Saturn IB

Porovnanie pôvodných koncepcií Saturnu C-1 a skutočných rakiet Saturn I a IB tak, ako boli postavené

Počas vývoja Saturnu I dochádzalo k mnohým zmenám jeho konfigurácie a nové koncepcie sa objavovali takmer každý mesiac. Pôvodná von Braunova koncepcia Saturnu s raketou Titan ako druhým stupňom bola rozšírená o mnoho ďalších možných riešení a jedným z nich bolo využitie vtedy novej technológie motorov na kvapalný vodík. Súbežne s prechodom ABMA a Saturnu pod Národný úrad pre letectvo a kozmonautiku bola zriadená takzvaná "Silversteinova komisia", ktorá mala za úlohu zhodnotiť navrhované koncepty a vybrať najlepšie riešenie.[1] Jednotlivé koncepty boli zotriedené do skupín a označené písmenami A, B a C. Skupina C zahŕňala vodíkové motory a s nimi spojené takzvané nekonvenčné kryogénne technológie. Koncepty C zároveň poskytovali najvyššie výkony az politického hľadiska ich pokročilá technológia znamenala demonštráciu americkej technologickej úrovne.[1] Komisia teda rozhodla v prospech variantov nazvaných C-1, C-2 a C-3. Po ďalších zmenách a škrtoch zostal len dvojstupňový koncept C-1. Tento koncept mal mať druhý stupeň osadený štvoricou nových motorov XLR-119. Vývoj XLR-119 sa stretával s problémami a nakoniec bol zrušený. C-1 bol preto vybavený zväzkom šiestich slabších motorov RL-10. Zväzok šiestich motorov mal nevýhody plynúce zo zložitosti riadenia a synchronizácie chodu všetkých motorov. Preto bol zahájený vývoj nového konceptu C-1B, ktorý bol neskôr pomenovaný Saturn IB.

Kombinácia kvapalného kyslíka a vodíka ako raketového paliva bola vďaka vysokému špecifickému impulzu pre inžinierov NASA veľmi lákavá a koncom roka 1959 bolo vypracovaných niekoľko štúdií o možnostiach vývoja silnejších motorov. Vtedy nový motor RL-10 ponúkal ťah iba 67 kN (súčasná verzia RL-10B-2 používaná na druhom stupni rakety Delta IV má ťah 110 kN), ale pre zamýšľané misie na Mesiac bol potrebný ťah radovo stovky kilonewtonov. V priebehu prvej polovice roka 1960 boli pozvaní bývalí členovia Silversteinovej komisie, aby vybrali firmu, ktorej zverili vývoj a výrobu nových motorov J-2.[2] V júli 1960 bola vybraná firma Rocketdyne a konečný kontrakt bol podpísaný v septembri 1960. Hlavným cieľom konštruktérov z Rocketdyne bola bezpečnosť, pretože išlo o prvý silný motor navrhovaný pre pilotované lety.[2].

Vývoj sa rýchlo rozbehol a už v novembri prebehol prvý test vstrekovačov pre nový motor. Ešte pred koncom roka 1960 postavil Rocketdyne veľkú vákuovú komoru, špeciálne navrhnutú pre simulovanie podmienok otvoreného vesmíru. Pri vývoji boli použité vtedy nové metódy simulovania behu motorov pomocou počítačovej analýzy.[2] Roku 1961 práce rýchlo napredovali a v januári 1962 bol vykonaný prvý testovací zážih. V júni 1962 podpísala NASA s firmou Rocketdyne ďalší kontrakt na pokračovanie vývoja do roku 1965 a výrobu 55 kusov motorov J-2. V rovnakom čase NASA oznámila zámer postaviť novú dvojstupňovú nosnú raketu Saturn C-1B, ktorá bude schopná vyniesť na nízku obežnú dráhu kompletnú kozmickú loď Apollo alebo samotný lunárny modul.[3]

Porovnanie jednotlivých verzií stupňa S-IV, vľavo pôvodný S-IV Saturnu I, uprostred S-IVB Saturnu IB, vpravo S-IV Saturnu V

