Saturno V -Saturn V

Saturno V

El lanzamiento del Apolo 11 en Saturno V SA-506, 16 de julio de 1969
Función
Fabricante
País de origen	Estados Unidos
Costo del proyecto	$ 6,417 mil millones en dólares de 1964-1973 (~ $ 49,9 mil millones en dólares de 2020)
Costo por lanzamiento	$ 185 millones en dólares de 1969 a 1971 ($ 1230 millones en valor de 2019).
Tamaño
Altura	363,0 pies (110,6 m)
Diámetro	33,0 pies (10,1 m)
Masa	6,221,000 libras (2,822,000 kg) a 6,537,000 libras (2,965,000 kg)
Etapas	2–3
Capacidad
Carga útil a LEO
Altitud	90 millas náuticas (170 km)
Inclinación orbital	30°
Masa	310.000 libras (140.000 kg)
Carga útil a TLI
Masa	43.500 kg (95.900 libras)
Cohetes asociados
Familia	Saturno
Obra derivada	Saturno INT-21
Comparable	Histórico: N1 (nunca operativo) Energía Futuro: Largo 9 de marzo SLS
Historial de lanzamientos
Estado	Jubilado
Sitios de lanzamiento	LC-39 , Centro Espacial Kennedy
Lanzamientos totales	13
Éxito(s)	12
falla(s)	0
Fallas parciales	1 ( Apolo 6 )
Primer vuelo	9 de noviembre de 1967 (AS-501 Apolo 4 )
Último vuelo	14 de mayo de 1973 (AS-513 Skylab )
información del escenario Primera etapa – S-IC Altura 138,0 pies (42,1 m) Diámetro 33,0 pies (10,1 m) Masa vacía 303.000 libras (137.000 kg) masa bruta 4.881.000 libras (2.214.000 kg) Energizado por 5 Rocketdyne F-1 Empuje máximo 7.891.000 lbf (35.100 kN) nivel del mar Impulso específico 263 segundos (2,58 km/s) nivel del mar tiempo de grabación 168 segundos Propulsor RP-1 / LOX Segunda etapa – S-II Altura 81,5 pies (24,8 m) Diámetro 33,0 pies (10,1 m) Masa vacía 88.400 libras (40.100 kg) masa bruta 1.093.900 libras (496.200 kg) Energizado por 5 Rocketdyne J-2 Empuje máximo 1,155,800 lbf (5,141 kN) de vacío Impulso específico 421 segundos (4,13 km/s) de vacío tiempo de grabación 360 segundos Propulsor LH 2 / LOX Tercera etapa – S-IVB Altura 61,6 pies (18,8 m) Diámetro 21,7 pies (6,6 m) Masa vacía 33.600 libras (15.200 kg) masa bruta 271.000 libras (123.000 kg) Energizado por 1 Rocketdyne J-2 Empuje máximo 232.250 lbf (1.033,1 kN) de vacío Impulso específico 421 segundos (4,13 km/s) de vacío tiempo de grabación 165 + 335 segundos (2 quemaduras) Propulsor LH 2 / LOX
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Saturno V es un vehículo de lanzamiento superpesado estadounidense retirado desarrollado por la NASA bajo el programa Apolo para la exploración humana de la Luna . El cohete era apto para humanos , con tres etapas , y propulsado con combustible líquido . Voló desde 1967 hasta 1973. Se utilizó para nueve vuelos tripulados a la Luna y para lanzar Skylab , la primera estación espacial estadounidense .

A partir de 2022, el Saturno V sigue siendo el único vehículo de lanzamiento que lleva humanos más allá de la órbita terrestre baja (LEO). Saturno V tiene récords por la carga útil más pesada lanzada y la capacidad de carga útil más grande a la órbita terrestre baja: 310 000 lb (140 000 kg), que incluyeron la tercera etapa y el propulsor sin quemar necesario para enviar el módulo de comando y servicio Apolo y el Módulo Lunar a la Luna.

El modelo de producción más grande de la familia de cohetes Saturn, el Saturn V, fue diseñado bajo la dirección de Wernher von Braun en el Marshall Space Flight Center en Huntsville, Alabama ; los contratistas principales fueron Boeing , North American Aviation , Douglas Aircraft Company e IBM . Se construyeron un total de 15 vehículos con capacidad de vuelo, más tres para pruebas en tierra. Trece fueron lanzados desde el Centro Espacial Kennedy sin pérdida de tripulación o carga útil . Un total de 24 astronautas fueron lanzados a la Luna desde el Apolo 8 (diciembre de 1968) hasta el Apolo 17 (diciembre de 1972).

Historia

Fondo

En septiembre de 1945, el gobierno de EE. UU. trajo al tecnólogo de cohetes alemán Wernher von Braun y a más de 1500 ingenieros y técnicos de cohetes alemanes a los Estados Unidos en la Operación Paperclip , un programa autorizado por el presidente Truman . Von Braun, que había ayudado a crear el cohete V-2 , fue asignado a la división de diseño de cohetes del Ejército. Entre 1945 y 1958, su trabajo se limitó a transmitir las ideas y métodos detrás del V-2 a los ingenieros estadounidenses, aunque escribió libros y artículos en revistas populares.

Este enfoque cambió en 1957, cuando los soviéticos lanzaron el Sputnik 1 sobre un misil balístico intercontinental R-7 , que podría transportar una ojiva termonuclear a los EE. UU. El ejército y el gobierno comenzaron a tomar medidas serias para enviar estadounidenses al espacio. Se dirigieron al equipo de von Braun, que había creado y experimentado con la serie de cohetes Júpiter . El cohete Juno I lanzó el primer satélite estadounidense en enero de 1958. Von Braun consideró que la serie de Júpiter era un prototipo y se refirió a ella como "un Saturno infantil".

desarrollo de saturno

Llamado así por el próximo planeta después de Júpiter , el diseño de Saturno evolucionó a partir de los cohetes de la serie Júpiter. Entre 1960 y 1962, el Marshall Space Flight Center (MSFC) diseñó una serie de cohetes Saturno que podrían desplegarse para varias misiones en órbita terrestre o lunares.

