년이 되어서야 스타십이 깨는데 성공했다.
새턴 V는 페이퍼클립 작전으로 나치 독일에서 미국으로 건너가 미국 항공 우주국 NASA에서 일하게 된 과학자 베르너 폰 브라운이 주도하여, 1961년 1월 10일 개발이 시작되었다. 우선 1961년 10월 27일 사상 첫 새턴 I(SA-1) 로켓과 1966년 2월 26일 최초의 새턴 IB(SA-201) 로켓의 발사를 거친 후, 새턴 V 로켓은 1967년 11월 9일 첫 발사( 아폴로 4호, SA-501)에 성공했다. 이전의 우주발사체인 아틀라스, 타이탄 로켓이나 소련의 R-7 로켓이 본래 군사용 미사일 프로그램의 성격을 공유했던 것과 달리, 새턴 로켓은 온전히 우주 탐사를 위한 발사체로 연구, 개발되고 활용되었다는 것에도 그 의의가 있다.
2. 규모
달 탐사 용도로 만들어진 로켓치곤 지나치게 크고 강한데 원래 베르너 폰 브라운의 목표가 화성이었기 때문이다. 참조[5] 실제로, 미국은 1960년대 초까지 시험용 새턴 로켓인 I형의 성능을 개량한 IB형으로 달 착륙 미션을 설계했는데, 1회의 달탐사 때 마다 2단형인 새턴 IB 여러 대를 쏴서 지구궤도 랑데뷰(EOR)를 통해 달탐사선을 조립하는 전략였다. 하지만 1970년 이전에 미국이 달에 첫발을 찍는 약속을 실현하기엔 EOR 방식이 시간적으로 부족했고 각 탑재체 간 우주상 도킹 과정이 복잡하며 다수의 새턴 IB 제작 비용도 엄청났기에, 비록 난이도는 높지만 달궤도 랑데뷰(LOR) 방식을 채택하여 미션 1회당 발사체 1기만 투입하고 임무 비용도 줄이고자 1962년 3단의 새턴 V 로켓 개발을 착수하게 됐다.역사적인 의의로나 외형으로나 지금까지도 많은 우주 및 로켓 애호가의 심금을 울리는 발사체이다. 안전성 역시 간과해서는 안 되는 것이, 새턴 V 로켓은 총 13번 발사되어 단 한번도 실패한 적이 없다.[6] 발사 중 잔고장을 일으킨 적이 은근 있긴 하지만 모두 큰 문제 없이 해결되었다.[7] 유인 아폴로 미션에서 사망자가 한 명도 나오지 않았던 이유 중 하나가 새턴 V 로켓의 안전성이다.[8] 2단과 3단 또한 안정적이었으므로 실패가 없었겠지만, 특히나 1단에 쓰인 F-1 엔진은 그 사기적인 추력과 규모를 감안하면 대단한 경지. 새턴 로켓으로 발사한 아폴로 13호가 중간에 사고가 나서 임무에 실패하고 간신히 살아 돌아온 사례는 있지만, 이건 기계선 자체의 오류 때문이지, 새턴 로켓과는 무관하다.
새턴 로켓 개발에는 여러 가지 모델이 계획되었으나, 실제 사용된 것은 시험용인 새턴 I, 실용형인 새턴 IB와 새턴 V 세 가지 모델들 뿐이다. 2단 로켓인 새턴 IB는 아폴로 계획 초기에 우주선을 지구 궤도로 보내는 실험에 사용되었는데, 새턴 V형을 개발하는 데 기술적으로 엄청난 보탬을 주었을 뿐만 아니라 아폴로 5호(무인), 아폴로 7호, Skylab 2호/3호/4호, 아폴로-소유즈 도킹 프로그램인 아폴로-소유즈 테스트 프로젝트에도 투입되었다.
3단 로켓인[9] 새턴 V는 아폴로 우주선을 달로 보내는데 사용되었으며, 아폴로 4호/6호(무인), 아폴로 8호부터 17호까지, 그리고 우주 정거장 스카이랩의 발사에 사용되었다. 새턴 V는 높이 111m(363 피트), 핀을 제외한 지름은 10m(33 피트), 그리고 연료를 가득 채울 시 2,950톤(650만 파운드)의 중량에 최대 적재량도 118톤(26.1만 파운드)이나 되어 최소 41톤(9만 파운드)는 보장했다. 이후 140톤(31만 파운드)으로 적재량이 늘어났고, 48.6톤(10.71만 파운드)짜리 우주선을 지구 저궤도로 쏘아 올렸다. 이는 미국 뉴욕 리버티 섬의 자유의 여신상이나 영국 런던 의회의사당의 빅벤보다 15m 이상 높다. 이 거대한 로켓의 메인 파트라 할 수 있는, 총 5개의 F-1 엔진으로 이루어진 1단의 출력은 무려 1억 6천만 마력으로, 총중량 2800톤의 거체를 발사 2분 40초 후 분리하기까지 2,700m/s, 약 9920km/h까지 가속시키는 무지막지한 물건이다. 새턴 V의 이러한 압도적인 출력과 수송력은 구 소련이 에네르기아 발사체를 개량한 불칸 발사체로 이 기록을 깨려고 했지만, 1991년 소련이 망하면서 없던 일이 되었다. 따라서 21세기가 된 아직도 사상 최대의 출력원과 수송능력으로 남아있다.
이 로켓은 각 부품마다 테스트하는 것이 아닌 전체를 결합하여 더욱 효율성 높은 테스트를 진행했다. 이후 NASA는 1963년 아폴로 프로그램에 새턴 V 사용을 허가를 최종 결정하게 된다. 여기서 폰 브라운이 이끄는 팀은 이전의 로켓보다 추력을 높이고 더욱 단순한 디자인을 적용하여 신뢰도를 높이는데 주력한다. 그리고 이 시점에 폰 브라운은 신형 로켓에 다중 엔진 탑재 설계를 하기로 결정하게 된다. 그리하여 폰 브라운의 지도로 엘리바마 헌츠빌 마샬 우주비행 센터에서 개발되었고 이어서 보잉, 노스아메리칸, 더글러스, IBM이 제작을 담당하게 된다.
가끔 덜떨어진 음모론자들이 "당시의 미국 과학 기술력으로는 인류를 달에 보내는 것이 불가능하다."고 주장하는 경우들이
당대의 달 탐사 경쟁자였던 소련의 N1 로켓조차도 형편없는 1단 구성 때문에 대기권도 못 뚫어보고 번번이 실패했다. 미국의 F-1 엔진만큼 신뢰도 높은 초대형 엔진을 구현하지 못한 소련은 일반 엔진을 무려 30개나 다는 방법으로 1단을 만들었는데, 엔진이 많아질수록 거기에 이어지는 연료라인과 부품 구성은 복잡해지고, 그 난잡한 구성 탓에 한 곳만 문제가 생겨도 연쇄작용이 일어나... 4회의 발사 모두 5단 중 1단 분리도 못해봤다. 새턴 로켓이 파괴적인 출력으로 대기권을 벗어날 동안 N1 로켓은 그냥 파괴되었다.[12]
새턴 V를 타는 것은 우주비행사에게 상당히 부담되는 일이었다. 새턴 V의 1단에 사용되었던 F-1 엔진은 매우 강력한 엔진으로 막강한 추력을 내었지만 동시에 소음도 매우 컸다.[13] 또한 F-1 엔진은 케로신 추진제 특유의 불안정한 연소와 약간의 포고 현상으로 인해 큰 진동을 발생시켰으며, 워낙 사령선이 높은 곳에 있다 보니 추력편향 장치가 작동하여 자세를 수정할 때 마다 조종석이 크게 흔들렸기에 승무원들이 계기판을 읽기 힘들었다고 한다. 새턴 V가 음속을 돌파한 뒤에는 비교적 진동과 소음이 줄었지만 가속도가 점점 증가하여 4G에 다다르게 되었는데, 이 때 단 분리를 위해 엔진이 정지하면 가속도로 인해 "압축"되어 있던 구조물이 갑자기 풀리면서 승무원은 앞으로 튕겨나가는 느낌을 받았다. 2, 3단에 이용되었던 J-2 엔진은 추진제로 수소를 이용하여 연소가 안정적이였고 추력이 비교적 작었기에 1단이 분리되고 2, 3단으로 비행할 때에는 상당히 부드러웠다고 한다. 우주왕복선도 비슷하게 SRB가 연소하는 동안에는 상당한 흔들림이 있었다고 한다.