Druhý stupeň S-IVB vychádzal zo druhého stupňa Saturnu I. Označenie IV nesie preto, že bol plánovaný ako štvrtý stupeň skôr odmietnutého konceptu C-4. Kontrakt na vývoj pôvodného S-IV Saturnu I bol udelený v apríli 1960 firme Douglas Aircraft Company.[4] Toto rozhodnutie bolo urobené po spoločnej dohode ABMA a NASA (ABMA v tom čase ešte nebola plne integrovaná do NASA). Výber firmy Douglas vyvolal kritiku, pretože konkurenčný Convair mal s vývojom vodíkom poháňaných motorov väčšie skúsenosti a mal už vlastný program vývoja stupňa Centaur. Vtedajší riaditeľ NASA T. Keith Glennan rozhodnutie zdôvodnil tým, že Convair mal vyvinúť aj stupeň S-V, ktorý vychádzal z Centaura, a hrozil by tak vznik monopolu na vodíkové stupne.[4]

Po oznámení zámeru postaviť dve nové rakety C-1B a C-5 (Saturn IB a Saturn V) bol kontrakt s Douglasom rozšírený o vývoj a výrobu novej verzie stupňa s väčším priemerom osadeného jedným motorom J-2. Vylepšená verzia S-IVB mala byť použitá ako druhý stupeň Saturnu IB a ako tretí stupeň Saturnu V. Podobnosť medzi verziami S-IV a S-IVB bola značná a mnoho súčastí bolo použitých priamo na novom stupni. Za rozhodnutím vylepšiť druhý stupeň Saturnu I stála snaha o urýchlenie programu Apollo pomocou štandardizácie použitých súčastí.[5] Veľký vplyv na konečnú podobu S-IVB mala koncepcia misie na Mesiac, nazývaná Lunar orbit rendezvous, čiže stretnutie na obežnej dráhe Mesiaca. Pre túto misiu bolo potrebné vyniesť kozmickú loď na parkovaciu dráhu, na nej zotrvať štyri až päť hodín, a potom vykonať druhý zážih a nasmerovať ju na prechodovú dráhu k obežnej dráhe Mesiaca. Táto úloha však pripadla Saturnu V. Saturn IB mal za úlohu dopravu kozmickej lode Apollo bez lunárneho modulu len na nízku obežnú dráhu Zeme pri skúšobných letoch.[6] Preto nebolo potreba vykonávať opakovaný štart a verzia pre Saturn IB bola teda odľahčená o prídavné tlakové fľaše s héliom, ktoré sa používali pre dodatočnú hermetizáciu nádrží v bezváhovom prostredí.[7]

Saturn IB sériové číslo AS-204 pred misiou Apollo 5

Pre nový Saturn IB bol okrem druhého stupňa upravený aj prvý stupeň. Stupne SI a S-IB boli takmer identické, ale nová verzia bola približne o štyri tony ľahšia a dokázala pojať viac paliva.[8] Ďalej boli upravené aerodynamické plochy, ktorých tvar bol navrhnutý pre stabilizáciu väčšej a ťažšej rakety. Vďaka novým postupom boli nové plochy ľahšie a lepšie tvarované.[9] S-IB bol osadený motormi H-1, rovnako ako Saturn I, avšak pre Saturn IB boli označované H-1b a mali zvýšený ťah. Najprv boli motory H-1b schopné produkovať ťah 890 kN a neskôr bol ťah zvýšený na 912 kN.[10][11] Hmotnostný rozdiel verzií pre Saturn I a Saturn IB bol relatívne veľký, 635 kg u verzie H-1 proti 988 kg verzii H-1b, ale zvýšený ťah a úspora hmotnosti samotného prvého stupňa nakoniec viedli k zvýšeniu celkovej nosnosti.[10] Pre štarty Saturnu IB museli byť upravené štartovacie rampy LC-34 a LC-37 na myse Canaveral. Z tohto dôvodu bol štart poslednej misie Saturnu I presunutý na 30. júla 1965, takže bol dostatok času na vykonanie úprav potrebných pred riadnym termínom plánovaného prvého štartu Saturnu IB.[12]