La NASA planeó usar el Saturno C-3 como parte del método de encuentro en órbita terrestre (EOR), con al menos dos o tres lanzamientos necesarios para una sola misión lunar. Sin embargo, el MSFC planeó un cohete aún más grande, el C-4, que usaría cuatro motores F-1 en su primera etapa, una segunda etapa C-3 ampliada y el S-IVB , una etapa con un solo J-2. motor, como su tercera etapa. El C-4 necesitaría solo dos lanzamientos para llevar a cabo una misión lunar EOR.

El 10 de enero de 1962, la NASA anunció planes para construir el C-5. El cohete de tres etapas consistiría en la primera etapa S-IC, con cinco motores F-1; la segunda etapa S-II, con cinco motores J-2; y la tercera etapa S-IVB, con un solo motor J-2.

El C-5 se sometería a pruebas de componentes incluso antes de que se construyera el primer modelo. La tercera etapa S-IVB se usaría como segunda etapa para el C-1B, que serviría para demostrar la prueba de concepto y la viabilidad del C-5, pero también proporcionaría datos de vuelo críticos para el desarrollo del C- 5. En lugar de someterse a pruebas para cada componente principal, el C-5 se probaría de manera "completa", lo que significa que el primer vuelo de prueba del cohete incluiría versiones completas de las tres etapas. Al probar todos los componentes a la vez, se requerirían muchos menos vuelos de prueba antes de un lanzamiento tripulado. El C-5 se confirmó como la elección de la NASA para el programa Apolo a principios de 1962 y se denominó Saturno V. El C-1 se convirtió en Saturno I y el C-1B se convirtió en Saturno IB. Von Braun encabezó un equipo en el MSFC para construir un vehículo capaz de lanzar una nave espacial tripulada a la Luna. Durante estas revisiones, el equipo rechazó el motor único del diseño del V-2 y pasó a un diseño de motor múltiple.

El diseño final del Saturno V tenía varias características clave. Se eligieron motores F-1 para la 1ra etapa, mientras que para la 2da y 3ra etapa se eligió un nuevo sistema de propulsión de hidrógeno líquido denominado J-2. La NASA había finalizado sus planes para continuar con los diseños de Saturno de von Braun, y el programa espacial Apolo ganó velocidad.

Con la configuración finalizada, la NASA centró su atención en los perfiles de misión. Hubo una controversia entre el uso de un encuentro en órbita lunar para el módulo lunar o un encuentro en órbita terrestre. El Consejo de gestión de vuelos espaciales tripulados prefirió LOR, mientras que el Comité asesor científico del presidente prefirió EOR. Después de una ronda de estudios, James Webb confirmó el 7 de noviembre que se eligió un punto de encuentro en la órbita lunar para el módulo lunar. Los escenarios fueron diseñados por el Marshall Space Flight Center de von Braun en Huntsville, y se eligieron contratistas externos para la construcción: Boeing ( S-IC ), North American Aviation ( S-II ), Douglas Aircraft ( S-IVB ) e IBM ( unidad de instrumentos ).

Selección para el alunizaje de Apolo

Al principio del proceso de planificación, la NASA consideró tres métodos para la misión a la Luna: encuentro con la órbita terrestre (EOR), ascenso directo y encuentro con la órbita lunar (LOR). Una configuración de ascenso directo requeriría un cohete extremadamente grande para enviar una nave espacial de tres hombres para aterrizar directamente en la superficie lunar. Un EOR lanzaría la nave espacial de aterrizaje directo en dos partes más pequeñas que se combinarían en la órbita terrestre. Una misión LOR implicaría que un solo cohete lanzara dos naves espaciales: una nave nodriza y un módulo de aterrizaje más pequeño para dos personas que se reuniría con la nave espacial principal en órbita lunar. El módulo de aterrizaje sería descartado y la nave nodriza regresaría a casa.

Al principio, la NASA descartó LOR como una opción más arriesgada, ya que aún no se había realizado un encuentro espacial en la órbita terrestre, y mucho menos en la órbita lunar. Varios funcionarios de la NASA, incluido el ingeniero del Centro de Investigación Langley, John Houbolt , y el administrador de la NASA, George Low , argumentaron que un encuentro en la órbita lunar proporcionó el aterrizaje más simple en la Luna con el vehículo de lanzamiento más rentable y la mejor oportunidad de lograr el aterrizaje lunar dentro de los década. Otros funcionarios de la NASA se convencieron y LOR fue seleccionado oficialmente como la configuración de la misión para el programa Apolo el 7 de noviembre de 1962. Arthur Rudolph se convirtió en el director del proyecto del programa de cohetes Saturno V en agosto de 1963. Desarrolló los requisitos para el sistema de cohetes. y el plan de misión para el programa Apolo. El primer lanzamiento de Saturno V despegó del Centro Espacial Kennedy y funcionó a la perfección el 9 de noviembre de 1967, el cumpleaños de Rudolph. Luego fue asignado como asistente especial del director de MSFC en mayo de 1968 y posteriormente se retiró de la NASA el 1 de enero de 1969. El 16 de julio de 1969, Saturno V lanzó el Apolo 11 , poniendo al hombre en la Luna.