3. 제원
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| 이름 | 새턴 V |
| 제조사 | 보잉[14], 노스 아메리칸[15], 더글라스[16] |
| 발사체 직경 | 10.1m |
| 발사체 높이 | 110.6m |
| 발사체 중량 | 최소 2,822,000kg, 최대 2,965,000kg |
| 단 | S-IC[17], S-II[18], S-IVB[19] |
| 탑재 능력 | 140,000kg (LEO), 43,500kg(TLI) |
대한민국에서 출간된 서적 중에는 간혹 Saturn을 그대로 번역해버려서 토성 로켓으로 표기하는 경우도 있다. 고유명사는 번역없이 그대로 사용해야 한다. 가령 버거킹의 Whopper는 '와퍼'라고 부르지 '엄청 큰 것'이라고 번역하지 않는다.
4. 발사 목록
| <rowcolor=#ffffff> 시리얼 번호 | 미션 | 발사일 (UTC) | 발사패드 |
| SA-500F | 시설 통합 | ||
| SA-500D | 동적 테스트 | ||
| S-IC-T | 모든 시스템 테스트 | ||
| SA-501 | 아폴로 4호 |
1967년 11월 9일 12:00:01 |
39A |
| SA-502 | 아폴로 6호 |
1968년 4월 4일 12:00:01 |
39A |
| SA-503 | 아폴로 8호 |
1968년 12월 21일 12:51:00 |
39A |
| SA-504 | 아폴로 9호 |
1969년 3월 3일 16:00:00 |
39A |
| SA-505 | 아폴로 10호 |
1969년 5월 18일 16:49:00 |
39A |
| SA-506 | 아폴로 11호 |
1969년 7월 16일 13:32:00 |
39A |
| SA-507 | 아폴로 12호 |
1969년 11월 14일 16:22:00 |
39A |
| SA-508 | 아폴로 13호 |
1970년 4월 11일 19:13:03 |
39A |
| SA-509 | 아폴로 14호 |
1971년 1월 31일 21:03:02 |
39A |
| SA-510 | 아폴로 15호 |
1971년 7월 26일 13:34:00 |
39A |
| SA-511 | 아폴로 16호 |
1972년 4월 16일 17:54:00 |
39A |
| SA-512 | 아폴로 17호 |
1972년 12월 7일 05:33:00 |
39A |
| SA-513 | 스카이 1 |
1973년 5월 14일 17:30:00 |
39A |
| SA-514 | 미사용 | ||
| SA-515 | 미사용 | ||
5. 구조
5.1. 하부 다단 로켓
5.1.1. S-IC
S-1C 1단 로켓은 가장 밑에 위치한 로켓으로 보잉에서 제작했다. 중량 2,000톤(440만 파운드)에 높이 42m(138ft), 지름 10m (33ft), 그리고 33,000 kN(3,450톤)의 추력을 발휘하여 로켓을 61 km (38 mi)의 고도로 보내는 걸 담당한다. 이 스테이지의 엔진은 5개의 F-1 엔진이 각각 십자 형태로 배치되어 있고 중앙에 엔진 하나가 고정, 나머지 4개의 엔진은 유압으로 기울이는 것이 가능하여 로켓의 자세를 조정하는 역을 맡게 된다.[20]
이 S-1C는 트러스트 구조물이 가장 무거운 컴포넌트인데, 이게 21t (46,000lb)의 무게에 4개의 고정 장치가 추력이 생기기까지 로켓을 이륙하지 못하도록 잡아준다. 이 알루미늄 포징은 미국에서 가장 큰 것들 중에 하나였다. 그리고 4개의 자세안정 날개는 2,010°F(1,100°C)를 견딜 수 있다.
트러스트 구조 위에는 연료탱크가 위치했는데, 770,000 L (770 m3; 27,000 cu ft)의 RP-1 케로신 연료가 들어갔고 탱크의 중량만 해도 11 t (24,000 lb)에 7,300 L/s (7.3 m3/s; 260 cu ft/s)의 연료 분사가 가능했다. 질소는 탱크 내부에 사용되었는데 이는 연료 혼합이 되도록 발사 전까지 주입되었고, 비행 시에는 헬륨으로 압력을 형성하여 연료에 압력을 가한다. 여기서 헬륨은 산소 탱크 바로 위에 위치했다. 그리고 연료 탱크와 액화산소 탱크 중간에 인터탱크가 위치했다. 여기서 액화산소 탱크는 1,305,000(1,305 m3; 46,100 cu ft) 리터의 액화산소(LOX)를 저장했는데 여기서 특수한 설계를 하게 된다. LOX는 엔진으로 향하기 위해서는 파이프가 일자로 되어 있어야 하고, 이는 연료 탱크 내부를 지나야 한다는 점이다. 이를 위해 연료 탱크에 5개의 구멍이 필요했다.
2개의 고체 로켓이 4개의 콘 모양의 엔진덮개 내부에 위치했고[21], S-IC가 분리할 때는 이 고체 로켓들이 점화되어 분리된 1단을 밀어내게 된다. 이후 S-II(2단) 엔진이 점화된다. 또한 ODOP 수신기를 탑재, 지상에 각종 초기 정보를 가져다준다.
5.1.2. S-II
2단 로켓은 노스 아메리칸에서 제작했다. 이 단은 액화수소(LH2)와 액화산소(LOX)를 혼합하여 5개의 J-2 엔진에 공급한다. 출력은 1,000,000 lbf (4.4 MN).
S-II은 1959년 12월에 개발 지시가 떨어졌다. 여기서 로켓다인이 J-2 엔진 개발을 하게되고 노스 아메리칸이 수주를 받아 시일비치 캘리포니아에서 정부가 건설한 생산 공장이 완공된다. S-II은 총 중량 481톤에 중량의 7.6%만이 하드웨어이고 나머지 92.4%는 전부 액화수소와 액화산소의 중량이었다. 그리고 이 단도 첫 번째 단계와 마찬가지로 중앙 엔진은 고정되어 있고 나머지 4개의 엔진을 기울이는 것으로 자세를 조정하는 역을 맡는다. 여기서는 인터탱크(탱크를 사이에 있는 빈 탱크) 대신 벌크헤드를 사용하여 위는 LOX 탱크, 밑은 LH2 탱크를 배치한다. S-II는 2장의 알루미늄 시트가 레신으로 만든 허니컴으로 분리되어있는 더블 스킨 구조를 적용, 두 탱크 사이에서 126 °F (70 °C)의 온도차를 구현했다.
여기서 LOX 탱크는 타원형의 컨테이너로 지름 10m, 높이 6.7m에 83,000 US gallons (310m3), 총 789,000lb (358t)의 액화산소를 탑재했다. 이 타원형 컨테이너는 게임 그래픽의 폴리곤처럼 '12 고어'라고 불리는 삼각형 섹션을 용접, 그리고 2개의 원형 면적을 상당과 하단에 용접했다. 여기서 고어는 211,000L의 물을 수중 폭발 가공으로 모양을 만들었다.
LH2 탱크는 6개의 실린더로 구성되어 있고 그중 5개는 높이 2.4m에 6번째 실린더는 높이 0.69m이다. 여기서 가장 큰 문제는 바로 단열재인데, 액화수소는 끓는점인 -423°F(20.4K, -252.8°C)이하의 온도를 항상 유지해야 되기 때문이다. 그렇기 때문에 단열재가 엄청 중요한데 처음 설계는 잘 되지 않았고, 거기에 더해서 에어 포켓이나 붙는 특성도 좋지 않았다. 우선 단열재로 허니컴을 사용했지만 문제는 해결되지 않았고, 최종적으로 스프레이를 뿌리는 방식으로 변경했는데, 덕분에 중량도 낮추고 제작 기간 단축, 에어포켓 문제도 완벽히 해결하게 된다. LH2 탱크는 260,000 US gallons (980m3)의 적재량을 갖춰 153,000lb (69t)의 액화수소를 탑재한다. 그리고 S-II은 특이하게도 수직으로 놓은 채 제작됐는데, 이는 용접과 원형 모양을 최대한 알맞은 모양으로 만들기 위해서이다.
5.1.3. S-IVB
3번째 단으로, 새턴 IB 로켓의 2번째 단을 재활용하고 더글라스 항공 회사[22]에 발주를 했다. 이 스테이지는 J-2 로켓 엔진 하나만을 장착했는데 아폴로 계획에서는 2번 재점화를 한다. 첫 번째는 지구 궤도에 들어가기 위해서, 두 번째는 달 궤도로 들어가기 위한(달전이궤도투입, TLI) 속도를 얻기 위해 점화된다.