Prvý štart Saturnu IB sa konal 26. februára 1966 na odpaľovacom komplexe 34 na myse Canaveral. Išlo o prvý suborbitálny testovací let, trvajúci približne 32 minút. Raketa pri ňom dosiahla výšku viac ako 480 kilometrov a dopadla do južného Atlantiku asi 320 kilometrov od ostrova Ascension.[9] Ďalšie misie boli zamerané, rovnako ako misie Saturnu I, na testovanie kozmickej lode Apollo a lunárneho modulu. Prvýkrát však bolo možné otestovať súčasti plánovanej rakety Saturn V, pretože so Saturnom IB zdieľali rovnaký stupeň S-IV. Po sérii testov prišli na rad misie s posádkou, ako prvá to bola misia Apollo 7, potom nasledovali misie k stanici Skylab a nakoniec v roku 1975 spoločná sovietsko-americká misia Sojuz-Apollo.

1. Hlavný nosník "spider-beam" 2. Tunel pre kabeláž 3. 8x motory H-1 4. Prístrojové vybavenie 5. Prepážky proti špliechaniu paliva, 8x nádrž priemer 178 cm 6. Kyslíková nádrž, priemer 267 cm 7. Protipožiarna stena 8. Tepelný štít

Prvý stupeň S-IB bol takmer identický s prvým stupňom Saturnu I. Skladal sa ôsmich nádrží rakety Redstone a jednej nádrže rakety Jupiter. Nádrže z Redstone boli umiestnené po obvode, štyri z nich obsahovali palivo RP-1 a zvyšné štyri boli určené pre kvapalný kyslík. Nádrž z Jupitera bola uprostred a obsahovala tiež kvapalný kyslík. Priemer nádrží z Redstone bol 178 cm, priemer nádrže z Jupitera bol 267 cm a celkový priemer prvého stupňa bol 660 cm.[13] Pre pôvodný stupeň SI bola dĺžka nádrží upravená na 12 metrov, nový stupeň musel pojať viac paliva a preto boli nádrže predĺžené na 16 metrov. Celková výška prvého stupňa (aj s motormi a adaptérom pre druhý stupeň) bola 25,5 metra. Po naplnení kyslíkových nádrží dochádzalo k predĺženie (pozri deformácia) až o 63,5 milimetra, preto boli nádrže na hornom nosníku uložené posuvne.[13]. Pri lete boli nádrže rozdelené do dvojíc a každá dvojica napájala dva motory. Pre zabezpečenie stabilnej polohy boli nádrže vybavené prečerpávacím zariadením, ktoré bolo schopné vyrovnať hladiny v nádržiach. Tento systém bolo možné použiť aj pri výpadku jedného z motorov na presmerovanie paliva do ďalších motorov. Prostredná kyslíková nádrž dodávala kyslík pre vonkajšie motory so smerovateľným ťahom.[13]. Pri štarte tiež dochádzalo k vibráciám a rázom, ktoré spôsobovali špliechanie paliva v nádržiach. Tento problém sa objavil už pri prvých misiách Saturnu I, preto boli pridané do nádrží prepážky, ktoré tomu bránili. Saturn IB bol nimi vybavený už od prvých letov.

Kvôli spotrebe pohonných látok pri lete bolo potrebné kompenzovať ich objem v nádržiach. K tomu slúžili dva nezávislé systémy. Prvý systém zabezpečoval kompenzáciu objemu kvapalného kyslíka. To bolo riešené tepelným výmenníkom, do ktorého bola privedená časť kvapalného kyslíka, tá bola ohriata plynmi vystupujúcimi zo spaľovacej turbíny motorov H-1b a vedená vo forme plynu späť do nádrže. Pre kompenzáciu objemu RP-1 bol systém jednoduchší, bol tvorený len tlakovými nádobami s dusíkom, postupne doplňovaným do nádrží.[13] Podobný princíp bol uplatňovaný aj na druhom stupni. V prípade druhého stupňa však bol komplexnejší a plnil viacero funkcií.

