载人登火运载器核热推进末级总体方案初步研究

本文由北京宇航系统工程研究所的李平岐 陈海鹏 洪刚 朱永泉 王建明等共同编撰，发表于《国际太空2017年09期》，以下为文章内容：

对于载人登火任务，若采用常规的化学推进技术，地球出发规模达到1400t，而采用核热推进技术后，地球出发规模可降低至800t。核热推进技术以其高比冲、大推力的独特性能，具有化学推进火箭无法比拟的深空探测优势。

前期火星探测任务表明，火星上具备生命存在的某些必备条件，尤其是水的发现，极大地激发了人类在火星上寻找生命的热情，成为近年来国际深空探测的热点。核热推进技术以其高比冲、大推力的独特性能，具有化学推进技术无法比拟的深空探测优势。而且随着核动力技术的逐步发展，核能源安全问题可以得到可靠解决。为了确保我国在未来深空探测领域能够发挥更大作用，发展核热推进技术具有重大意义。

本文以载人登火任务为背景，对核热推进运载器的总体方案进行了初步研究，对核热推进运载器的总体性能、设计特点以及关键技术进行了初步分析和梳理。

随着人类对火星的了解越来越多，美国国家航空航天局、俄罗斯联邦航天局、欧洲航天局都已开始进行移民火星的科学研究，有望在21世纪30年代中期实现人类登陆火星的梦想。其中，美国国家航空航天局早在1988年就已经开始了载人火星探测的方案研究，并形成了载人登陆火星的“火星参考任务”（DRM）系列方案。

美国《载人火星 探索 设计参考体系5.0》（Mars DRA5.0），基本确立了“重型运载火箭+核动力末级”的总体方案，其基本方案为采用7发重型火箭将核热推进级、载人/货运有效载荷送至近地轨道，之后在近地轨道分别对接成2发货运火箭和1发载人火箭，由核热推进运送至火星并返回地球。早期，美国载人火星探测方案曾提到过利用传统化学推进系统进行载人登火，地球出发规模高达1400t。核热推进系统的结构与化学火箭发动机类似，推力也大致相当，但比冲提高到900 950s左右，地球出发规模得以降低到800t。Mars DRA5.0方案总体上采取“人货分运、物先人后”的原则。

美国Mars DRA5.0载人登火方案

参考美国Mars DRA5.0方案，我国也开展了初步的载人登火任务规划，按照地球出发规模700 800t考虑，共进行7 8次发射，在近地轨道进行5次对接。

1）由重型运载火箭1将核热推进奔火变轨级1送入近地轨道；

2）由重型运载火箭2将核热推进奔火变轨级2送入近地轨道；

3）由重型运载火箭3将轨道舱1（火星着陆下降器和上升器）送入近地轨道；

4）由重型运载火箭4将轨道舱2（火星表面生活舱和火星车）送入近地轨道；

5）由重型运载火箭5将核热推进奔火变轨级3送入近地轨道；

6）由重型运载火箭6将液氢贮箱送入近地轨道；

7）由重型运载火箭7将载人摆渡航天器（含飞船2）送入近地轨道；

8）由载人火箭将载人飞船1送入近地轨道。

将核热推进奔火变轨级1和轨道舱1在近地轨道对接，由核热推进奔火变轨级1将轨道舱1送入奔火轨道，轨道舱1与奔火变轨级1分离，之后由轨道舱1制动、气动减速将下降器和上升器送入环火轨道，下降器和上升器着陆火星表面；将核热推进奔火变轨级2和轨道舱2在近地轨道对接，由核热推进奔火变轨级2将轨道舱2送入奔火轨道，轨道舱2与奔火变轨级2分离，之后由轨道舱2制动、气动减速将火星表面生活舱和火星车送入环火轨道，等待后续入轨的载人飞船；将热推进奔火变轨级3、液氢贮箱、载人摆渡航天器和载人飞船1依次在近地轨道对接，航天员由载人飞船进入摆渡飞行器，由核热奔火变轨级3（和液氢贮箱）将载人摆渡航天器和载人飞船送入奔火轨道、环火轨道。载人摆渡飞行器和先入轨的火星表面生活舱在环火轨道对接，生活舱与摆渡飞行器其他部分分离，之后生活舱和飞船2降落在火星表面。

完成使命后，航天员通过火星上升级和飞船2进入火星轨道，并与载人摆渡航天器其他部分和载人飞船1进行交会对接。返回地球之前，航天员进入载人飞船1，与摆渡航天器分离，直接再入地球。

核热推进动力系统主要包括核热发动机和增压输送系统两部分组成。目前，国内核热发动机还处于概念设计阶段，核热发动机在原理上与以液氢为工质的膨胀循环发动机类似，不同的是将氢氧燃烧室替换成核反应堆。液氢推进剂从贮箱出来经泵增压后首先进入发动机冷却夹套冷却推力室后气化，之后分为两路：一路直接进入推力室，另一路吹动涡轮后进入推力室。进入推力室的氢气经核反应堆加热之后，变成高温高压气体经喷管高速喷出，形成推力。