Historial de lanzamientos

Número de serie	Misión	Fecha de lanzamiento (UTC)	Almohadilla	notas
SA-500F	Integración de instalaciones			Se utiliza para verificar ajustes precisos y probar el funcionamiento de las instalaciones en el Pad 39A antes de que un modelo de vuelo esté listo. Primera etapa desechada, segunda etapa convertida a S-II -F/D, tercera etapa en exhibición en el Centro Espacial Kennedy .
SA-500D	Pruebas dinámicas			Se utiliza para evaluar la respuesta del vehículo a las vibraciones. En exhibición en el US Space & Rocket Center, Huntsville, Alabama .
S-IC-T	Prueba de todos los sistemas			Primera etapa utilizada para disparos de prueba estáticos en Marshall Space Flight Center. En exhibición en el Centro Espacial Kennedy .
SA-501	Apolo 4	9 de noviembre de 1967 12:00:01	39A	Primer vuelo de prueba completo sin tripulación; exito total
SA-502	Apolo 6	4 de abril de 1968 12:00:01	39A	Segundo vuelo de prueba sin tripulación; Los problemas del motor J-2 provocaron el apagado anticipado de dos motores en la segunda etapa e impidieron el reinicio de la tercera etapa.
SA-503	Apolo 8	21 de diciembre de 1968 12:51:00	39A	Primer vuelo tripulado; primera inyección translunar del módulo de comando y servicio de Apolo .
SA-504	Apolo 9	3 de marzo de 1969 16:00:00	39A	Prueba de órbita terrestre baja tripulada de la nave espacial Apolo completa con el Módulo Lunar (LM).
SA-505	Apolo 10	18 de mayo de 1969 16:49:00	39B	Segunda inyección translunar tripulada de la nave espacial Apolo completa con LM; Solo Saturno V se lanzó desde Pad 39B.
SA-506	Apolo 11	16 de julio de 1969 13:32:00	39A	Primer alunizaje tripulado, en el Mar de la Tranquilidad .
SA-507	Apolo 12	14 de noviembre de 1969 16:22:00	39A	El vehículo fue golpeado dos veces por un rayo poco después del despegue, sin daños graves. Aterrizaje lunar tripulado de precisión, cerca de Surveyor 3 en Ocean of Storms .
SA-508	Apolo 13	11 de abril de 1970 19:13:03	39A	Las severas oscilaciones de pogo en la segunda etapa provocaron el apagado temprano del motor central; guía compensada quemando los motores restantes por más tiempo. La tercera misión de aterrizaje lunar tripulada fue abortada por falla del módulo de servicio.
SA-509	Apolo 14	31 de enero de 1971 21:03:02	39A	Tercer aterrizaje lunar tripulado, cerca de Fra Mauro , el lugar de aterrizaje previsto del Apolo 13.
SA-510	Apolo 15	26 de julio de 1971 13:34:00	39A	Cuarto aterrizaje lunar tripulado, en Hadley-Apennine . Primera misión Apolo extendida, que transportaba el módulo de instrumentos científicos orbitales lunares y el vehículo itinerante lunar .
SA-511	Apolo 16	16 de abril de 1972 17:54:00	39A	Quinto alunizaje tripulado, en las Tierras Altas de Descartes .
SA-512	Apolo 17	7 de diciembre de 1972 05:33:00	39A	Solo lanzamiento nocturno. Sexto y último aterrizaje lunar tripulado, en Taurus-Littrow .
SA-513	Skylab 1	14 de mayo de 1973 17:30:00	39A	Lanzamiento sin tripulación del taller orbital Skylab, que reemplazó a la tercera etapa, S-IVB-513, en exhibición en el Centro Espacial Johnson . Designado originalmente para el Apolo 18 cancelado .
SA-514	No usado			Designado originalmente para el Apolo 18 o 19 cancelado; nunca usado. Se propuso poner en marcha un Skylab Internacional . Esta estación habría sido atendida por Apollo, Soyuz y más tarde por el transbordador espacial . La primera etapa (S-IC-14) en exhibición en el Centro Espacial Johnson , la segunda y tercera etapa (S-II-14, S-IV-14) en exhibición en el Centro Espacial Kennedy . La interestatal S-II está ubicada en el Parque de las Ciencias en Puerto Rico .
SA-515	No usado			Designado originalmente para el Apolo 20, nunca utilizado. Más tarde, se propuso poner en órbita la estación Skylab de respaldo en algún momento entre enero de 1975 y abril de 1976. De esa manera, podría expandir la misión Apollo-Soyuz entre 56 y 90 días. La primera etapa estuvo en exhibición en Michoud Assembly Facility , hasta junio de 2016, luego se trasladó al INFINITY Science Center en Mississippi. La segunda etapa (S-II-15) está en exhibición en el Centro Espacial Johnson. La tercera etapa se convirtió en un taller orbital Skylab de respaldo y se exhibe en el Museo Nacional del Aire y el Espacio .

Descripción

El tamaño y la capacidad de carga útil del Saturno V eclipsaron a todos los demás cohetes anteriores que volaron con éxito en ese momento. Con la nave espacial Apolo en la parte superior, medía 363 pies (111 m) de altura y, ignorando las aletas, tenía 33 pies (10 m) de diámetro. Lleno de combustible, el Saturno V pesaba 6,5 ​​millones de libras (2 900 000 kg) y tenía una capacidad de carga útil en órbita terrestre baja (LEO) estimada originalmente en 261 000 libras (118 000 kg), pero estaba diseñado para enviar al menos 90 000 libras (41 000 kg) al Luna. Las actualizaciones posteriores aumentaron esa capacidad; en las últimas tres misiones lunares Apolo, envió hasta 95 901 lb (43 500 kg) a la Luna. (Nunca se usó para lanzar su capacidad de carga útil LEO completa).

A una altura de 363 pies (111 m), el Saturno V era 58 pies (18 m) más alto que la Estatua de la Libertad desde el suelo hasta la antorcha, y 48 pies (15 m) más alto que la Torre Elizabeth , que alberga Big Ben en el Palacio de Westminster . Por el contrario, el vehículo de lanzamiento Mercury-Redstone utilizado en Freedom 7 , el primer vuelo espacial estadounidense tripulado, era aproximadamente 11 pies (3,4 m) más largo que la etapa S-IVB y proporcionaba menos empuje a nivel del mar (78 000 libras-fuerza (350 kN) ) que el cohete Launch Escape System (150,000 libras de fuerza (667 kN) de empuje a nivel del mar) montado sobre el módulo de comando Apolo. El Apollo LES disparó durante mucho menos tiempo que el Mercury-Redstone (3,2 segundos frente a 143,5 segundos).