Pohľad na zadnú časť Saturnu IB, Kennedyho vesmírne stredisko

Pre upevnenie nádrží boli použité nosníky, tvarom pripomínajúce pavúčiu sieť, a preto prezývané "spider beam" (pavúčí nosník).[14] Spider beam bol vyrobený z hliníkových profilov tvaru L. Základom bol kríž z ôsmich nosníkov, ktoré navzájom zvierali uhol 45°. Medzi ne boli umiestnené ďalšie priečne nosníky. Táto konštrukcia plnila dvojitú úlohu. Pri montáži slúžila ako akýsi strediaci prípravok, ale po montáži zostávala súčasťou stupňa ako nosná časť.[14] Zároveň slúžila ako nosník pre rôzne dodatočné vybavenie, ako telemetrické jednotky, kamerové puzdra a podobne. Spodná časť stupňa bola osadená ôsmimi motormi H-1b, čo bola upravená verzia motora H-1. Štyri motory boli umiestnené na kraji stupňa a boli schopné smerovania ťahu v dvoch osiach. Smerovanie ťahu umožňuje vychýliť prúd spalín z motora, a tak relatívne efektívne riadiť let rakety. Týmto systémom boli osadené vonkajšie motory, pretože sú najďalej od osi rakety a poskytujú tak maximálny riadiaci moment. Zvyšná štvorica motorov bola v osi rakety.[14] Počas letov Saturnu IB sa nevyskytli závažnejšie problémy s motormi, pretože problémom s prevádzkou zväzku ôsmich motorov bolo venovaných niekoľko testovacích letov Saturnu I a v čase Saturnu IB už boli takmer všetky vyriešené.

1. Predná stena 2. Prívodný kanál kvapalného vodíka 3. Senzory hladiny paliva 4. Nádrž na kvapalný kyslík 5. Izolácia 6. Záložné moduly riadenia pohonu 7. Kormová obruba 8. Zadný medzistupeň 9. Čelová obruba 10. Tunel pre kabeláž 11. Tlakové nádoby s héliom 12. Prepážka medzi priestormi pre kyslík a vodík 13. Nádrž na kvapalný kyslík 14. Pomocné motory 15. Separačná rovina 16. Podporná konštrukcia 17. Spätné rakety 18. Hlavný motor J-2

Druhý stupeň bol osadený jedným motorom J-2 na kvapalný kyslík a vodík. Nádrže boli vyrobené zo zváraných plátov s hrúbkou 19 milimetrov zo zliatin hliníka. Vnútorný plášť nádrží tvoril jediný valcový zvarenec a priestory pre kvapalný vodík (hore) a kvapalný kyslík (dole) boli oddelené špeciálne navrhnutou prepážkou (na obrázku označená 12). Táto prepážka bola kľúčovou súčasťou celého stupňa, lebo plnila funkciu výstuže a tepelnej izolácie. V samostatných priestoroch boli veľmi rozdielne teploty, kvapalný kyslík bol skladovaný pri -172 °C a kvapalný vodík pri -253 °C.[15] Prestup tepla medzi oboma priestormi by mohol spôsobiť prechod kyslíka do tuhého skupenstva. Prepážka preto musela byť dimenzovaná na veľké teplotné rozdiely a z toho vyplývajúce pnutia spôsobené teplotnou rozťažnosťou. Zároveň bola dimenzovaná pre udržanie veľkého pretlaku z ktorejkoľvek strany nádrže, prepážka tak dokázala udržať tuhosť konštrukcie stupňa aj pri značnej strate tlaku v ktoromkoľvek z oddelených priestorov.[15] Kapacita nádrží bola 72 700 litrov kvapalného kyslíka a 229 000 litrov kvapalného vodíka.[16]