S-IVB는 공허중량 13.5톤, 만재중량 123톤으로 다른 단과 마찬가지로 엔진의 추력 편향으로 자세를 제어한다. S-IVB는 2가지 종류가 있는데 200 시리즈랑 500 시리즈가 있다. 200 시리지는 새턴 IB에 쓰였으며 3개의 고체 로켓이 단 분리 시 점화된다. 500 시리즈에 비해 엔진의 추력이 적고 연소시간이 짧다. 연소 시간은 200 모델은 8분, 500모델은 8분 30초이며 2번의 연소가 행하여진다. 첫 번째 연소는 지구 궤도를 마저 만들기 위해 연소가 돼지며, 두 번째 연소는 달에 향하는 궤도에 오르기 위해 실행된다.
참고로 이 S-IVB는 초기에는 연소가 끝나고 아폴로로부터 분리된 뒤에 남는 수소 가스를 방출하여 태양 주회 궤도에 오르도록 되어있었다. 하지만 아폴로 12호 발사 때는 연소 시간이 모자라 완전한 태양주회궤도에 오르지 못하고, 일정 주기마다 지구 궤도랑 태양 궤도를 오가게 되었다. 이때 어느 아마추어 천문학자가 아폴로 12호의 S-IVB를 발견하고 지구 궤도를 오가는 소행성이라 생각하고 'J002E3'이라는 이름을 붙였지만, 나중에 분광 스팩트럼 분석을 해본 결과 새턴 V의 페인트 성분이 검출되어 버려진 로켓이라는 결과가 나왔다. 추후 미션에는 달에 인공지진을 일으키기 위해 달 표면에 충돌시켰다.
5.2. 제어 유닛(IU)
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| 새턴 IU의 사진(좌), 내부 구조를 나타낸 그림(우). | |
새턴 V 제어 유닛(Instrument Unit, IU)은 새턴 V의 두뇌라고 할 수 있는 중앙 제어 컴퓨터이다. 이 유닛은 유도 시스템, 디지털 컴퓨터[23], 아날로그 비행 컴퓨터[24] , 비상 탐지 시스템, 관성 측정 장치[25]가 탑재된다. 납품 업체는 IBM이고 플랫폼은 밴딕스 주식회사, 디지털 컴퓨터는 IBM이 설계했다. 모든 선이 두가닥이다. 내부 CPU 부터 메인보드 및 램까지 모든 컴포넌트 간 연결된 선이 이중으로 놓여져 있다. 하나가 잘리면 나머지 하나가 작동해서 신뢰성을 높인다. 새턴 V의 실질적인 두뇌 역할을 하는 LVDC(Launch Vehicle Digital Computer; 발사체 디지털 컴퓨터)는 3개의 동일한 논리 시스템이 탑재되어 있었는데, 각 연산 단계에서 가장 많이 나온 연산 결과를 선정하여 다음 연산으로 넘기는 투표 시스템을 탑재하여 높은 신뢰성을 달성할 수 있었다.
LVDC의 프로그램은 메이저 루프와 마이너 루프로 나뉘어저 실행되었다. 메이저 루프는 2초 간격으로 실행되어 유도항법 연산을 실행하였으며,[26] 마이너 루프는 메이저 루프가 실행되는 도중 발생하는 인터럽트에 의해 40ms 간격으로 실행되어 자세제어 연산을 실행하였다.
5.3. 우주선-달 착륙선 결합기
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우주선-달 착륙선 간 결합기(Spacecraft-Lunar Module Adapter, SLA)는 S-IVB위에 올라가는 페어링. 총 4개의 패널로 구성되어 있다. 6.3m의 높이를 가진 4개의 패널은 모두 43mm 두께의 벌집 형태의 알루미늄 구조물로 만들어져 있으며, 달 착륙선이 이 안에 들어간다. 분리 시 내장된 폭약이 기폭돼서 4개의 패널을 분리시키며, 혹여나 폭약이 기폭이 되지 않을 때를 대비해서 여러 개의 기폭 장치들과 폭약들이 추가로 내장되어 있다. SLA의 윗부분에는 아폴로 사령 및 기계선이 올라간다.
5.4. 보조 추진 시스템(APS)
Auxiliary Propulsion System. S-IVB의 엔진이 정지한 상태에서 기체의 자세 제어에 사용되거나, 엔진 점화 전 울리지 모터[27]로 사용하거나, 엔진 가동 중 롤 제어 및 미세한 궤도 조절에 사용하기 위한 시스템이다. 각각 포드의 독립적인 연료 시스템은 연료로 52kg의 모노메틸 하이드라진과 산화제로 68kg의 사산화 이질소를 탑재하였다. 3개의 670N 추진기가 롤, 피치, 요를 제어하였고 하단의 310N 추진기가 울리지 모터로써 사용되었다. S-IVB의 상단에 장착된 IU로부터 신호를 받아 작동하였다.
5.5. 사령 및 기계선(CSM)
5.6. 달 착륙선(LM)
의
아폴로 계획
부분을
참고하십시오.5.7. 발사 탈출 시스템(LES)
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LES 테스트 발사 당시의 작동 영상(좌). 대체역사 드라마 포 올 맨카인드에서 LES로 탈출하는 아폴로 23호 사령선(우). |
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발사 탈출 시스템(Launch Escape System, LES) 또는 비상 탈출 시스템은 발사 시점에서 문제가 생길 경우 사용하는 사출좌석으로, 사령선 위에 올려진 첨탑처럼 생겼다. 로켓은 일단 점화하여 발사대를 떠난 뒤에는 다시 감속시켜 발사 이전의 정지 상태로 되돌리는 것이 불가능하므로, 사령선 자체를 별개의 로켓을 사용해 이탈시키는 방법이 사용되었다. 3기의 고추력 고체연료 추진기(탈출 추진기, 각도 조정 추진기와 탑 사출 추진기)가 탈출 탑(Escape Tower. 첨탑같이 생긴 부분)에 달려 있으며, 그 위에는 노즈 콘이 달려있다. 노즈 콘 안에는 'Q볼(Q-Ball)'이라 불리는, 8기의 피토관이 달려있는 장치가 있으며, Q볼은 비행 중 기체에 가해지는 공기역학적 상태를 측정하는 역할을 하였다. 노즈콘 하단에는 카나드가 장착되어 있었으며,[28] 맨 아래에는 사령선을 고체연료 추진기에서 나오는 화염으로부터 보호하기 위해, 사령선 보호 덮개(Boost Protective Cover)가 달려있다.
발사 탈출 시스템은 로켓 외부에 맨 위부터 엔진을 제외한 맨 아래까지 연결되어 있는 와이어 3개 중 2개가 끊어지거나 1단의 엔진이 2개 이상 정지, 기체의 각속도가 설정값을 초과할 경우 작동하여 사령선을 폭발하는 로켓에서 멀리 떨어뜨려 놓는다. 만약 로켓에 이상이 발생하지 않고, 정상적으로 작동한다면, 2단 점화 20~30초 후, 저절로 탑 사출 추진기가 작동하여 사출된다. 참고로 아폴로 12호에서 번개에 맞아서 전력 및 유도 시스템에 문제가 생겨 승무원들이 수동으로 탈출 레버를 당겨서 탈출하려 했으나, 다행히 그러지는 않았고 나중에 문제를 해결했다.
아폴로의 발사 중단 절차는 비행 단계에 따라 모드 I, II, III, IV로 나뉘어져 있었는데, LES는 새턴 V가 1단으로 비행할때 사용되는 모드 I 에서만 사용 되었으며, 2단 점화 30초 후에는 LES가 제거되었다. LES가 사출된 후에는 아폴로 기계선의 추진 로켓을 이용하여 발사체로부터 멀어지는 방식을 사용하였다.
6. 로켓 발사 절차
세부적인 새턴 V의 발사 절차(시퀀스)는 미션에 따라 조금씩 달랐지만, 크게 다음과 같았다.새턴 V의 IU에 위치한 ST-124-M3 관성 측정 플랫폼은 발사 17초 전까지 특정한 각도로 내부의 짐벌이 고정되어 지구의 자전에 의해서 로켓의 유도 시스템이 영향을 받지 않도록 하였다.[29] 발사 17초, 인터럽트 신호에 의해서 가이던스 기준 해제(GRR, Guidance Reference Release)가 발생한다. GRR이 발생하면 관성 측정 플랫폼의 고정이 풀려 컴퓨터가 우주 공간을 기준으로 로켓의 방향을 감지할 수 있게 된다.[30] 따라서 유도 시스템이 우주 공간에서의 유도 위한 준비가 완료된다. 자세한 내용은 영상을 참고하면 될 것이다.
