Как бы изменился Сатурн V, если бы первой ступенью также был LH2/LOX?

Требования к первой ступени заключаются в том, чтобы она обеспечивала около 3340 м/с delta v полезной нагрузки 690 тонн (разгонные блоки и космический корабль) при начальной тяговооруженности не менее 1,16:1.

Лучшим кандидатом на роль водородного двигателя первой ступени в эпоху Сатурна был бы так и не законченный М-1 . На уровне моря он был бы гораздо менее мощным, чем F-1, но с лучшим удельным импульсом - 310 секунд против 263. Не вдаваясь в подробности, получается, что первая ступень несет 1730 тонн LH2/LOX, а не 2160 тонн керосина/LOX. Однако, в зависимости от точного соотношения используемых смесей, керосин/LOX примерно в 3,5 раза плотнее, чем LH2/LOX, поэтому даже при меньшей массе топлива ступень должна стать намного больше. Если сохранить 10-метровый диаметр, сцена удлинится с 42 до 92 метров — очень длинная и тонкая сцена. Более разумной была бы первая ступень диаметром 12 метров и длиной 63 метра. Общая масса ракеты, предназначенной для миссии Apollo J, составляет 2593 тонны вместо 2970 тонн. Это может выглядеть примерно так:

Штраф за перетаскивание не будет ужасно суровым. Около 50 м / с полного потенциала Сатурна V теряется на сопротивление; сцена большего диаметра, вероятно, подвергнется еще одному удару ~ 25 м / с, но я не хочу возвращаться и пересчитывать.

Для выполнения первоначального требования TWR необходимо 8 M-1, что обеспечивает TWR 1,21: 1. По мере расходования массы топлива и увеличения удельного импульса (и, следовательно, тяги), 2 или 4 из них, вероятно, будут отключены в ходе горения, чтобы ограничить ускорение для комфорта экипажа, а остальные останутся работать до выработки топлива. Кривые ускорения по времени более пологие для двигателей с более высоким Isp, поэтому у нас может быть менее эффективный подъем, чем у Saturn V. Поэтому выключение двигателя может быть отложено, чтобы компенсировать некоторую скорость; это может означать более высокое пиковое ускорение, чем у Saturn V.

Общее количество водорода, перевозимого ракетой, будет примерно в 4 раза больше, чем у Сатурна V; предположительно, это в четыре раза увеличило бы потребности в наземных хранилищах.

Имейте в виду, что, несмотря на то, что общая масса этой ракеты меньше, она, вероятно, стоит намного дороже из-за конструкции первой ступени и транспортной логистики, сложности двигателя и работы с водородом, и на этом основании она несколько уступает Saturn V.

Другой возможностью было бы использование 16x SSME вместо 8x M-1. Это, вероятно, не могло летать до 1980-х годов, но удельный импульс на уровне моря намного лучше, 366 с вместо 310 с. Это еще больше уменьшит массу топлива на первой ступени, но, вероятно, увеличит стоимость — в рамках всей программы шаттлов было построено только 42 таких двигателя.