El Saturno V fue diseñado principalmente por el Marshall Space Flight Center en Huntsville, Alabama , aunque numerosos sistemas importantes, incluida la propulsión, fueron diseñados por subcontratistas. Utilizaba los potentes motores de cohetes F-1 y J-2 para la propulsión; rompieron las ventanas de las casas cercanas cuando fueron probados en el Centro Espacial Stennis. Los diseñadores decidieron desde el principio intentar utilizar la mayor cantidad posible de tecnología del programa Saturn I. En consecuencia, la tercera etapa S-IVB- 500 del Saturn V se basó en la segunda etapa S-IVB-200 del Saturn IB . La unidad de instrumentos que controlaba el Saturno V compartía características con la que llevaba el Saturno IB.

El Saturno V fue construido principalmente de aluminio . También estaba hecho de titanio , poliuretano , corcho y amianto . Los planos y otros planos de Saturno V están disponibles en microfilm en el Marshall Space Flight Center.

Consistía en tres etapas: la primera etapa S-IC, la segunda etapa S-II y la tercera etapa S-IVB, y la unidad de instrumentos. Las tres etapas utilizaron oxígeno líquido (LOX) como oxidante . La primera etapa usó RP-1 como combustible, mientras que la segunda y tercera etapa usaron hidrógeno líquido (LH2). Mientras que LH2 tiene una densidad de energía mucho más alta para ser puesto en órbita por masa, RP-1 tiene una densidad de energía mucho más alta por volumen. En consecuencia, se eligió RP-1 como propulsor de la primera etapa porque el volumen de LH2 requerido habría sido más de tres veces mayor y habría creado una resistencia aerodinámica mucho mayor durante la fase de impulso a través de la atmósfera. Las etapas superiores también usaban pequeños motores de vacío de propulsante sólido que ayudaban a separar las etapas durante el lanzamiento y a garantizar que los propulsores líquidos estuvieran en una posición adecuada para ser aspirados hacia las bombas.

Primera etapa S-IC

El S-IC fue construido por Boeing Company en las instalaciones de ensamblaje de Michoud , Nueva Orleans , donde más tarde Lockheed Martin construiría los tanques externos del transbordador espacial . La mayor parte de su masa en el lanzamiento era propulsor: combustible RP-1 con oxígeno líquido como oxidante . Tenía 138 pies (42 m) de altura y 33 pies (10 m) de diámetro, y proporcionaba más de 7 500 000 libras de fuerza (33 000 kN) de empuje. La etapa S-IC tenía una masa seca de aproximadamente 303 000 libras (137 000 kilogramos); cuando estaba lleno de combustible en el lanzamiento, tenía una masa total de 4.881.000 libras (2.214.000 kilogramos). Estaba propulsado por cinco motores Rocketdyne F-1 dispuestos en un tresbolillo . El motor central se mantuvo en una posición fija, mientras que los cuatro motores exteriores se podían girar hidráulicamente con cardanes para dirigir el cohete. En vuelo, el motor central se apagó unos 26 segundos antes que los motores fuera de borda para limitar la aceleración. Durante el lanzamiento, el S-IC encendió sus motores durante 168 segundos (la ignición se produjo unos 8,9 segundos antes del despegue) y cuando se apagó el motor, el vehículo estaba a una altitud de unas 42 millas (67 km), estaba a unas 58 millas (93 km ), y se movía a unos 7500 pies por segundo (2300 m/s).

Segunda etapa S-II

El S-II fue construido por North American Aviation en Seal Beach, California . Usando hidrógeno líquido y oxígeno líquido, tenía cinco motores Rocketdyne J-2 en una disposición similar al S-IC, y también usaba los motores exteriores para el control. El S-II medía 81,6 pies (24,87 m) de alto con un diámetro de 33 pies (10 m), idéntico al S-IC, y por lo tanto fue la etapa criogénica más grande hasta el lanzamiento del transbordador espacial en 1981. El S- II tenía una masa seca de alrededor de 80 000 libras (36 000 kg); cuando estaba completamente lleno de combustible, pesaba 1.060.000 libras (480.000 kg). La segunda etapa aceleró el Saturno V a través de la atmósfera superior con 1.100.000 libras-fuerza (4.900 kN) de empuje en el vacío.

Cuando estaba cargado, significativamente más del 90 por ciento de la masa del escenario era propulsor; sin embargo, el diseño ultraligero había provocado dos fallas en las pruebas estructurales. En lugar de tener una estructura entre tanques para separar los dos tanques de combustible como se hizo en el S-IC, el S-II usó un mamparo común que se construyó desde la parte superior del tanque LOX y la parte inferior del tanque LH2. Constaba de dos láminas de aluminio separadas por una estructura de nido de abeja fabricada en resina fenólica . Este mamparo tenía que aislarse contra la diferencia de temperatura de 52 °C (126 °F) entre los dos tanques. El uso de un mamparo común ahorró 7900 libras (3,6 t) al eliminar un mamparo y reducir la longitud del escenario. Al igual que el S-IC, el S-II fue transportado desde su planta de fabricación a Cape Kennedy por mar.

Tercera etapa S-IVB

El S-IVB fue construido por Douglas Aircraft Company en Huntington Beach, California . Tenía un motor J-2 y usaba el mismo combustible que el S-II. El S-IVB usó un mamparo común para separar los dos tanques. Tenía 58,6 pies (17,86 m) de altura con un diámetro de 21,7 pies (6,604 m) y también fue diseñado con una alta eficiencia de masa, aunque no tan agresivamente como el S-II. El S-IVB tenía una masa seca de alrededor de 23 000 libras (10 000 kg) y, con el combustible completo, pesaba alrededor de 262 000 libras (119 000 kg).