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| 아폴로 11호 발사 당시 점화되는 F-1 엔진(좌), 연료 및 산화제 튜브와 고정 암이 해제되는 모습(우). | |
발사 8.9초 전, 먼저 1단의 중앙 엔진 추진제 밸브가 열리고 터보 펌프가 가동되어 연소실로 연료와 산화제가 주입된다. 몇 초 뒤 점화기가 가동되어 중앙 엔진을 시작으로 5대의 엔진이 모두 점화된다.
우선 모든 로켓은 탈출을 위해 지상을 벗어나야 한다는 공통점이 있다. 그렇기에 엔진 점화를 더욱 부드럽게 컨트롤하고 트러스트를 만들기 위하여 고정 암이 4군데에 설치되어 있는데, 이들은 충분한 출력이 발생될 때까지 로켓을 고정한다. 이후 컴퓨터로 자동화된 명령어를 통하여 암을 해제시킨 이후 치우고, LVDC(Launch Vehicle Digital Computer)가 롤을 명령하여 피치 기동을 한 뒤 원하는 방위각으로 로켓 방향을 조절한다.[31] 1단의 F-1 엔진은 만약 엔진 하나가 꺼지더라도 추력중심을 유지할 수 있도록 외측 4개의 엔진은 살짝 밖쪽으로 기울어진다. 로켓은 상승하면서 발사 약 12초 뒤에는 발사대 타워를 통과한다.
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| 새턴 V 로켓의 응축 구름(베이퍼 콘)[32] 과 1단 분리 장면. | |
로켓은 발사 후 약 1분이 될 즈음 고도 5.5에서 7.4킬로미터 사이에서 음속을 돌파한다. 발사 1분 20초 뒤, 로켓이 고도 13에서 14킬로미터 지점에서 최대동압점(Max-Q)을 통과한다. 연료를 소모하면서 로켓이 가벼워지고 엔진의 추력이 증대됨에 따라서 발사 후 2분 15초가 지나면 기체의 가속도가 4G에 다다르게 되는데, 가속도를 제한하기 위해 1단의 중앙 엔진이 정지한다.
2분 41초 후 1단 산화제 탱크나 연료 탱크가 빈 것이 감지되면, 모든 엔진을 정지한 뒤 1단을 분리한다. 이 때 기체는 67킬로미터의 고도에서 9920 km/h(≈2756 m/s)로 비행한다. 1단이 분리되는 순간 1단과 2단에 장착된 고체 로켓이 점화되어 서로를 띄워놓음과 동시에 울리지 모터로서 작동한다. 몇 초 뒤 2단 엔진이 점화되어 상승을 이어나가며 로켓의 꼭대기에 위치한 발사 탈출 시스템(LES)은 제거된다. 2단 점화 38초 후에는 새턴 V의 LVDC가 미리 입력된 상승 프로필에서 IGM[33]으로 변경되어 최적의 궤적을 따라 비행하게 된다. 2단 엔진 점화 후 일정 시간 뒤에 1단과 마찬가지로 중앙 엔진이 정지하는데, 이는 포고 현상의 억제를 위한 것이다. 또한 얼마 뒤 엔진의 혼합비를 변경하므로써 2단의 연료와 산화제가 동시에 소모되도록 돕는다.
2단의 연료 탱크가 빈 것이 감지되면 2단이 정지한다. 이 시점에서 기체는 170킬로미터의 고도에서 25,181 km/h(≈ 6995 m/s)로 비행한다. 2단이 분리되고 3단이 점화 되는데, 이때는 이미 기체가 궤도 속도에 근접한 시점이기 때문에 3단은 연료를 모두 소모하지 않고 연소를 중단한다. 3단 엔진이 정지하면 새턴 V는 200킬로미터 내외의 궤도에 오르게 된다.
달로 향하기 전 로켓은 지구 궤도를 2-4번 왕복하는데, 지상에서 항공기가 활주로에서 이륙 전 중요한 장치들, 순서를 점검하는 것처럼 달로 가기 전 각종 장치의 점검을 한다. 지상에서는 미국, 스페인, 오스트레일리아에 위치한 우주 기지의 레이더가 비행체를 추적하여 위치와 속도를 측정한다. 여기서 분석한 데이터는 유도 시스템에 보내지고, 우주선에 장착되어 있는 지령 컴퓨터 모듈에서 이를 통해 우주선의 위치와 상태를 분석하여 항법 데이터를 보정한다. 달-지구-비행체가 최적의 항적 각도를 이루게 되면 3단 로켓이 재점화하여 달로 향하는 궤도인 달전이(Trans Lunar Injection, TLI)궤도를 형성한다. 2번째 점화가 실행되기 전 3단의 하부에 부착된 O2H2 버너를 통하여 헬륨을 가압하여 추진제 탱크의 압력을 높인다.
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| 아폴로 17호의 '전환, 도킹, 추출 기동' 영상 (CSM 시점) | |
달전이궤도로 진입한 뒤 새턴 로켓은 '전환, 도킹, 추출 기동("transposition, docking, and extraction" maneuver)'이라고 불리는 특징적인 도킹 임무를 수행하게 된다. IU가 로켓의 운동을 제어하고 안정시키는 동안, 비행사들은 로켓 안에서 사령-기계선 모듈(CSM)을 빼낸다. 이후 CSM이 보조 로켓을 이용해 로켓 밖에서 180도 회전하고, 다시 로켓 안으로 돌아와 달 착륙선(LM)과 도킹하는 것이다. 마치 접착제로 붙여 꺼내듯 LM을 로켓에서 빼내면서 작업이 완료된다.
일견 공중에서 로켓을 꺼낸 뒤 다시 집어넣는 절차가 까다롭고 위험하다고 생각될 수 있으나, 이 역시 NASA의 연구진들이 최적화된 로켓 구조를 위해 고심한 결과였다. 새턴 5 로켓은 설계 당시부터 중량 및 유체역학적 부담을 이미 극한까지 활용한 상태였으며, 때문에 처음부터 사령-기계선 모듈(CSM)위에 달 착륙선(LM)을 미리 배치할 경우 발사 탈출 시스템(LES) 부분이 가분수가 되는 등 안전상의 우려가 제기되었다. 이 밖에 페어링에 붙어 있는 패널 분리용 폭약, 연료 엔진 및 보조 로켓의 분사구의 위치도 고려해야 했으며, 이는 설계를 더 복잡하게 만들었다. 결국, 사령선을 꺼내서 뒤집어 결합시키는 이 방식이 가장 간단한 방법으로 선정되었다. 실제 발사에서 이 절차는 다른 미션에 비해 그리 위험한 단계가 아니었음이 밝혀졌는데, IU와 자세제어 로켓에 의한 3단의 자세 안정화가 수월하게 진행되었기 때문이다. 아폴로 미션에서 정말로 위험했던 단계는 달에 착륙하는 부분과, 귀환 때 착륙선이 달 궤도의 사령선과 재결합하는 단계였다.
전환, 도킹, 추출 기동이 끝나면, 3단(S-IVB)는 자세를 유지하며 사령선이 멀어질 때 까지 대기하다가, 충분히 멀어지면 APS의 울리지 모터랑 남아있는 수소 가스를 이용하여 태양 주회 궤도로 진입하도록 궤도를 수정하였다. S-IVB가 분리되는 시점에서는 지구 탈출 속도에 근접하였기 때문에 약간의 연료만 있으면 달을 스윙바이 하도록 궤도를 수정하여 지구 궤도를 탈출할 수 있었다. 아폴로 11호 3단의 경우 이 로켓은 태양 주회 궤도에서 지금도 공전하고 있다고 한다. 아폴로 12호 이후는 달 표면에 충돌하는 방식을 택하게 된다.[34]
분리 이후 새턴 로켓의 역할은 끝나고, CSM과 LM이 달 착륙 및 지구 귀환까지의 모든 임무를 담당한다.