核热发动机概念原理图

（1）核热发动机比冲

发动机比冲正比于推进介质温度的开方，反比于分子量的开方。由于材料及传热的限制，燃烧室温度一般不会超过3000 4000K，因此降低分子量是提高比冲的有效途径。

化学燃烧产物的分子量一般都超过10，而核热发动机可以直接将低分子量介质加热至高温，从而产生高比冲。目前而言，核热发动机最好的工作介质是液氢，既有良好的冷却和膨胀做功能力，又是分子量最小的单质。为最大化提高介质温度，核燃料棒技术水平对比冲性能起着决定性作用，是核热发动机最为核心的关键技术，也是我国在核热发动机领域与国外差距较大的技术。

目前，俄罗斯在该领域处于最高水平，其三元碳化物技术可将氢加热到2800K以上，从而实现发动机比冲超过900s。在发动机面积比为300和喷管效率为0.96的情况下，随着氢加热温度的提高，比冲相应发生变化。

（2）核热发动机推质比

核热发动机由于有核反应堆及相关屏蔽层的存在，推质比低于常规的液体火箭发动机，但远大于电推进发动机，美国核热发动机推质比设计值最高达到4.8，一般取在3 4之间。核热发动机推质比取决于与核相关的组件，如反应堆、反射层、屏蔽层、控制机构等，与常规低温发动机相关组件，如推力室、喷管、涡轮泵等质量仅占10%左右。

对于核热发动机的反应堆，构成部分主要由堆芯（含燃料和慢化剂等）、反射层、反应性控制系统、屏蔽以及其他堆内构件组成。

以美国载人登陆火星用的核热发动机反应堆为例，经估算，核反应堆的总质量约3422kg，而发动机推力约111.2kN，推质比为3.314。再综合考虑发动机喷管、涡轮泵以及推进剂输送管等，实际工程应用中核热发动机推质比在3左右。

（3）核热发动机起动、关机性能

常规火箭发动机的能量来源于推进剂的化学反应，其加速累积和减速释放的过程与推进剂的供应量直接关联，因此可以实现比较快速的起动和关机。

而核热发动机采用核反应堆作为能量来源，其起动关机过程很大程度上取决于反应堆的工作需求和特性，特别是核反应堆在停堆过程中，部分产物的辐射效应还会持续较长时间，需要持续予以冷却。

通过分析美国的核热发动机研制经验，核热火箭发动机的起动关机过程与常规火箭发动机有一定的差异，尤其是在发动机关机后还要维持一个较长时间的冷停堆过程。

对34吨级月球摆渡用核热发动机的起动和关机特性进行了初步分析，该发动机以美国“运载火箭用核发动机”（NERVA）计划研制发展的NRX系列发动机为原型，设计总温2361K，设计室压3.1MPa，真空比冲822s，设计推力下流量为41.7kg/s。

1）起动过程。核热火箭发动机的起动过程与常规低温火箭发动机有点类似，但时间要长得多。

起动第一阶段，液氢在贮箱压力作用下流经涡轮泵、推力室、反应堆等，反应堆处于较低功率，该过程大约需要25s，主要作用是将发动机充分预冷，并将反应堆预热。

第二阶段发动机开始加速起动，温度达到额定工况，推力达到额定推力的60%，历时约22.7s；

第三阶段是在总温保持不变的情况下，室压增大至额定工况，推力达到100%，历时约3.6s。总体来看，核热发动机起动过程历时约52s，扣除发动机预冷时间，也需要约27s，起动过程的平均比冲大约只有600s。

2）关机过程。核热发动机的关机过程基本是起动过程的逆过程，但耗时要更长一些。首先，发动机要先降功率至60%工况。这一过程发动机总温保持不变，室压降低，历时约3.6s，此过程发动机比冲不变；而后，发动机在这一状态维持1 3min，主要目的是降低后续冷停堆过程中废热的产生量，以节省推进剂消耗；然后，发动机总温、推力再继续下降到发动机关机，还需要维持一个长时间小流量冷却的废热排放阶段。该34吨级核热发动机的整个关机过程历时约350s。整个关机过程中，发动机平均比冲约为600s。

核热发动机与常规发动机最大的不同就在于发动机关机后还存在一个废热排放的阶段，这主要是由于反应堆停堆后，一些反应产物仍然具有很强的放射性，会释放出废热。以34吨级月球摆渡用核热发动机为例，该过程持续约64h，推力约为134N，比冲约400s，由于持续时间较长，这一过程中液氢消耗需要考虑，同时，这一过程的冷却氢可设计用于发电，为整个飞行器提供一定的电力来源。