El S-IVB fue la única etapa de cohete del Saturno V lo suficientemente pequeña como para ser transportada por el avión de carga Aero Spacelines Pregnant Guppy .

Para las misiones lunares, se disparó dos veces: primero para la inserción en la órbita terrestre después del corte de la segunda etapa y luego para la inyección translunar (TLI).

Unidad de instrumentos

La unidad de instrumentos fue construida por IBM y se colocó encima de la tercera etapa. Fue construido en el Centro de Sistemas Espaciales en Huntsville, Alabama . Esta computadora controlaba las operaciones del cohete desde justo antes del despegue hasta que se descartó el S-IVB. Incluía sistemas de guía y telemetría para el cohete. Al medir la aceleración y la actitud del vehículo , podría calcular la posición y la velocidad del cohete y corregir cualquier desviación.

Asamblea

Después de que se completó la construcción y las pruebas en tierra de cada etapa, se envió al Centro Espacial Kennedy. Las dos primeras etapas eran tan masivas que la única forma de transportarlas era en barcazas. El S-IC, construido en Nueva Orleans, fue transportado por el río Mississippi hasta el Golfo de México .

Después de rodear Florida , las etapas se transportaron por el Canal Intracostero hasta el Edificio de ensamblaje de vehículos (originalmente llamado Edificio de ensamblaje vertical). Esta era esencialmente la misma ruta que se usaría más tarde para enviar los tanques externos del transbordador espacial . El S-II se construyó en California y viajó a Florida a través del Canal de Panamá . La tercera etapa y la unidad de instrumentos fueron transportadas por Aero Spacelines Pregnant Guppy y Super Guppy , pero también podrían haber sido transportadas en barcaza si se justificaba.

Al llegar al Edificio de Montaje Vertical, cada etapa fue inspeccionada en posición horizontal antes de ser orientada verticalmente. La NASA también construyó grandes estructuras en forma de carrete que podrían usarse en lugar de etapas si una etapa en particular se retrasara. Estos carretes tenían la misma altura y masa y contenían las mismas conexiones eléctricas que las etapas reales.

La NASA apiló (ensambló) el Saturno V en un lanzador móvil , que consistía en una torre umbilical de lanzamiento con nueve brazos oscilantes (incluido el brazo de acceso de la tripulación), una grúa "cabeza de martillo" y un sistema de supresión de agua que se activó antes del lanzamiento. Una vez que se completó el ensamblaje, toda la pila se trasladó desde el edificio de ensamblaje de vehículos (VAB) a la plataforma de lanzamiento utilizando el Crawler Transporter (CT). Construido por Marion Power Shovel Company (y luego utilizado para transportar el transbordador espacial más pequeño y liviano), el CT funcionaba sobre cuatro bandas de rodadura de doble vía, cada una con 57 "zapatas". Cada zapato pesaba 2000 libras (910 kg). También se requirió que este transportador mantuviera el nivel del cohete mientras viajaba las 3 millas (4,8 km) hasta el sitio de lanzamiento, especialmente en el grado del 3 por ciento encontrado en la plataforma de lanzamiento. El CT también llevó la Estructura de servicio móvil (MSS), que permitió a los técnicos acceder al cohete hasta ocho horas antes del lanzamiento, cuando se movió al punto "medio" en Crawlerway (la unión entre el VAB y las dos plataformas de lanzamiento) .

Costo

Desde 1964 hasta 1973, se asignaron $6.417 mil millones (equivalente a $35.4 mil millones en 2020) en total para la Investigación y Desarrollo y vuelos del Saturno V, con el máximo en 1966 con $1.2 mil millones (equivalente a $7.46 mil millones en 2020). Ese mismo año, la NASA recibió su mayor presupuesto total de $ 4500 millones, alrededor del 0,5 por ciento del producto interno bruto (PIB) de los Estados Unidos en ese momento.

Dos razones principales para la cancelación de las últimas tres misiones Apolo fueron las fuertes inversiones en Saturno V y los costos cada vez mayores de la guerra de Vietnam para los EE. UU. en dinero y recursos. En el período de tiempo de 1969 a 1971, el costo de lanzar una misión Apolo Saturno V fue de entre $ 185 000 000 y $ 189 000 000, de los cuales $ 110 millones se utilizaron para la producción del vehículo (equivalente a $ 1,02 mil millones - $ 1,04 mil millones en 2020).

Secuencia de lanzamiento de la misión lunar

El Saturno V llevó todas las misiones lunares Apolo, que se lanzaron desde el Complejo de Lanzamiento 39 en el Centro Espacial John F. Kennedy en Florida . Después de que el cohete despejó la torre de lanzamiento, el control de vuelo se transfirió al Control de la Misión en el Centro Espacial Johnson en Houston, Texas . Una misión promedio usó el cohete por un total de solo 20 minutos. Aunque el Apolo 6 experimentó tres fallas en el motor y el Apolo 13 se apagó un motor, las computadoras a bordo pudieron compensar quemando los motores restantes por más tiempo para alcanzar la órbita de estacionamiento.

rango de seguridad

En el caso de un aborto que requiriera la destrucción del cohete, el oficial de seguridad del campo apagaría los motores de forma remota y, después de varios segundos, enviaría otro comando para que detonaran las cargas explosivas adheridas a las superficies exteriores del cohete. Estos harían cortes en los tanques de combustible y oxidante para dispersar el combustible rápidamente y minimizar la mezcla. La pausa entre estas acciones daría tiempo a la tripulación para escapar a través de la torre de escape de lanzamiento o (en las etapas posteriores del vuelo) el sistema de propulsión del módulo de servicio. Se utilizó un tercer comando, "seguro", después de que la etapa S-IVB alcanzara la órbita para desactivar irreversiblemente el sistema de autodestrucción. El sistema estuvo inactivo mientras el cohete todavía estaba en la plataforma de lanzamiento.