7. 엔진
7.1. F-1 엔진
해수면에서 약 6,770kN의 추력(152만 파운드의 추력)을 내는 인류 우주 개발 역사상 최강 단일 연소실 엔진[35] 타이틀을 가지고 있는 1단 엔진. 로켓다인이 디자인하고 제작했다. 비추력은 해수면 263초, 진공에서는 304초이며, 1단인 S-IC에 5기가 달려있다.
1단 엔진인 F-1 엔진은 대형 연소실과 벨, 그리고 인젝터 연료 분사 플레이트가 상단에 위치하고, RP-1(등유)과 액화산소(LOX)가 고압으로 2,816개의 구멍으로 분사된다. 인젝터 위에는 LOX 돔이 위치하는데 바로 추력의 힘을 엔진에서 로켓의 구조로 전달하여 부하를 덜어주는 역을 맡는다. 싱글 샤프트 터보 펌프는 연소실 바로 옆에 위치하고 이 터보 펌프의 터빈은 하단에 위치한다. 이 터빈은 가스 생성기에서 RP-1과 LOX를 혼합 연소하여 만들어진 배기가스를 이용하여 터빈을 구동하고 이후 이 가스는 히트 익스체인저를 통과한 후 노즐을 둘러싼 매니폴드를 통하여 엔진 벨에 주입된다. 여기서 마지막으로 고온의 가스가 냉각하여 노즐 연장을 녹여버리지 않게 한다. F-1의 터보 펌프의 터빈은 5,500RPM의 속도로 회전하며 55,000마력의 동력을 펌프로 공급 하였다.
터빈 바로 위에는 연료 펌프가 있는데 터빈과 연료 펌프는 같은 축으로 연결되어 있다. 연료 펌프는 두개의 입구와 출구가 있는데 펌프가 연료를 압축하여 고압 연료를 형성, 여기서 섯-오프 밸브에 보내지고 인젝터 플레이트로 최종 보내져 분사된다.
여기서 가스 생성기로 연료가 보내져 발화하게 된다. 또 따로 RJ-1 연료를 주입, 엔진에서 윤활제와 유압으로 사용된다.
터보 펌프 축 위에는 LOX 펌프가 장착되어 있는데 구조나 작동 방식은 이전에 설명한 연료 펌프와 동일하다.
연소실과 엔진 벨 내부는 수많은 파이프가 연료를 공급하는 역할을 한다. 이는 연소실과 벨 구조를 냉각시켜주면서 연료는 미리 가열시킨다. 점화가 제대로 이루어지도록 고압 연료 회로에는 유체 카트리지가 장착되어 있고, 인젝터 플레이트의 면에 분사 지점과 양쪽 끝 부분에 점화 다이어프램이 있다.
이 연료는 트라이에틸보론과 15%의 트라이에틸알루미늄으로 이루어져 있는데, 자연 발화성 물질이기에 액화산소와 접촉하면 점화가 가능하다.
발사 8.9초 전에는 오토 시퀀서가 신호로 엔진 내의 4개의 스파크 플러그를 작동시킨다. 여기서 2개의 스파크 플러그가 노즐 연장 내부에 위치, 터빈 가스를 점화시킨다. 나머지 두 개는 가스 생성기에서 연소를 위한 점화를 한다. 여기서 스파크 플러그는 링크를 태우고 이 링크는 전기 신호를 발생, 솔리노이드를 동작시킨다. 이 솔리노이드를 작동하기 위해서는 LOX 밸브로 부터 유압이 발생해야 하며 LOX는 LOX 펌프로 들어가 펌프를 서서히 작동시킨다. 이후 LOX는 인젝터로 들어간 후 연소실에 진입한다. LOX 밸브 개폐는 또 다른 밸브가 연료와 LOX를 가스 생성기에 주입하도록 열리게 하고 여기서 발화되어 발생한 배기가스는 터빈을 가속시킨다. 이를 통해 연료와 LOX의 압력이 터빈이 돌면서 높아지게 되고 배기가스는 엔진벨 내부에서 점화하게 되는데 엔진의 백파이어 현상이나 울컥거림을 방지하는 게 목적이다. 높아진 압력은 발화 연료 밸브를 개폐하게 되고 연료 유압이 점화 카트리지에 도달하게 되면서 카트리지가 즉시 파열된다. 이후 최종적으로 TEA/TEB 유체가 포트를 통하여 챔버에 투입, 챔버에 있는 LOX와 접촉하면서 자연 발화하게 된다.
실제 새턴 V 로켓에 장착해 실제로 발사할 때는 다른 인접 엔진에서 나오는 열기로부터 섬세한 엔진부품 들을 보호하기 위해 새턴 발사체 조립공장에서 엔진 전체를 인코넬 내열 합금의 금속박으로 꼼꼼하게 감싸서 사용하기 때문에, 무수한 파이프들이 다 드러나 있지 않고 마치 공사용 천막 등으로 전체를 동여맨 것처럼 보이므로 보통 박물관이나 엔진 단독 사진 그림 등에는 보이는 모양과 다소 달라 보인다.
F-1 엔진은 추력편향 장치가 달려있어 새턴 V가 비행 중 자세를 제어하기 위해 사용 되었는데, 외측의 4개의 엔진에는 각각 2개의 유압 서보 액츄에이터가 장착되어 추력편향 노즐을 구동하였다. 로켓이 지상에 있는 동안은 외부에서 RJ-1이 고압으로 공급되어 액츄에이터를 구동하고 로켓이 비행 중에는 연료 터보펌프 토출구로부터 고압의 RP-1[36]을 끌어와 유압으로 사용하였다. 액츄에이터의 토출구는 연료 터보펌프의 흡입구로 연결되어 액츄에이터로부터 토출된 RP-1은 재사용되었다. 유압 액츄에이터는 위치 피드백을 위하여 가변 저항을 이용하였다.
F-1 엔진의 터보 펌프는 5,500 RPM으로 회전하며 55,000 BHP 의 출력을 내었는데, 이 때 터빈은 5,300 kgf/m라는 미친 토크를 발생시켜 초당 2.5톤의 추진제를 연소실에 공급하였다.[37] 케로신을 연료로 이용하는 로켓은 연료의 밀도가 높아 펌프의 RPM이 낮은 편이다.
7.1.1. 부활?
이 엔진이 워낙 잘 만든 엔진이라 이 엔진의 제조사인 프랫&휘트니 로켓다인은 NASA의 새로운 우주발사체인 SLS(Space Launch System)의 부스터에 입찰했다. 부스터 하면 보통 스페이스 셔틀에 적용된 고체부스터를 떠올리나 고체부스터는 한번 연소가 시작되면 끌 수가 없다. P&W는 이를 어필하면서 입찰한 것이다. 문제는 당시 NASA와 로켓다인은 그놈의 '60년대 달 탐사' 연설 때문에 심각한 데드라인에 직면해 있어서 관련 자료를 대충 만들고, 일일이 수작업들과 가히 예술에 가까운 용접 작업들로 붙여 만든 건지라[38] 이런 초대형 액체로켓엔진에 대한 정확한 자료와 실무 경험이 없는 후대 직원들이 쩔쩔맸다고. 일례로, 이 F-1 엔진의 노즐 안쪽 깊은 곳에는 로켓연료와 액화산소를 연소실 안으로 분사해주는 수백 개의 인젝터 구멍이 나 있는데, 제작 당시 이 구멍들을 일일이 손수 뚫었다!NASA의 우주센터에 보관돼있던 한 F-1 엔진의 인젝터에는, 작업자가 빗나간 위치에서 구멍을 뚫다가 잘못을 깨닫고 정위치에 다시 뚫었던 흔적이 남아있다. 부품 하나하나 사람 손길이 많이 들어갔음을 보여주는 예.