核反应堆在运行时将放出γ射线和大量的中子，这些射线和中子将对航天器上的电子元器件和航天员产生危害，因此需要加以屏蔽，将其辐射水平降到许可值以下。对于空间应用的反应堆，由于体积质量的限制较严格，其电子元器件和航天员处于相对集中的位置，可采用阴影屏蔽的方式，将辐射水平保持在较低水平。

对于使用核动力的航天器，一般设计成细长形结构，即仪表舱、人员舱位于一端，核反应堆位于另一端，两端之间为液氢贮箱。

由于中子及γ射线的直线运动特定，且需屏蔽的位置相对集中，需要将屏蔽的区域放在屏蔽块的阴影区。

辐射屏蔽布置示意图

参考大亚湾和秦山核电站大修制定的防护指标，集体剂量不超过600（人·mSv），个人最大剂量不超过15mSv，考虑到核热推进末级受体积质量的限制，其辐射水平可能会略高，假设核热推进系统辐射安全区的允许泄露值小于每天20mSv，此数值已大大超出大亚湾和秦山核电站大修时制订的辐射防护指标要求。

按照火星探测任务周期为3年考虑，并假设上述辐射被火箭电气产品全部吸收，则整个任务周期累计吸收剂量为21.9J/kg，在目前的产品水平下，非抗辐射半导体元器件可以承受不小于100J/kg的电离辐射剂量。

可见，火箭电气产品受到的辐射剂量要小于元器件的承受能力，核热推进对电气系统方案并不产生本质影响，但是核热发动机必须具备基本的辐射屏蔽能力，将对外辐射控制到一个可接受的范围内。

对于深空探测任务，复杂的深空辐射环境是航天器面临的主要环境，暴露在地磁层之外的深空环境中充满了高能量的混合空间辐射。

采用核热推进的航天器布置图

根据航天器在深空的飞行阶段可将深空环境分为三部分：

一是从地球飞往其他星球旅途中的空间辐射环境，其主要辐射源是太阳粒子事件和银河宇宙射线；

二是航天器降落星体过程中的空间辐射环境，其主要辐射源为星体磁场俘获的太阳宇宙射线和银河宇宙射线粒子；

三是航天器所降落的星体表面的辐射环境，主要是星体吸收宇宙辐射后所发生的二次辐射。

深空辐射环境引起的危害主要是辐射损伤和单粒子事件，深空辐射环境中充满的高能电子、质子和少量的重离子与航天器材料作用，将引起航天器材料的性能损伤与破坏，其中高能电子对航天器材料产生电离作用、高能质子和重离子对航天器材料产生电离作用和位移作用。

在进行深空探测航天器电气系统设计时，要考虑光热辐射引起的单粒子事件造成计算错误，或改变存储器中的数值等风险，软件设计时需考虑这种情况，采用计算冗余、错误校验等方法进行检测判别，确保箭机计算的正确性。

核热推进上面级的工作环境在大气层以外，不会受到气动载荷的作用，因此其结构方案设计可以不受气动外形限制。以俄罗斯发布的核热动力运载器的概念图为例，运载器的主体承载结构以杆系为主，以此来提高运载器结构效率。而且由于没有整流罩空间的限制，有效载荷结构形式的灵活性更大、空间分布方案更多。

核热推进系统只需要液氢一种工质，因此只需要液氢一种贮箱，不需要另外设置氧化剂贮箱，在结构设计上的约束更少，可以更好地进行结构方案的优化。

但是采用核热发动机后，相比常规发动机将承受更恶劣的高温环境条件，这就需要在结构设计过程中全面考虑发动机附近结构、仪器和电缆等的热防护需求，保证各系统、单机的正常工作。

而且与常规发动机相比，核热发动机结构更加笨重，这就需要增大发动机部分，尤其是反应堆周围的结构强度，同时保证发动机各部件的密封性。

俄罗斯核热动力运载器概念图

参考美国Mars DRA5.0方案，提出了与美国类似的载人登火初步方案，地球总出发规模约700 ~ 800t，分三次完成地火转移，单次地球出发规模约300吨级。通过分析从停泊轨道分别加速至地球出发能量C3e为8或20km2/s'时的发射效率、工作时间、引力损失以及入轨质量，给出核热推进末级的推力规模以及核热发动机的总体参数建议。

假设停泊轨道为高度200km的近地圆轨道，核.热发动机推质比取3、比冲取905s，考虑引力损失影响，不同推力规模情况下，对核热推进运载器的发射效率情况进行分析，其中，发射效率指扣除核热发动机干重的入轨质量(进入地火转移轨道)与停泊轨道出发质量的比。可以看出，当过载在0.13~0.16之间时，其发射效率最高。

在发射效率已经考虑了不同过载的情况下，变轨时间不同带来引力损失影响，具体影响为过载越小，工作时间越长，引力损失越大，但发动机干重较小。按照单次地火转移的出发规模300t考虑，核热推进剂运载器的推力应该在45t左右最佳，结合美国、俄罗斯核热发动机研究情况，建议核热发动机推力按照15t考虑，核热推进运载器按照3机并联。