Secuencia de inicio

La primera etapa se quemó durante aproximadamente 2 minutos y 41 segundos, elevando el cohete a una altitud de 42 millas (68 km) y una velocidad de 6,164 millas por hora (2,756 m / s) y quemando 4,700,000 libras (2,100,000 kg) de propulsor.

A los 8,9 segundos antes del lanzamiento, comenzó la secuencia de encendido de la primera etapa. El motor central se encendió primero, seguido por pares externos opuestos a intervalos de 300 milisegundos para reducir las cargas estructurales del cohete. Cuando las computadoras a bordo confirmaron el empuje, el cohete fue "liberado suavemente" en dos etapas: primero, los brazos de sujeción soltaron el cohete, y segundo, cuando el cohete comenzó a acelerar hacia arriba, fue frenado por metal cónico. pasadores tirados a través de los agujeros durante medio segundo.

Una vez que el cohete había despegado, no podía volver a asentarse de manera segura en la plataforma si los motores fallaban. Los astronautas consideraron que este era uno de los momentos más tensos al viajar en el Saturno V, ya que si el cohete no lograba despegar después del lanzamiento, tenían pocas posibilidades de sobrevivir dada la gran cantidad de propulsor. Para mejorar la seguridad, el Sistema de Detección de Emergencias (EDS) de Saturn inhibió el apagado del motor durante los primeros 30 segundos de vuelo. Si las tres etapas explotaran simultáneamente en la plataforma de lanzamiento, un evento poco probable, el Saturno V tendría un rendimiento explosivo total de 543 toneladas de TNT o 0,543 kilotones (2.271.912.000.000 J o 155.143 libras de pérdida de peso), que es 0,222 kt para el primera etapa, 0,263 kt para la segunda etapa y 0,068 kt para la tercera etapa. (Ver Unidad de Instrumentos Saturno V )

El cohete tardó unos 12 segundos en despejar la torre. Durante este tiempo, giró 1,25 grados alejándose de la torre para garantizar un espacio libre adecuado a pesar de los vientos adversos; esta guiñada, aunque pequeña, se puede ver en las fotos de lanzamiento tomadas desde el este o el oeste. A una altitud de 430 pies (130 m), el cohete rodó hasta el azimut de vuelo correcto y luego se inclinó gradualmente hasta 38 segundos después del encendido de la segunda etapa. Este programa de lanzamiento se estableció de acuerdo con los vientos predominantes durante el mes de lanzamiento.

Los cuatro motores fuera de borda también se inclinaron hacia el exterior de modo que, en caso de que se apagara prematuramente el motor fuera de borda, los motores restantes atravesarían el centro de masa del cohete . El Saturno V alcanzó los 400 pies por segundo (120 m/s) a más de 1 milla (1600 m) de altitud. Gran parte de la primera parte del vuelo se dedicó a ganar altitud, y la velocidad requerida llegó más tarde. El Saturno V rompió la barrera del sonido en poco más de 1 minuto a una altitud de entre 3,45 y 4,6 millas (5,55 y 7,40 km). En este punto, se formarían collares de choque, o nubes de condensación, alrededor de la parte inferior del módulo de comando y alrededor de la parte superior de la segunda etapa.

Secuencia Q máx.

Aproximadamente a los 80 segundos, el cohete experimentó la máxima presión dinámica (max q). La presión dinámica sobre un cohete varía con la densidad del aire y el cuadrado de la velocidad relativa . Aunque la velocidad continúa aumentando, la densidad del aire disminuye tan rápidamente con la altitud que la presión dinámica cae por debajo del q máximo.

El propulsor solo en el S-IC representó aproximadamente las tres cuartas partes de la masa total de lanzamiento de Saturno V y se consumió a 13.000 kilogramos por segundo (1.700.000 lb / min). La segunda ley del movimiento de Newton establece que la fuerza es igual a la masa multiplicada por la aceleración, o de manera equivalente que la aceleración es igual a la fuerza dividida por la masa, de modo que a medida que la masa disminuye (y la fuerza aumenta un poco), la aceleración aumenta. Incluyendo la gravedad, la aceleración de lanzamiento fue de solo 1+1 ⁄ 4  g , es decir, los astronautas sintieron 1+1 ⁄ 4  g mientras que el cohete aceleraba verticalmente a 1 ⁄ 4  g . A medida que el cohete perdió masa rápidamente, la aceleración total, incluida la gravedad, aumentó a casi 4  g en T+135 segundos. En este punto, el motor interno (centro) se apagó para evitar que la aceleración aumentara más allá de 4  g .

Cuando se detectó agotamiento de oxidante o combustible en los conjuntos de succión, los cuatro motores fuera de borda restantes se apagaron. La separación de la primera etapa ocurrió un poco menos de un segundo después de esto para permitir la cola del empuje F-1. Ocho pequeños motores de separación de combustible sólido separaron al S-IC del resto del vehículo a una altitud de unas 42 millas (67 km). La primera etapa continuó balísticamente a una altitud de aproximadamente 68 millas (109 km) y luego cayó en el Océano Atlántico a unas 350 millas (560 km) de profundidad.

El procedimiento de apagado del motor se cambió para el lanzamiento de Skylab para evitar daños en el montaje del telescopio Apollo . En lugar de apagar los cuatro motores fuera de borda a la vez, se apagaron dos a la vez con un retraso para reducir aún más la aceleración máxima.

secuencia S-II

Después de la separación del S-IC, la segunda etapa del S-II ardió durante 6 minutos e impulsó la nave a 109 millas (175 km) y 15 647 mph (25 181 km/h), cerca de la velocidad orbital .