결국 보존되어 있던 예비 엔진들을 하나하나 조심스럽게 분해해서 레이저 스캔을 떠 복제한 다음, 발전된 재료공학과 유체해석 소프트웨어 등을 적용해서 F-1A[39]를 개량한 F-1B를 만들어 냈다. 내용을 다룬 칼럼 원문을 링크한다. 젊은 기술자들이 자신들의 두 배 나이에 해당되는, 깊이 잠든 기술이었던 이 F-1엔진을 21세기에 와서 되살리는 스토리가 궁금하다면, 영어의 압박을 이겨내고서라도 볼 만한 글. 위에 나온 노즐 인젝터 사진과 함께, 60년대 제작 당시 수작업으로 여기저기 붙이고 갈아낸 엔진의 모습을 찍은 사진들도 보인다. # #
60년대에 설계된 F-1엔진의 연소실과 다공 외벽 노즐은 5600여개의 부품으로 이루어져 있었으나, 그간 발달된 재료공학과 유체역학, 설계 기술 등을 적용한 F-1B의 동일 파츠 부품 수는 겨우 40여개. 당시에 엔진을 개발했던 방법이 만들어보고→측정해보고→원하는 스펙인가→ PROFIT! 혹은 다시 만들고의 반복이었다고 한다. 현재 뭔가를 개발할 땐, 실물을 만들어보기 전에 최대한 컴퓨터 가상 설계와 계산을 통해 개발비를 줄이려는 걸 생각해보면... 국책사업으로 1964년부터 73년까지 당시 금액으로 무려 65억 달러를 들이부은 로켓의 위엄. 돈 얘기가 나왔으니 여담으로, 제작과 발사 과정을 포함한 1969년도의 새턴 V 로켓 한 대의 당시 비용이 1억 8천 5백만 달러. 60년대 금액이라 감이 잘 오지 않으니, 물가상승률을 대입해서 2015년 기준으로 금액을 환산해보면 미화 11억 9천만 달러라고 한다. 당시 원/달러 1,100원 환율 기준으로 우리 돈 1조 3천여억 원이다. 그 나로호가 한 대 제작해서 쏘는데 약 2천 억 원 가량 들었다고 하는데, 참고로 저건 한 기 발사 비용이고 전체 프로젝트의 비용은 당시에 64억 달러, 2015년 현재 410억 달러. 우리 돈으로는 45조 원에 달한다.
그러나 F-1 엔진 부활은 무산된 것으로 보인다. #
게다가 SLS 블록 2 부스터 입찰 또한 기존의 고체 부스터를 추가 개량한 것이 선정되면서 F-1 엔진의 설계를 완전히 복원시켰다는데 위안을 삼아야 하게 되었다. #
7.2. J-2 엔진
2단과 3단에 사용되는 엔진인 J-2 엔진에서는 추력 연소실과 벨은 스테인레스 스틸 튜브로 납땜하여 일체화되어 있다. 액화수소는 펌프를 통하여 튜브로 흘러 들어가서 추력 연소실을 냉각하는 기능을 하고 액체 연료를 가스로 바꾸는 역도 맡는다. 엔진은 2개의 터보 펌프를 가지고 있는데 모두 연료를 태우는 가스 생성기에서 발생하는 배기가스를 통하여 돌아간다. 터빈과 비슷한 원리를 생각하시면 될 듯하다. 고온의 배기가스는 가스 생성기에 의해 형성되면서 우선 연료 터보 펌프, 그리고 액화산소 터보펌프에 들어간 후 히트 익스체인저와 마지막으로 부분 연소를 마친 엔진 벨에 들어간다.
여기서 터보 펌프가 주 제어 밸브에 출력을 전달하고 추력 연소실 인젝터에서 액화산소 돔으로 보내진다. J-2 엔진의 인젝터 면은 스테인레스 스틸 층으로 형성되어서 일체 유닛을 형성하고 액화산소 인젝터는 614의 통로를 통하여 인젝터 면의 구멍을 이용하여 이 액화산소를 지나 연소실에 도달하게 된다.
각 통로의 주위에는 동심 원형의 연료 오리피스를 가지고 있고 여기서 오리피스는 다공성 인젝터와 결합되어 있다. 기체 연료는 각 액화산소 튜브 주위를 통과하여 액체가 분출될 때 분무한다. 여기서 가스화 수소의 약 5 % 정도가 스며 나와 인젝터 면을 냉각하고, 나머지는 고리 형상의 오리피스를 통과하게 된다.
점화 전에 밸브를 이용하여 추진제를 주입하는데 이는 부품을 작동 온도에 맞도록 냉각하는 역할을 한다. 만일 정상 작동 온도에 도달하지 않으면 가스가 형성되어 연료를 터보 펌프 베어링의 윤활유로 사용하지 못하게 된다. 'ASI (Augmented Spark Igniter)'는 인젝터 면 중앙에 위치하고 연료가 공급된다. 엔진의 점화를 위해서는 스파크에 의해 불꽃이 형성되고 이후 연소하게 된다.
헬륨 가스 탱크는 더 큰 헬륨 가스 탱크 내부에 위치하게 된다. 여기서 헬륨은 엔진의 밸브에 제어 압력을 제공하는 한편 수소는 터보 펌프를 가동하는데 필요한 가스 발생기가 점화되기 전에 터보 펌프를 회전하는데 사용된다. LOX 터보 펌프의 출력축에 위치한 PU (Propellant Utilization) 밸브는 LOX 유량을 제어하는 장치로 유량을 올리거나 낮출 수 있다. 이는 비행 중 엔진의 출력을 조정하여 최적화된 성능을 발휘한다.
J-2 엔진을 가동하기 위해서는 ASI 및 가스 발생기의 점화 플러그가 작동합니다. 헬륨 제어 및 점화 위상 밸브 또한 작동하게 된다. 헬륨 압력이 연료 공급 밸브를 잠그고 LOX 돔 및 기타 엔진 부품을 분리한다. 메인 연료 밸브와 ASI 산화제 밸브가 열리고 ASI는 불꽃을 형성하여 추력 연소실에 투입되며 연료는 연료 탱크의 압력으로 인해서 튜브를 통해 순환하기 시작한다. 미리 설정된 지연 세팅에 인해서 추력 연소실 벽이 연료에 의해 냉각되고, 스타트 탱크는 헬륨을 터빈으로 보내어 터빈을 회전시킨다. 이 지연 세팅은 엔진의 작동 환경에 따라 다른데 S-II 엔진의 경우 인터 스테이지로 연료를 보내어 냉각하는 시간을 가져서 1초간 지연하고 0.5초 이후 엔진 스테이지 제어 솔로노이드가 엔진 점화를 위한 준비를 시작한다. 이를 위해 가스 생성기의 제어 밸브를 열어 연소를 시작, 여기서 발생한 배기가스는 터보 펌프로 보내져 펌프를 가동시킨다. 이 작업이 완성되면 주 산화 밸브가 14도 정도 열려 액화산소가 연소실에 도달, 미리 연소실 벽에서 순환하고 있던 액화수소 연료와 반응하여 연소가 시작한다. 연소가 시작되는 가스 발생기의 제어 밸브를 열어 결과 배기 가스가 터보 펌프에 전원을 공급한다. Main Oxidiser 밸브가 열리고 LOX가 연소실로 들어가 챔버 벽을 통해 순환하고 있던 연료로 연소되기 시작한다. 가스 발생기 배기 가스가 LOX 터보 펌프를 우회하도록 허용 한 밸브는 폐쇄되어 터빈이 최대 속도까지 상승하도록 허용한다. 마지막으로 주 연료 밸브의 압력을 14 °로 유지 한 상태에서 블리드가 제거되고 밸브가 점차 개방되어 엔진의 정격 추력에 도달한다.
각 2단 엔진의 추력이 65%에 도달하면 메인 디스플레이 콘솔의 표시등이 꺼지게 된다.
J-2 엔진 또한 추력편향 시스템이 장착되어 있었는데, 1단의 F-1 처럼 유압 액츄에이터를 통하여 추력편향 노즐을 가동하였다. 허지만 1단과 달리 별도의 유압시스템이 있었는데, 유압 저장조에는 유압유가 들어 있었으며, 보조 전동 펌프나 J-2의 터보펌프 축에 연결되어 있는 유압 펌프로 유압을 만들어 추력편향 엑츄에이터에 유압을 공급하였다.
여담으로 컨스텔레이션 계획의 발사체였던 아레스 I의 2단 엔진이 이놈을 현대화시킨 J-2X라는 물건이였다. 실제로 제작까지 되고, 한 엔진은 22.5분간 연소시험도 진행했지만, 컨스텔레이션 계획이 취소되어버렸다. 그래서 아에로젯 로켓다인(전 로켓다인)은 기껏 개발까지 다 마쳐놓은 이 엔진을 SLS의 2단에 쓸 계획을 내놓았지만, 2013년에 개발이 중단되었다.