地球转移发射效率随过载变化情况

核热推进技术以其大推力、高比冲等特点在未来深空探测任务中具有无可比拟的优势，但也应看到，目前距离核热技术的工程应用还有很长的路要走，还需要攻克很多的技术难题。根据目前的基于核热推进的载人登火任务分析，核热推进运载器从地球出发到达火星需要约180天，在火星停留- -段时间后(一个星期至一年半时间不等)，核热发动机再点火返回地球，因此推进剂长期贮存时间应至少为半年时间，这对现有液氢长期储存技术的挑战极大。

另外，核热发动机推力高温气氢比热(总温2500K时约为20000kJ/kg K)要远高于传统氢氧发动机的高温燃气比热( 燃气总温3400K，燃气比热3000kJ/kg K左右)，导致壁面热流密度高于传统发动机，从而给冷却带来极大困难。

因此，要实现核热推进在载人登火任务中的应用，需重点解决核热反应堆小型化、核热发动机推力室冷却、推进剂长期贮存等重大技术难题。

美国土星5号运载火箭浅析

TRRE 发动机是一种将涡轮、火箭和冲压发动机通 过 结 构 高 度 集 成 、热 力 循 环 和 工 作 过 程 的 有 机组 合

而 形 成 的 高 度 一 体 化 的 吸 气 式 组 合 循 环 发 动机。

当前阶段，TRRE采用成熟涡轮与火箭冲压复合燃烧室并联、共用进排气系统的方案，

能够在Ma=0~6+,H=0~33km范围内稳定工作，

并具备较好的综合性能。

它利用火箭技术使发动机具备了灵活的推力调节能力，实现了涡轮与冲压的平稳接力，

缓解了高超声速下的推阻矛盾;

利用涡轮技术，提高了发动机在低速模态下的比冲性能;

适合亚、超、高超声速巡航，并在全速域具有较强的机动能力;

具有强的工作鲁棒性，通过火箭射流增强燃烧，大幅拓展稳定工作边界，火箭燃气可以富燃、富氧并直接可作为燃油喷注器，适合低动压等条件工作，

为飞行器总体性能优化和热防护方案优化提供更多可行空间。

TRRE发动机为实现全飞行剖面下综合性能最优，

开拓了新思路。

其典型工作过程如下:

Ma=0一2发动机工作于涡轮模态，若起飞或跨声速时推力不足可开启高速通道引射火箭，

工作于高低速通道组合模态;

Ma=2左右关闭低速通道，完成高低速通道模态转换;

Ma=2~6加速过程工作于冲压模态或火箭冲压模态;

Ma=6巡航状态工作于冲压模态;

此外，根据高马赫数低动压飞行和机动突防需求，可适时开启引射火箭，工作于火箭冲压模态。

导读： 土星5号运载火箭（英文：Saturn V），译农神五号，亦称为月球火箭，是美国国家航空航天局（NASA）在阿波罗计划和天空实验室计划两项太空计划中使用的多级可抛式液体燃料火箭。

一、

土星运载火箭简介

土星5号运载火箭是土星运载火箭系列的一个型号。土星运载火箭是在红石导弹（Redstone）和丘辟特导弹（Jupiter）的基础上开始研究的，包括土星1号、土星1B号和土星5号三个型号，由马歇尔太空飞行中心总指挥沃纳?冯?布劳恩与他的火箭团队设计研发。

起初，马歇尔太空飞行中心为执行不同的航天任务而设计了不同的几种火箭，其中C-1火箭是土星1号运载火箭的原型，C-2、C-3和C-4火箭都终止于设计阶段。直到1961年下半年，C-5火箭的构型得到确认。1963年，NASA确认选择C-5火箭作为阿波罗计划的运载火箭，同时给了这枚火箭一个新的名字——土星5号。

二、

土星运载火箭发动机

1、H-1发动机

土星1号和土星1B号的第一级均采用8台H-1发动机。H-1是一种液氧/煤油火箭发动机，源自于纳瓦霍导弹，能产生20万磅力(约90吨)推力。后来发动机推力增加到20.5万磅力(约93吨)。

2、RL10发动机

土星1号第二级采用6台RL10发动机。RL10发动机是美国研制的第一种液氢燃料火箭发动机，其改进版被用于多种运载器。该发动机第一次地面试车是在1959年，成品的第一次飞行是在1963年11月。RL10发动机发展出了众多的型号，包括RL10A-1、RL10A-3、RL10A-3A、RL10A-4、RL10A-4-1、RL10A-4-2、RL10A-5、RL10A-5KA、RL10B-2、RL10C等；目前应用较为广泛的型号是RL10B-2，用于德尔塔3型和德尔塔4型火箭的第二级。