Výrobcom druhého stupňa bola firma Douglas Aircraft Company, ktorá sa zaoberala výrobou lietadiel a komponentov pre letecký priemysel. Pri výrobe S-IB boli vo veľkej miere použité číslicovo riadené stroje (NC -Numerical control) pre nitovanie hliníkových plechov vonkajšieho plášťa. NC stroje boli použité aj pri zváraní súčastí nádrží a obrábaní nosníkov pre zavesenie motorov.[17] Vzhľadom k nízkej hustote kvapalného vodíka az toho plynúcej nutnosti maximálnej tesnosti zvarov museli byť všetky zvary dôkladne kontrolované. Na každý zvar boli používané dve metódy kontroly, prežarovanie röntgenom a kapilárne skúšky.[17]

Nízka teplota a hustota kvapalného vodíka kládla vysoké nároky na izoláciu nádrží. Najlepšie sa na tento účel hodilo balsové drevo. Balsa je ľahko opracovateľná, ľahká a má požadované izolačné vlastnosti. Problémom bola skutočnosť, že ani celá juhoamerická produkcia balsy by nedokázala pokryť požiadavky programu, a preto sa pristúpilo k vývoju alternatívneho materiálu.[18] Nový materiál bol tvorený trojrozmernou matricou zo sklených vlákien, ktoré boli prepletené a usporiadané do tvaru kvádra so štvorcovou podstavou so stranou 30 centimetrov a výškou 20 centimetrov. Potom bola matrica uložená do formy, zaliata polyuretánovou penou a vytvrdená. Takto získaný materiál bolo možné narezať na panely podľa tvaru vnútornej strany nádrže. Panely boli inštalované v špeciálnej hale s kontrolovaným prostredím, kde bola teplota udržiavaná v rozmedzí 13-18 °C. Na upevnenie slúžila špeciálna priľnavá vrstva, ktorá bola potom vytvrdená pri teplote 43 °C.[18]

Montážna hala firmy Douglas v Huntington Beach

Pohonný systém bol tvorený hlavným motorom J-2, palivovým vedením, pneumatickým ovládacím okruhom, systémom tlakovania nádrží, systémom pre efektívne využitie paliva a tankovacím zariadením.[16] Tankovanie paliva prebiehalo podobne pre vodík aj kyslík. V prvej fáze bola nádrž plnená rýchlosťou 1800 litrov za minútu do 5 % objemu, potom sa prešlo na rýchle plnenie 3600 l/min do 98 % a v poslednej fáze bola nádrž naplnená na 100 % objemu rýchlosťou 1100 l/min. Pred štartom bola nádrž stále pripojená k pozemnému zásobníku a podľa potreby bol objem pomaly doplňovaný rýchlosťou 100 l/min.[16] Pomalé počiatočné plnenie malo znížiť teplotný šok, spôsobený kryogenickými pohonnými látkami.

Prídavné tlakovanie nádrží bolo podobné systému pre kompenzovanie objemu spáleného paliva na prvom stupni. Tu tento systém plnil rovnaký účel, mal však aj ďalšie funkcie. Pretlak v nádržiach priaznivo pôsobil na plynulé zásobovanie motora palivom a zároveň zvyšoval tuhosť konštrukcie, ktorá potom lepšie znášala dynamické namáhanie pri aktívnej fáze letu. Na podobnom princípe fungovali nádrže rakiet Atlas a stupňa Centaur, v ich prípade však bola celá tuhosť konštrukcie závislá na pretlaku. Systém tlakovanie nádrží bol rozdelený na pozemný predštartovný zdroj a letový tlakovací systém. Ako dodatočný plyn bolo použité hélium a v prípade vodíkovej nádrže i plynný vodík. Verzia pre raketu Saturn V bola vybavená väčšou zásobou hélia, pretože ju bolo potrebné znovu zažihnúť vo vesmíre bez možnosti pozemného zdroja. Verzia pre Saturn IB bola odľahčená a vybavená héliom iba pre jeden zážih.[16] Pre zvýšenie efektivity a tlaku bol stupeň vybavený špeciálnou spaľovacou komorou, ktorá spaľovala vodík a kyslík z hlavných nádrží a ohrievala hélium, aby expandovalo. Plynný vodík bol do nádrží privádzaný od motora, kde prechádzal cez tepelný výmenník.