8. 모형화
반다이의 어른의 초합금 제1탄으로 아폴로 11호 & 새턴 V호 로켓이 출시되었다. 로켓 발사부터 사령선의 귀환까지 달 착륙의 모든것을 재현할 수 있는 굉장한 물건. 스케일은 1/144. 전고 76cm의 거체를 자랑한다. 덧붙여 그 2탄은 무려 1/144 동 스케일의 스페이스 셔틀.홍콩 프라모델 메이커 드래곤 모델은 무려 1/72 스케일의 새턴 V호 로켓을 출시한 것. 높이가 1.5미터나 된다! 드래곤 모델은 그전부터 닐 암스트롱의 12인치 피규어나 1/72 스케일 아폴로 우주선 금속제 모형 등을 이미 발매하고 있는데 퀄리티가 무척 좋은 편이다.
레고도 물론 모형화에 합류, 2003년 Discovery 카테고리 제품번호 7468로 한번 출시된 적이 있었는데, 당시의 한계로 그냥 원통 블럭을 쌓아서 스티커를 붙이고 로켓이라 우기는 수준이었다. 그로부터 14년 뒤인 2017년에 Ideas 17번(제품번호 21309, 재출시 92176)으로 재등장했는데... 총 부품수 1969개에 높이 1m, 폭 17.9cm, 직경 9cm의 괴물. 로켓 발사부터 사령선의 대기권 재돌입 후의 착수 모습까지 아폴로 계획의 모든 시퀀스를 재현 할 수 있다. 최상층부 첨탑 이외에는 상당히 튼튼하게 고정되며
미국의 양덕후들은 새턴 V 로켓을 1/10 스케일로 제작하여 실제 발사하는 기염을 토하기도 했다.
9. 창작물에서의 등장
- 플래그 더 문 - 3D 애니메이션 영화로, 아폴로 우주선을 탑재한 메인 로켓으로 나오며 설정상 나사 본부(케네디 우주센터)에 위치한 격납고에 보관되어 있지만 달을 독점하려는 CEO의 독주를 막으려는 대통령의 지시로 작동이 가능하게 수리를 한다음 담당자들을 은퇴한 아폴로 프로젝트 출신 우주 비행사들로 구성한 방식의 현역으로 재배치 시켰다.
- 수퍼 소닉 - 후술할 레고 제품으로 간접적으로 등장.
- 레고 - 제품번호 21309. 새턴 V 3단 분리, 달에 착륙한 달 착륙선과 착수 후의 아폴로 사령선이 구현되어 있다.
10. 기타
새턴 V 로켓에 탑재 통제 컴퓨터(LVDC)는 이 당시에 막 보편화되기 시작한 집적회로를 대량으로 사용한 최초의 임베디드 컴퓨터 중 하나다. 1961년에 채용된 ICBM 미니트맨이 트랜지스터를 그대로 때려박고 2층짜리 회로기판을 손으로 그린 원시적인 설계를 한 반면, 고작 6년 뒤에 발사 성공을 견인한 LVDC는 트랜지스터 4개로 이루어진 집적회로를 12층 PCB에 박아 거의 수십 배에 달하는 집적도 향상을 이루어냈다.아폴로 계획 소프트웨어 개발 책임자인 MIT 연구자 마거릿 해밀턴(Margaret Hamilton 1936~) 옆에 쌓인 통제컴퓨터 프로그램 천공카드. 높이가 그녀의 키만 하다.
개발 시 소위 돈지랄을 잘 보여주는 예시가 있다.
연료가 실제로 분사되는 판, 인젝터 플레이트는 사실 단순히 여러 개의 구멍이 뚫린 판이 아니라 배플(칸막이)가 입체적으로 X자 / 8칸으로 배열되어있는 구조인데, 여기에는 그럴만한 사정이 있었다. 실용 액체연료 로켓 엔진 중 단일 엔진이 이 정도 추력을 내는 경우는 전에도 없었고 지금도 없으므로, 개발자들은 항상 엔진에 문제가 생길 점을 염려했다. 연소시험을 계속 시행하던 도중, 엔진이 찢어지거나 아예 터져버리는 현상이 꾸준히 발생했는데, 이게 원인이 랜덤빵 수준이라 도저히 어디서부터 잘못된 것인지 파악을 할 수가 없었다. 하지만 근성 가진 엔지니어들은 근본적인 원인이 인젝터 플레이트 부근에서 생기는 음파적 공진(acoustic resonance)이라는 것을 파악해 냈고, 이를 해결하기 위해 스피커 내부나 녹음 스튜디오 등에서 경험적으로 쓰던 배플 구조를 차용하기로 했다.(당시 컴퓨터 시뮬레이션이 없던 시절이다). 쉽게 말하면 연료 분사와 연소에서 나오는 어마어마한 진동이 고온 고압의 벨 바로 위쪽에서 양의 피드백을 만들어냈고, “고유 진동수”와 비슷한 원리로 로켓을 찢어버린 것이다. 그리고 여러 형태의 구조를 순전히 시행착오만을 이용해서 (즉, 일일이 다 만들고 실제 연소과정을 거쳐서 → 돈을 들여서!) 하나 하나 소거해 나가고, 마지막 후보로 단 하나의 구조만 남기는 데에 성공하여 인젝터 플레이트의 형상은 지금과 같은 형태가 되었다.
사실 여기까지만 했으면 흔히 볼 수 있는 험난한 개발 과정이라고 생각하겠지만, 여기서 끝나면 돈지랄이 아니다.
"아무튼 연소시험은 통과했으니 끝!"이 아니라, 개발진은 여기에 발사시의 진동 및 충격, 발사 중 분리 과정에서의 충격, 연료가 소모됨에 따라 무게중심이 달라지는 과정에서 발생하는 진동의 변화 등이 더해지면 아무튼 로켓이 찢어질 수 있다는 생각에, 개발진들은 배플 사이사이에 폭약(...)을 설치하고 이를 여러 시나리오에 맞춰 실연소를 시키는 도중 하나하나 폭파시켰다. 여하튼 그렇게 해도 엔진이 찢어지지 않는 점을 확인하고 나서야 새턴 V 사람을 태우고 하늘을 날 수 있었다.
이러한 형태의 개발은 한 나라, 그것도 세계에서 가장 돈이 많은 나라이자, 두 세계 최강국 중 하나였던 나라의 수장(대통령 존 F 케네디)이 "직접 달에 가자"고 공돌이/공순이들 가슴에 불을 지르고, "아직 멀었냐?!"고 미국 의회의 울화통에 불을 지르던 1960년대 미국에서나 가능할 것이다.
새턴 V가 발사되는 과정에서 로켓의 모든 부분은 LVDC가 자동으로 제어한다. 아폴로 사령선에서 LVDC로 명령을 내릴 수 있었지만 새턴 V가 궤도에 오른 뒤 3단의 엔진이 꺼지기 전까지는 이것이 안되도록 막아놓았다. 따라서 발사중인 새턴 V는 관제센터도, 아폴로 승무원도 수동으로 조종할 수 없었기 때문에 IU에 문제가 생긴다면 발사를 중단할 수 밖에 없었다.[40] 다행히도 IU의 신뢰성이 높아 문제가 생긴 적은 없었다.
[1964–1973년]
[1969–1971년]
[3]
여기서 V는
로마 숫자 '5(Ⅴ)'로, 과거 의역하여 '새턴 5형 로켓'이라고 부르기도 했다. 이 때문에 영어로 '새턴 브이'라고 읽으면 옳지 않으며, '새턴 파이브'로 읽는 것이 맞다.
[4]
아폴로 계획은 본래 20호까지 예정되었으나 축소되어 17호에서 끝남에 따라, 남은 새턴 로켓들이 스카이랩에 쓰였다.
[5]
다만 크고 강한 것이 오히려 도움이 됐을 수도 있다. 결국 달까지 가는 데는 엄청난 양의 연료가 필요하고, 연료가 부족한 것보다야 당연히 많은 게 낫기 때문이다. 새턴 로켓이 이보다 작았으면 로켓에 한 단을 추가하든 사령선의 연료 적재량을 늘리건 어떻게든 미션 성공을 위해 연료를 더 가져갈 방법을 모색해야 했을 것이다.
[6]
대한민국의
나로호와
누리호 발사 시도들을 보면 알겠지만, 로켓 발사 성공은 대단히 어려운 것이다. 그런데 누리호보다 두 배 이상 높고 수십배는 더 복잡한 초대형 로켓이, 그것도 1960년대에 단 한 차례도 발사 실패가 없었던 건 정말 잘 만들었다는 뜻이다. 한편 소련의 달 탐사용 로켓인
N1 로켓은 상대적으로 저출력인 엔진 30개를 묶고 단수를 4단까지 높여 제작되었지만, 4회의 발사 시도에서 모두 폭발했다.