在NASA于2005年宣布的猎户座宇宙飞船计划中，月球着陆舱(LSAM)采用四台RL10为下降段提供主动力，这能为NASA在登月项目上节约大量资金。另外，通用可扩展低温发动机（CECE）正是依据RL10发动机设计制造的。

3、F-1发动机

与土星1号和土星1B号不同的是，土星5号第一级放弃了H-1发动机，而是采用了推力更大的F-1发动机。

F-1发动机研制过程

F-1发动机（以下简称F-1）是在美国航宇局和马歇尔太空飞行中心领导下于1958-1967年由洛克达因公司研制和生产的。发动机在1967到1973年服役。F-1最早的研制时间可以再上溯到1955年美国空军提出的445吨推力发动机计划。经过两年的技术攻关，参与计划的工程师们完成了各种技术细节的研究，做出了包括一台全尺寸的推力室在内的一些测试部件。1959年3月，原型机开始正式点火测试，成功达到了445吨的推力要求。

1959年1月，NASA与洛克达因公司签订了F-1的设计和研制合同，随即开始了F-1的研制。1959年初，做出使用InconelX管制成再生冷却推力室的决定（InconelX系列的合金后来还用到了X-15验证机、SpaceX的火箭、F1方程式赛车、特斯拉的ModelS等产品上面）。

为了将管束固紧在一起，美国修建了最大的燃气钎焊炉，并成功研制了钎焊法，第一台燃烧室于1961年8月17日钎焊成功。其他主要工程均于计划开始后三个月内展开。1959年2月，开始建造爱德华基地，建设三个试车台和地面设备。

1960年3月，全尺寸燃气发生器建造完成，同年11月，涡轮泵制造并组装完成。1961年4月，安装了以上两个部件的系统首次短程试车成功，峰值推力达到729.5吨。1961年7月整台F-1于100万磅（453吨）推力下首次通过短程热试车。

1961年11月，F-1涡轮泵首次以全功率(6万马力)工作时间进行了试验。6个月后，F-1以150万磅（680吨）全推力在大约2.5分钟飞行时间下进行了试车。在不到2个月后，NASA宣布批准洛克达因公司生产55台F-1的合同，并继续进行研究直到1966年。

1964年12月16日，F-1完成了飞行额定试验。NASA宣布准备并联试验和飞行试验。这些试验仅在一个月内就完成了，而通常需二到三个月才能完成。F-1组合件试验于1966年初夏完成。最后的鉴定试验于1966年9月完成。发动机首次飞行是在1967年11月9日进行的。

F-1发动机结构与性能

F-1发动机以燃气发生器循环为基础，在燃气发生器内燃烧一小部分燃料，产生燃气以驱动涡轮泵将燃料和氧化剂泵入主燃室，燃料和氧化剂混合并燃烧产生推力。发动机顶部是一个半球形小室，小室之下是喷射器，用来混合燃料和氧化剂。

一部分燃料进入喷射器，另一部分燃料通过178根管道直接通入推力室。盘旋的管道形成了推力室的上半部分，管道里面流过的低温燃料可以起到给推力室降温的作用，同时又充分预热了燃料自身。

燃料和液氧由不同的泵泵入，但泵由同一个涡轮驱动。涡轮转速为5500RPM，可产生55000制动马力(41MW)。在此功率下，每分钟可泵入58564升煤油和93920升液氧。涡轮泵可以应付严酷的温度环境：煤气的温度高达816℃，而液氧的温度低至-184℃。一些燃料煤油被用作涡轮的润滑剂和冷却剂。

推力室下方是喷嘴的延伸，大致延伸到发动机的一半长度位置。延伸部分将发动机的膨胀比从10:1提高到16:1。涡轮机排出的低温气体通过锥形歧管进入延伸部分，保护喷嘴在高温(3200℃)下不受损坏。

随着任务的进展，土星5号火箭的负荷逐渐增大，每次任务对发动机的性能要求略有差异。

洛克达因公司在F-1基础上开发出了新款的F-1A发动机。F-1A比F-1更轻，且推力更大（达到927吨），然而随着土星5号生产线的停产，F-1A发动机从未使用过。从上世纪70年代开始，不断有各种关于使用F-1来开发新型火箭的意见，但都未能成行。F-1一直保持着最强单燃烧室液体火箭发动机的地位。

4、J-2发动机

J-2发动机概况

J-2发动机由洛克达因公司制造，发动机最初的设计可以追溯到1959年Silverstein委员会的建议。洛克达因公司在1960年6月获得了研发J-2发动机的许可，初次飞行在1966年2月26日进行。

J-2发动机以低温液氢(LH2)和液氧(LOX)为推进剂，是美国在RS-25发动机之前曾生产的最大的液氢燃料火箭发动机，每台发动机在真空中能产生105吨的推力。J-2真空比冲为421秒，海平面比冲为200秒，质量约为1788kg。除了土星5号，曾有在其他大型火箭的上面级上使用多台J-2发动机的提议，例如Nova火箭。