Systém pre efektívne využitie paliva bol dôležitý z hľadiska vyváženia rakety. Kvapalný vodík bol umiestnený v samostatných nádržiach, oddelených prepážkami, a bolo nutné zabezpečiť rovnomerný odber z každej z nich. Systém tiež dokázal merať prietok paliva potrubím a bol preto používaný pri tankovaní rakety pred štartom. Posledným článkom pohonného systému stupňa bol motor J-2 s ťahom 1000 kilonewtonov.[19]

Štart misie Apollo 5

V programe Apollo znamenala raketa Saturn IB určitý posun, pretože to bola jediná raketa, ktorá v tom čase bola schopná vyniesť veliteľský a servisný modul.[20] Predchádzajúce misie programu Apollo používali len maketu veliteľského modulu. Skôr ako sa prikročilo k testom s raketou Saturn IB, bolo nutné dokončiť sériu testov únikového systému. Testy prebiehali vo White Sands Missile Range v Novom Mexiku pomocou rakety Little Joe II. Po dokončení týchto testov sa pozornosť presunula späť na mys Canaveral, kde už pracovníci Marshallovho strediska vesmírnych letov a firiem Douglas Aircraft Company, Chrysler, Rocketdyne a ďalších pripravovali raketu Saturn IB na štart zo štartovacieho komplexu 34.[20]

Prvá misia niesla názov AS-201 (Apollo-Saturn 201) a išlo o prvý testovací let rakety a zároveň prvý test sériovej kozmickej lode Apollo . Let bol suborbitálny a uskutočnil sa 26. februára 1966. Raketa vyniesla loď Apollo do výšky 425 kilometrov. Apollo potom zotrvačnosťou vystúpalo do 488 km. Raketa fungovala podľa plánu a jediné zlyhanie bola na strane lode.[21] Druhá misia niesla názov AS-203, mala za úlohu otestovať druhý stupeň S-IVB v podmienkach nulovej gravitácie. Raketa odštartovala 5. júla 1966 a vyniesla kozmickú loď Apollo aj s druhým stupňom na nízku obežnú dráhu s apogeom 212 kilometrov. Tento test mal veľký význam pre vývoj Saturnu V, ktorý používal aj stupeň S-IVB.[22] Tretia misia, AS-202, bola opäť suborbitálna, jej účel bol rovnaký ako misie AS-201, teda test rakety samotnej. Apogeum tentoraz bolo viac ako 1100 kilometrov, loď Apollo urazila vzdialenosť približne 25 000 kilometrov.[23]

Ďalšou misiou mal byť prvý let s posádkou. Misie AS-204 (Apollo 1) mala odštartovať v prvom štvrťroku 1967, posádku tvorili Virgil Ivan Grissom, Edward Higgins White a Roger Bruce Chaffee. Pri pozemnej príprave však došlo k nehode a celá posádka zahynula. Táto nehoda nebola zavinená raketou, ale chybami v konštrukcii veliteľského modulu. Raketa z nehody vyšla bez úhony a bola použitá pri ďalšej misii.[24] Posledná misia bez posádky bola Apollo 5, ktorá odštartovala 22. januára 1968 a mala za úlohu otestovať lunárny modul na obežnej dráhe Zeme. Misia prebehla dobre a lunárny modul bol vyhlásený za preverený.[25][26]

Štart misie Skylab 2

Prvým pilotovaným letom bola misia Apollo, ktorá odštartovala 11. októbra 1968 z LC-34 na myse Canaveral. Posádku tvorili Wally Schirra, Donn Eisele a Walter Cunningham.[27] Štart prebehol hladko, astronauti hlásili iba slabé vibrácie a hluk prúdiaceho paliva, inak sa nevyskytol žiadny problém. Po dosiahnutí obežnej dráhy sa kozmická loď Apollo oddelila od druhého stupňa S-IVB. Po niekoľkých hodinách sa loď Apollo vrátila späť k S-IVB, ktorý mal slúžiť na simuláciu spojenia s lunárnym modulom. Všetko prebehlo v poriadku, len krycie panely okolo adaptéra pre pripojenie neboli úplne otvorené. Pri misii s lunárnym modulom by to mohlo spôsobiť vážne problémy a preto bolo otváranie dodatočne vybavené explozívnym systémom pre úplné otvorenie.[28] Týmto letom bola zavŕšená účasť Saturnu IB na mesačnom programe. Nasledujúce lode Apollo už boli vynášané raketou Saturn V.