[7]
대표적인 예시가
아폴로 13호 발사 당시 2단 로켓의 중앙 엔진이 예정보다 일찍 꺼진 것. 대신 나머지 4개의 엔진을 좀 더 오래 점화시키는 걸로 간단히 출력 문제를 해결했다.문제는 '잔'고장은 그것 밖에 없었지
[8]
아폴로 1호 화재 사고로 사망한 우주비행사들은 미션이 아니라 지상 훈련 중 순직한 것이다. 게다가 이들이 타고 훈련하고 있던 로켓은 새턴 V도 아니었다.
[9]
사실 자세히 따지고 보면 5단이다. SLA와 달 착륙선이 있기에...
[10]
이후
스페이스X가 2023년 4월 20일,
스타십을 발사하면서 그 추력을 넘어서게 되었다! 참고로 새턴 V의 추진력은 약 3460톤, 슈퍼 헤비는 이보다 두 배 이상인 약 7347톤이다. 사실 이 추진력도 슈퍼 헤비 부스터에 200톤 가량의 추력을 내는
랩터 엔진을 33개 달아서 나오는 추진력이다. 새턴 V 엔진은 단일 엔진이 700톤힘의 추력을 낸거다.
[11]
2018년 11월 28일에 75톤 엔진 1기를 단 시험발사체 발사가 성공했다. 75톤 엔진 4개를 클러스터링한 누리호는 2021년 10월 21일에 발사하였다.
[12]
물론 21세기 넘은 요즘에는 이러한 일반 추력의 엔진을 많이 달아 고출력 로켓을 만드는 것이 개발비 절감의 비법으로 사용되기도 한다. 대표적으로
스페이스X는 팰컨 1, 팰컨 9, 팰컨 헤비 모두 동일한
멀린 엔진을 사용하면서 엔진 개수만 늘려 개발비를 절약했다. 현대의 컴퓨터 기술로 다수의 로켓 엔진들을 효율적, 체계적으로 총괄 제어하면 이러한 전략도 안전성을 보장할 수 있지만, 당시 소련은 그런 기술이 없었다.
[13]
새턴 V가 발사될 때 최대 210dB의 소음이 발생했다고 추정되는데, 이 정도의 소음에 노출되면 죽을 수 있다. 비록 조종석은 엔진에서 멀리 떨어져 있었고 방음이 되는 구조였지만, 그럼에도 불구하고 내부에서 120dB 수준의 상당한 소음이 들렸다고 한다.
[14]
1단
[15]
2단
[16]
3단
[17]
F-1 엔진 5기, 1단
[18]
J-2 엔진 5기, 2단
[19]
J-2 엔진 1기, 3단
[20]
중앙의 F-1은 S-IC 분리 전에 셧다운된다.
[21]
총 8개.
아폴로 15호때 4개로 줄였다가 S-IC가 S-II에 거의 부딪힐 뻔하여 다시 8개로 복귀시켰다.
[22]
훗날
맥도넬 더글라스로 바뀐다.
[23]
![파일:lvdc_memory.jpg]()
여기 들어가는 메모리는 신뢰성을 높이기 위해서 0.5 mm 지름의
토러스 형태의
페라이트
자석 링을 수천만개나 교차해 직조한 자기 저장 장치를 사용했다. Saturn V memory unit 이라 검색하면 확인할 수 있다. 마치 중세 시대
체인 메일 처럼 자석이 촘촘히 얽혀 있는 모습이다. 이 로켓의 엔진을 만들 때와 마찬가지로 재봉사들이 수작업(!)으로 하나하나 눈으로 보면서 직조해 만든 노가다의 결정체다. 메모리 플레이트는 한 판당 8,192비트의 데이터를 저장할 수 있었으며, 총 14장의 메모리 플레이트가 들어갔다.
[24]
이 컴퓨터는 LVDC의 명령을 받아 엔진의 짐벌(
추력편향장치)을 제어하는 역할을 하였다.
[25]
ST-124-M3 플랫폼이 탑재되었으며, 저항을 줄이기 위해 질소 가스 베어링이 사용되었다.
[26]
이는
사령선 및
달 착륙선의 컴퓨터인 AGC도 같다.
[27]
액체 로켓의 추진제는 무중력 상태에서 추진제 탱크 내부에 둥둥 떠다니는데, 엔진 점화 전 미세한 추력을 가해 추진제를 탱크 밑부분으로 보내 엔진이 사용할 수 있도록 돕는 시스템이다.
[28]
카나드는 LES가 작동한 뒤 사령선을 진행 반대 방향으로(즉, 히트 실드가 진행 방향을 향하도록) 회전시키기 위해 사용되었다. 낙하산이 작동하기 위해서는 바람이 아래에서 불어와야 했기 때문이다. 대기가 희박한 고고도에서는 사령선의 추진기를 이용하여 기체를 회전시킨다.
[29]
관성 측정 장치에는 적외선 빔을 받을 수 있는 작은 프리즘이 있었는데, 지정된 장소에서 이 프리즘을 통해 적외선 빔을 쏘면 내부의 센서가 빛을 감지하여 짐벌의 모터를 회전시켰다. 따라서 바람이나 다른 요인으로 인해 로켓이 흔들리더라도 시스템이 영향을 받지 않았다.
[30]
즉, 지구의 자전으로 인해 로켓이 회전하는것 또한 감지할 수 있다는 이야기이다. 여담으로, 발사 영상을 보면 GRR이 발생하고 나면 "Guidance is internal" 이라는 멘트가 나온다.
[31]
롤 및 피치 명령은 저장된 프로그램에 의해 제어되며, 네비게이션 시스템과는 독립적인 시스템이었다. 그리고 이 명령은 시간에 따라 명령어를 지시하는 단순한 방식이다.롤 기동은 오픈루프로 행하여졌기 때문에 단순히 몇초동안 롤을 하고나서 멈추는 식이였다. 따라서 외력이 작용한다면 롤 각도가 틀어질수도 있었던 셈.
[32]
흔히
소닉붐으로 알려져 있으나, 사실 베이퍼 콘의 존재는 음속 돌파와 별개의 개념이며, 음속보다 낮은 속도에서도 발생하고 대기의 상태에 따라 차이를 보인다.
[33]
Iterative Guidance Mode의 약자로, 1단 비행 시에는 기체의 비행상태에 상관 없이 시간에 따라 자세를 변경하며 상승하였지만, IGM이 사용된 2, 3단은 컴퓨터가 기체의 비행 상태를 실시간으로 파악하여 효율적인 궤적을 따라 비행하도록 기체를 능동적으로 제어하였다. 쉽게 말하자면 길을 외워 가는 것이랑, 네비게이션을 이용하여 목적지의 경로를 실시간으로 확인하며 따라가는 것의 차이라고 볼 수 있다. 아폴로 6호와 아폴로 13호에서 2단의 엔진이 일부 정지하였음에도 궤도에 오를 수 있었던 것이 IGM이 자동적으로 엔진 추력 감소에 대응하여 기체를 제어하였기 때문이다. 반면 1단은 IGM 없이 비행하기 때문에 엔진에 문제가 생기면 궤도를 크게 이탈할 가능성이 높다.
[34]
여담으로, 아폴로 12호의 3단은 연소시간이 불충분하여 지구 궤도와 태양 주회 궤도를 반복적으로 왕복하였는데, 처음 발견 당시에는 소행성으로 착각하여 J002E3이라는 이름을 가지게 되었다.
[35]
최강의 엔진은
에네르기아에 달렸던 RD-170. 다만 이놈은 연소실이 4개였다.
[36]
즉, 별도의 유압 계통을 넣지 않고 연료 자체를 유압유로 사용한 것이다.
[37]
해당 토크 값은 RPM과 마력을 이용하여 계산된 것이다. 토크를 비교 해보자면,
코닉세그 제메라가 280 kgf/cm의 토크를 발생시키며,
Dash 8의 엔진이 1200 RPM에서 기당 3000 kgf/cm의 토크를 발생시킨다.
[38]
이게 가능했던 것이 항공기 엔진을 만드는데 있어서도 수준높은 용접기술이 필수적인데,
프랫&휘트니는 항공기 엔진 제작사인 덕분에 그러한 고급 인력들을 다수 보유하고 있었기 때문이다.
[39]
새턴 V에 적용된 F-1을 개량한 버전으로, 제안되었으나 사용된 적은 없다.
[40]
유일하게 수동으로 조작 가능한 부분이 발사체 자폭 명령과 비상탈출이었다.