Para los dos primeros lanzamientos sin tripulación, se encendieron ocho motores de combustible sólido durante cuatro segundos para acelerar la etapa S-II, seguidos por el encendido de los cinco motores J-2. Para las primeras siete misiones Apolo tripuladas, solo se usaron cuatro motores vacíos en el S-II, y se eliminaron para los últimos cuatro lanzamientos. Aproximadamente 30 segundos después de la separación de la primera etapa, el anillo entre etapas cayó desde la segunda etapa. Esto se hizo con una actitud inercialmente fija (orientación alrededor de su centro de gravedad ) de modo que la etapa intermedia, a solo 3 pies y 3 pulgadas (1 m) de los motores J-2 fuera de borda, cayera limpiamente sin golpearlos, ya que la etapa intermedia podría haberlo hecho. potencialmente dañó dos de los motores J-2 si estaba conectado al S-IC. Poco después de la separación entre etapas, el Launch Escape System también fue desechado.

Aproximadamente 38 segundos después de la ignición de la segunda etapa, el Saturn V cambió de una trayectoria preprogramada a un "bucle cerrado" o modo de guía iterativa. La unidad de instrumentos ahora calculó en tiempo real la trayectoria más eficiente en combustible hacia su órbita objetivo. Si la unidad de instrumentos fallaba, la tripulación podría cambiar el control del Saturn a la computadora del módulo de comando, tomar el control manual o abortar el vuelo.

Aproximadamente 90 segundos antes del corte de la segunda etapa, el motor central se apagó para reducir las oscilaciones longitudinales del pogo. Aproximadamente en este momento, la tasa de flujo de LOX disminuyó, cambiando la relación de mezcla de los dos propulsores y asegurando que quedara la menor cantidad posible de propulsor en los tanques al final del vuelo de la segunda etapa. Esto se hizo a un delta-v predeterminado .

Se armaron cinco sensores de nivel en la parte inferior de cada tanque de propulsor S-II durante el vuelo S-II, lo que permitió que dos cualquiera activaran el corte y la puesta en escena del S-II cuando estaban descubiertos. Un segundo después de que la segunda etapa se cortara, se separó y varios segundos después se encendió la tercera etapa. Los retro-cohetes de combustible sólido montados en la etapa intermedia en la parte superior del S-II dispararon para alejarlo del S-IVB. El S-II impactó a unas 2600 millas (4200 km) del lugar de lanzamiento.

En la misión Apolo 13, el motor interno sufrió una gran oscilación pogo, lo que resultó en un corte automático temprano. Para garantizar que se alcanzara la velocidad suficiente, los cuatro motores restantes se mantuvieron activos durante más tiempo del previsto. Se instaló un supresor pogo en las misiones Apolo posteriores para evitar esto, aunque el corte inicial del motor 5 se mantuvo para reducir las fuerzas g .

secuencia S-IVB

A diferencia de la separación de dos planos de S-IC y S-II, las etapas S-II y S-IVB se separaron con un solo paso. Aunque se construyó como parte de la tercera etapa, la interestatal permaneció adosada a la segunda etapa. La tercera etapa no usó mucho combustible para entrar en LEO (órbita terrestre baja), porque la segunda etapa había hecho la mayor parte del trabajo.

Durante el Apolo 11 , una misión lunar típica, la tercera etapa se quemó durante aproximadamente 2,5 minutos hasta el primer corte a los 11 minutos y 40 segundos. En este punto, estaba a 1.645,61 millas (2.648,35 km) de distancia y en una órbita de estacionamiento a una altitud de 118 millas (190 km) y una velocidad de 17.432 millas por hora (28.054 km/h). La tercera etapa permaneció unida a la nave espacial mientras orbitaba la Tierra una vez y media mientras los astronautas y los controladores de la misión se preparaban para la inyección translunar (TLI).

Esta órbita de estacionamiento era bastante baja para los estándares de la órbita terrestre y habría sido de corta duración debido a la resistencia aerodinámica. En perspectiva, la ISS actual orbita a una altitud de aproximadamente 250 millas (400 km) y requiere un reinicio aproximadamente una vez al mes. Esto no fue un problema en una misión lunar debido a la corta estancia en la órbita de estacionamiento. El S-IVB también continuó empujando a un nivel bajo al ventilar hidrógeno gaseoso, para mantener los propulsores asentados en sus tanques y evitar que se formen cavidades gaseosas en las líneas de alimentación de propulsores. Esta ventilación también mantuvo presiones seguras a medida que el hidrógeno líquido se evaporaba en el tanque de combustible. Este empuje de ventilación superó fácilmente la resistencia aerodinámica.

Para los últimos tres vuelos de Apolo, la órbita de estacionamiento temporal fue aún más baja (aproximadamente 107 millas o 172 kilómetros), para aumentar la carga útil de estas misiones. La misión de la órbita terrestre del Apolo 9 se lanzó a la órbita nominal de acuerdo con el Apolo 11, pero la nave espacial pudo usar sus propios motores para elevar el perigeo lo suficientemente alto como para sostener la misión de 10 días. El Skylab fue lanzado a una órbita bastante diferente, con un perigeo de 270 millas (434 km) que lo sostuvo durante seis años, y también una mayor inclinación hacia el ecuador (50 grados frente a los 32,5 grados del Apolo).

Secuencia del Módulo Lunar

En el Apolo 11, TLI llegó 2 horas y 44 minutos después del lanzamiento. El S-IVB ardió durante casi seis minutos, lo que le dio a la nave espacial una velocidad cercana a la velocidad de escape de la Tierra de 25 053 mph (40 319 km/h). Esto proporcionó una transferencia eficiente de energía a la órbita lunar, y la Luna ayudó a capturar la nave espacial con un consumo mínimo de combustible CSM.