J-2发动机工作原理如下：少量氧和氢进入燃气发生器并燃烧，产生的燃气依次推动氢涡轮泵和氧涡轮泵，最后将燃气注入喷管作为气膜冷却。液氢由氢泵加压后，先全部用于冷却喷管，然后大部分进入燃烧室作为燃料，小部分进入燃气发生器。液氧由氧泵加压后大部分直接进入燃烧室，小部分进入燃气发生器。J-2只有主泵，没有预压泵。

J-2发动机用于土星5号的S-IVB级时，能在关机之后再次点火。第一次点火持续约2分钟，将阿波罗飞船送入一个近地停泊轨道。在乘员确认飞船运转一切正常之后，J-2发动机重新点火，将航天器组合体加速送上奔月轨道。

J-2发动机在它的 历史 中进行了数次较小的改进，以提高发动机的性能。此外还有2次大型升级计划，包括采用拉伐尔喷管的J-2S和采用塞式喷管的J-2T，但两者在阿波罗计划结束后都被取消了。

J-2S

1964年，洛克达因公司为了改进J-2的性能而研发了这个试验版本，最主要的改动是将燃气发生器循环换成抽气循环，即通过燃烧室上的管道供应热气体，而不是通过独立的燃烧器。这些改动除了要移除发动机上部分结构，还降低了发动机启动的难度并妥善地协调了各燃烧室的关系。

其他的改动还包括节流系统、可变的燃料混合系统。还有一个新的“空闲模式”，它提供很少的推力，可用于在轨机动，或在再次燃烧之前稳定燃料箱。

试验中，洛克达因公司生产了六台样机，命名为J-2S。从1965到1972年，这些样机总共试车30858秒。1972年，美国当局决定不再生产土星5号，该发动机的研制也告一段落。而NASA考虑将J-2S用于其他用途，在众多航天飞机方案中，其中就有用五台J-2S来驱动的方案。

J-2T

J-2T是给J-2S加装一个新的塞式喷管，这会显著提高发动机的性能。试验用的两台发动机，J-2T-200k达到了20万磅力(90吨)的推力，J-2T-250k达到了25万磅力（113吨）。J-2T的研制工作也随着阿波罗计划的停止而停止。

J-2X

J-2X是J-2的一个新版本，它曾被计划用于已经取消的 星座 计划和奥赖恩载人飞船。原先的计划是使用两台J-2X来驱动地球出发级（EDS），每台J-2X将提供29.4万磅力（133吨）。J-2X将比J-2效率更高且更简单，但比航天飞机发动机成本低。J-2X的研究工作持续到2013年，目前已暂停。

三、

星5号火箭一级（S-IC级）

土星5号第一级（S-IC级）的两个箭体试制件由马歇尔太空飞行中心制造，并分别在阿波罗4号和阿波罗6号中得到验证。1961年12月，波音公司拿到了S-IC级的生产合同，S-IC推进器在位于路易斯安那州新奥尔良的波音公司密乔装配厂中建造。这家工厂也负责建造航天飞机外部燃料箱。

S-IC级推进器的高度达42米，直径10米（不包含尾翼），净重131吨，装满燃料后重量将近2300吨。五个F-1发动机排成十字型，中心的发动机位置固定，周围的四个发动机可以通过液压转向以控制火箭。

在飞行中，中央的发动机要比周围的发动机早关闭26秒，以限制加速度。在发射中，S-IC推进器将工作168秒钟（升空7秒前点火），随后发动机关闭。此时火箭的高度大约是68千米，而火箭大约飞行了93千米，速度达到2390米/秒。

在发射时，5台F-1火箭发动机产生3405吨的推力，这么大的推力需要坚固的承力结构。S-IC级有着整个火箭上最大的零件：5台主发动机的承力支架主梁，重21吨。

S-IC级的结构设计反映了F-1发动机、推进剂、控制、仪器和连接系统的要求，结构的主要材料为铝合金。主要包括：前裙、氧化剂箱、箱间段、燃料箱和推力结构。

前裙

前裙连接氧化剂箱与S-II级，包括前脱落插头连接板、电气和电子仪器盒、液氧箱和级间段的排气系统。前裙的外蒙皮用7075-T6铝合金制成，并用隔框和桁条进行了加强。

氧化剂箱

氧化剂箱的容量约136万升，箱壁由经机械铣成的T形剖面整体加筋加强，加筋上连接环形隔板。箱底上安装的十字形板用来防晃和消旋。贮箱为一个2219-T87铝合金的圆筒，上、下有两个半椭球形的箱底。氧化剂箱蒙皮厚度不等，后段厚0.25英寸，前段厚0.19英寸，分八段逐渐变薄。