Ďalší štart Saturnu IB nasledoval až v roku 1973 k stanici Skylab. Samotná stanica Skylab bola vyrobená z upraveného stupňa S-IVB, ktorý bol určený pre Saturn IB sériové číslo AS-212.[29] Prvý let k stanici odštartoval 25. mája 1973.[30] Misia niesla názov Skylab 2 a členmi posádky boli Charles Conrad, Paul Weitz a Joseph Kerwin.[31] Štart prebehol podľa očakávania a nedošlo k žiadnej poruche. Ďalšie lety k stanici prebehli taktiež hladko, a raketa tak ukázala svoju spoľahlivosť. Misia Skylab 3 štartovala 28. júla 1973, jej posádku tvorili Alan Bean, Owen Garriott a Jack Lousma.[32] Posledným letom k stanici bol Skylab 4, ktorý odštartoval 16. novembra 1973, posádku lode tvorili Gerald Carr, William Pogue a Edward Gibson.[33] V prípade problémov na stanici bola pripravená záchranná misia Skylab Rescue. Jej pilotmi mali byť Vance Brand a Don Lind.[34]

Posledným letom bola spoločná sovietsko-americká misia Sojuz-Apollo, ktorá odštartovala 15. júla 1975. Posádku tvorili Thomas Stafford, Vance Brand a Donald Slayton.[35] Štart opäť prebehol bez problémov. Pri tejto misii musel byť upravený spojovací systém druhého stupňa a lode Apollo, pretože raketa musela vyniesť aj špeciálny adaptér pre spojenie s loďou Sojuz 19.[36]

• LEDVINA, Milan. SATURN 1B. Letectví a kosmonautika, 8 1965. Dostupné online.
• POSTRÁNECKÝ, Martin. SATURN 1B. Letectví a kosmonautika, 9 1966. Dostupné online.

• LÁLA, Petr; VÍTEK, Antonín. Malá encyklopedie kosmonautiky. Praha : Mladá fronta, 1982.
• BILSTEIN, Roger E.. Stages to Saturn: A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles. Washington, DC : NASA, 1981. Dostupné online. ISBN 0-16-048909-1.
• BENSON, Charles D.; FAHERTY, William B.. Moonport: A History of Apollo Launch Facilities and Operations. [s.l.] : NASA, 1978. Dostupné online. (po anglicky)
• EMME, Eugene M.. Aeronautics and Astronautics Chronology, 1915-1960. Aeronautics and Astronautics: An American Chronology of Science and Technology in the Exploration of Space, 1915-1960. Washington, DC : NASA, 1962. Dostupné online.
• BROOKS, Courtney G.; GRIMWOOD, James M.; SWENSON JR, Loyd S.. Chariots for Apollo. Washington, DC : Government Printing Office, 1979. Dostupné online.
• AKENS, David S.. SATURN ILLUSTRATED CHRONOLOGY. Huntsville, Alabama : Historical Office (US George C. Marshall Space Flight Center), 1971. Dostupné online. (po anglicky)
• NEWKIRK, Roland W.; ERTEL, Ivan D.; BROOKS, Courtney G.. Skylab: A Chronology. Washington, DC : NASA, 1977. Dostupné online. (po anglicky)
• SLOOP, John L.. Liquid hydrogen as a propulsion fuel, 1945-1959. Washington, DC : NASA/U.S. Goverment Printing Office, 1978. Dostupné online. Kapitola Saturn 1959.