箱间段

箱间段结构用来保持液氧箱和燃料箱之间的连续性，内部有与箱间脱落插头连接的液氧加注和排泄接头。蒙皮壁板和环框全部用7075-T6铝合金制成。

燃料箱

燃料箱容量约817649升，上、下有两个半椭球形的箱底，贮箱内壁上安装防晃板，箱底有十字形消旋板。由液氧箱引出的五条输送管穿过燃料箱，通到F-1发动机。箱底内部粘一层轻质泡沫填料，作为燃料吸除器，使贮箱中残留的无用燃料减到最少。贮箱蒙皮用2219-T87铝合金制成，后段厚0.193英寸，前段厚0.17英寸，分四段逐渐变薄。

推力结构

推力结构是发动机及其附件、底部热防护板、发动机整流罩和尾翼、推进剂管路、反推火箭以及环境控制管路的支撑结构，把五台发动机的集中载荷分散成均匀载荷。推力结构的外蒙皮由7075-T6铝合金制成。

位于S-IC级底部发动机摆动平面前部的热防护板，在飞行时对发动机的关键组件和底部结构进行热防护。热防护板是一种蜂窝结构壁板，由15-7PH不锈钢箔制成的蜂窝芯板和厚0.254毫米的面板钎焊而成。每台外围F-1发动机外部都用锥形整流罩保护着，以防止气动加载。整流罩内部有反推火箭和发动机作动器的支架。

四、

星5号火箭二级（S-II级）

土星5号第二级（S-II级）由北美航空公司（北美航空公司作为洛克维尔国际的一部分于1996年被波音公司收购）制造。S-II级使用液氢和液氧作为燃料，共有5个J-2火箭发动机。S-II级发动机的排列也呈十字形，外部的发动机可以提供控制能力。

S-II级有24.8米高，直径与S-IC级相同，都是10米。S-II的净重大约36吨，加满燃料后重达490吨。S-II级两个低温储箱（液氢储箱和液氧储箱）之间只用了一层板子相隔，这个隔板中间采用了苯酚蜂窝夹层结构，两侧用铝箔覆盖，需要承受两个燃料箱之间70℃的温度差。

S-II级可以在大气层外为土星5号提供大约36吨的推力。这级火箭的箭体主要用7075系的铝合金制成。

S-II级结构由壳体(包括前裙、后裙和级间段)、推进剂箱(包括液氢箱和液氧箱)和推力结构组成。壳体结构传递第一、第二级的助推载荷(轴向载荷、剪切和弯矩)以及相邻级、推进剂箱和推力结构之间的壳体弯曲和纵向力。

推进剂箱内装液氢和液氧推进剂，也是前裙和后裙之间的结构支撑。推力结构把五台J-2发动机的推力传给壳体结构，承受发动机推力产生的压缩载荷和承受发动机不工作时发动机重量产生的拉伸载荷以及S-II级助推时发动机重量产生的悬臂载荷。

壳体结构

壳体结构部件的结构形式相同，其中后裙和级间段因受力较大，故为较重型结构（前裙蒙皮厚度为0.04英寸，后裙和级间段为0.071英寸）。每段均为半硬壳式简壳，由7075号铝合金制成，外部用帽形截面桁条加强，内部用隔框增加稳定性。

推力结构

推力结构也是半硬壳式结构，但其形状为截锥形，锥的下底直径为18英尺，上底直径33英尺。推力结构同样用隔框和帽形截面的桁条加强。四对推力纵梁(在每台外围发动机处有两条)和一个中心发动机十字形支撑梁承受和分散J-2发动机的推力载荷。推力结构用7075铝合金制成，结构下部安装有玻璃纤维蜂窝夹层热防护板。推力结构还用来安装S-II级携带的大部分系统组件。

推进剂箱结构

液氢箱由圆筒形箱壁和上、下两个椭球形箱底组成，箱壁由六个短筒组成，各段用纵向和环向加强件加强。箱壁和箱底均由2014铝合金材料制成，并用熔焊方法焊接在一起。

贮箱共底（液氢箱的下底也是液氧箱的上底）为一种粘接的蜂窝夹层结构，这种结构可有助于保持液氢和液氧的低温特性。夹层结构的面板用2014铝合金板制成，为椭球形壳；中间的蜂窝夹芯用玻璃纤维/酚醛材料制成，夹芯的厚度不等，顶端厚约5英寸，周边厚0.008英寸。

液氧箱由上、下两个半椭形底组成，箱底由瓜瓣形板拼成，内表面铣成网格形。贮箱内部安装的三块环形防晃板抑制液氧晃动和液面扰动；贮箱下底液氧出口处安装了十字形消漩板，以消除液氧箱出口处产生的漩涡和使贮箱中推进剂剩余量最少。

系统隧道管

半圆形的系统隧道管安装在S-II级外部，从后裙部通到前裙段，内装有电缆、增压管路和贮箱推进剂消散用的火工品。S-IC级与仪器舱连接的电缆也通过这条隧道管。

五、

土星5号火箭三级（S-IVB级）

土星5号第三级（S-IVB级）由道格拉斯飞行器公司(于1967年与麦克唐纳公司合并，1997年一同并入波音公司)制造。除了级间的调整结构和重启动的能力，这一级几乎和土星1B号第二级完全一致。S-IVB级高18米，直径6.6米，净重11吨，加满燃料后重114吨。它使用了一个J-2火箭发动机，在两个燃料柜间也使用了共享箱壁。

S-IVB级在任务过程中会使用两次，在S-II级关闭后点火工作2.5分钟，在月球转移轨道射入阶段点火大约6分钟。两个加满液体燃料的辅助推进设备装在S-IVB级尾部，用来在待机轨道和月球转移阶段控制火箭的高度。

S-IVB级的基本结构组成：前裙、推进剂箱、后裙、推力结构和后级间段。除推进剂箱外，其他部分全为蒙皮桁条铝合金结构。

前裙段

前裙为液氢箱和仪器舱之间的支撑结构，由仪器舱上的检修门（参见仪器舱照片）可以检查前裙中的设备。前裙内有五块环境调节板，用来支撑各种电子组件，并对它们进行热调节。前裙外面安装了前脱落插头连接板、天线、液氢箱排气口和遂道管整流罩等。

推进剂箱

推进剂箱是一个圆筒状容器，两端有半球形底。中间的共底为半球形蜂窝夹层结构，夹层结构的上、下两个半球形面板由2014-T6铝合金制成，玻璃纤维/酚醛材料制成的蜂窝夹芯粘接在两块面板中间，液氢箱的内表面铣成网格形，网格形的内壁粘有聚氨酯泡沫瓦，瓦上用涂了密封胶的玻璃纤维布覆盖。

贮箱的箱壁承受前裙对接面前部的所有载荷，并把发动机的推力传给有效载荷。液氢箱内部有一个34英尺长的连续电容传感器、9个冷氦气瓶、温度和液位传感器、预冷泵、防晃板、防晃致偏器，以及加注、增压与排气管等。液氧箱内部有防晃板、预冷泵、13.5英尺长的连续电容传感器、温度和液位传感器，以及加注、增压与排气管等。

推力结构

推力结构是一个倒置的截锥壳，连接液氧箱后底与发动机支座。它为发动机提供连接点，并把发动机的推力均匀地传给整个贮箱的周边。推力结构外部安装发动机的导管、电缆和对接板、氦气瓶、液压系统、氧/氢燃烧器，以及某些发动机和液氧箱的仪器。

后裙部

圆筒形的后裙是液氢箱与后级间段中间的承力结构。一个易断的张紧连接件在S-II级分离时断开，使后裙与级间段分离。

后级间段

后级间段是一个截锥形壳体，是S-IVB级与S-II级之间的承力结构，也是S-II级和S-IVB级之间所需要的电气和机械连接的会合处。S-II级的反推火箭安装在级间段上，分离时级间段仍与S-II级连接。

六、

土星5号仪器舱

仪器舱由IBM制造，是装在土星5号S-IVB级顶部的一个圆筒形结构。它的内壁分布着土星5号火箭的弹道计算机、姿态稳定系统等关键部件，是整枚火箭的大脑。

仪器舱的基本结构是一个由铝合金蜂窝夹层材料制成的短圆筒，这是由三块长度相等的蜂窝夹层板拼成的，前后端框由挤压成的特制铝型材制成，型材粘接到蜂窝夹层上。之所以用此种结构，是因为它具有较高的强度重量比、良好的隔音和热传导特性。仪器舱的三块弧形板分别是检修壁板(Fin-A)、飞行控制计算机壁板(Fin-B)和惯性导航平台壁板(Fin-C)。

在上图中，左下方有一个检修门，这附近就是Fin-A。检修门旁边有个黑色的管子，这管子和上面的整个环形的管路是连在一起的，是用来控制土星5号大脑温度的环境控制管路。黑色管子下面藏着一个2.7升的小气瓶，内有高纯氨气。黑色管子右侧的圆柱形罐子是储水箱。水箱左侧的红色盒子是D-30电池系统。

水箱右侧是弹载计算机和弹载数据记录仪。正下方（记录仪右侧）的盒子里是控制指令分配器和遥测遥控指令译码器。这个盒子右边的那些盒子是遥测天线对应的电子器件盒，包括VHF遥测天线、c波段天线、PCMCCS天线等。

右侧的那个大球就是存放氨气的地方，供气压力为703吨/平方米。大球旁边是ST-124-M3惯性导航陀螺仪。

右上方的大方盒子为土星5号火箭的ST-124-M3惯性导航陀螺稳定平台的控制电路。平台旁边是加速度计信号调节器和专门供给导航系统用的56伏电源。另外的电源系统还有28伏直流电源，供小负载的电气系统使用，另有5伏直流电源供传感器使用。

七、

星5号运载火箭应用情况

八、

土星5号之后美国重型运载火箭的发展