Aproximadamente 40 minutos después de TLI, el módulo de comando y servicio (CSM) de Apolo se separó de la tercera etapa, giró 180 grados y se acopló al Módulo Lunar (LM) que se encontraba debajo del CSM durante el lanzamiento. El CSM y el LM se separaron de la tercera etapa gastada 50 minutos después, en una maniobra conocida como transposición, acoplamiento y extracción .

Si hubiera permanecido en la misma trayectoria que la nave espacial, el S-IVB podría haber presentado un riesgo de colisión, por lo que se ventilaron los propulsores restantes y se disparó el sistema de propulsión auxiliar para alejarlo. Para las misiones lunares antes del Apolo 13, el S-IVB se dirigió hacia el borde posterior de la Luna en su órbita para que la Luna lo lanzara más allá de la velocidad de escape de la Tierra y lo llevara a la órbita solar. Desde el Apolo 13 en adelante, los controladores dirigieron el S-IVB para golpear la Luna. Los sismómetros dejados por misiones anteriores detectaron los impactos y la información ayudó a mapear la estructura interna de la Luna .

Secuencia Skylab

En 1965, se creó el Programa de aplicaciones Apollo (AAP) para investigar las misiones científicas que podrían realizarse con el hardware Apollo. Gran parte de la planificación se centró en la idea de una estación espacial. Los planes anteriores de Wernher von Braun (1964) empleaban un concepto de " taller húmedo ", con una segunda etapa S-II Saturn V gastada que se lanzaba a la órbita y se equipaba en el espacio. Al año siguiente, AAP estudió una estación más pequeña utilizando la segunda etapa Saturn IB . En 1969, los recortes de financiación de Apolo eliminaron la posibilidad de adquirir más hardware de Apolo y forzaron la cancelación de algunos vuelos de alunizaje posteriores. Esto liberó al menos un Saturn V, lo que permitió reemplazar el taller húmedo con el concepto de "taller seco": la estación (ahora conocida como Skylab) se construiría en el suelo a partir de una segunda etapa Saturn IB excedente y se lanzaría encima de la primera. dos etapas en vivo de un Saturno V. Se construyó una estación de respaldo, construida a partir de una tercera etapa de Saturno V, y ahora se exhibe en el Museo Nacional del Aire y el Espacio .

Skylab fue el único lanzamiento no directamente relacionado con el programa de aterrizaje lunar Apolo. Los únicos cambios significativos en el Saturno V con respecto a las configuraciones del Apolo involucraron alguna modificación en el S-II para que actuara como la etapa terminal para insertar la carga útil del Skylab en la órbita terrestre y para ventilar el exceso de propulsor después del apagado del motor para que la etapa gastada no se rompiera. en orbita. El S-II permaneció en órbita durante casi dos años y realizó un reingreso descontrolado el 11 de enero de 1975.

Tres tripulaciones vivieron a bordo del Skylab desde el 25 de mayo de 1973 hasta el 8 de febrero de 1974. Skylab permaneció en órbita hasta el 11 de julio de 1979.

Propuesta post-Apolo

Después del Apolo, se planeó que el Saturno V fuera el principal vehículo de lanzamiento del Prospector a la Luna. Prospector era un rover robótico propuesto de 330 kilogramos (730 lb), similar a los rover soviéticos Lunokhod Lunokhod 1 y Lunokhod 2, las sondas Voyager Mars y una versión ampliada de las sondas interplanetarias Voyager . También debía haber sido el vehículo de lanzamiento para el programa de prueba RIFT de etapa de cohete nuclear y para algunas versiones del NERVA posterior . Todos estos usos planificados del Saturno V fueron cancelados, siendo el costo un factor importante. Edgar Cortright , quien había sido director de NASA Langley , declaró décadas más tarde que "al JPL nunca le gustó el gran enfoque. Siempre argumentaron en contra. Probablemente fui el principal defensor del uso del Saturno V, y perdí. Probablemente fue muy sabio que Perdí."

Es muy probable que la segunda producción cancelada de Saturn Vs haya utilizado el motor F-1A en su primera etapa, proporcionando un aumento sustancial del rendimiento. Otros cambios probables habrían sido la eliminación de las aletas (que resultó proporcionar pocos beneficios en comparación con su peso), una primera etapa S-IC estirada para admitir los F-1A más potentes y J-2 mejorados o un M -1 para las etapas superiores.

Se propusieron varios vehículos Saturn alternativos basados ​​en el Saturn V, desde el Saturn INT-20 con una etapa S-IVB e interetapa montada directamente en una etapa S-IC , hasta el Saturn V-23 (L) que no solo tiene cinco motores F-1 en la primera etapa, sino también cuatro impulsores auxiliares con dos motores F-1 cada uno, lo que da un total de trece motores F-1 encendidos en el lanzamiento.

La falta de una segunda producción de Saturn V acabó con este plan y dejó a los Estados Unidos sin un vehículo de lanzamiento súper pesado. Algunos en la comunidad espacial de EE. UU. llegaron a lamentar esta situación, ya que la producción continua podría haber permitido que la Estación Espacial Internacional, utilizando una configuración Skylab o Mir con puertos de acoplamiento estadounidenses y rusos, se levantara con solo un puñado de lanzamientos. El concepto Saturn-Shuttle también podría haber eliminado los propulsores de cohetes sólidos del transbordador espacial que finalmente precipitaron el accidente del Challenger en 1986.

sucesores propuestos

Post-Apolo

Las propuestas estadounidenses para un cohete más grande que el Saturno V desde finales de la década de 1950 hasta principios de la de 1980 se llamaban generalmente Nova . Más de treinta propuestas diferentes de cohetes grandes llevaban el nombre de Nova, pero no se desarrolló ninguna.

Wernher von Braun y otros también tenían planes para un cohete que hubiera tenido ocho motores F-1 en su primera etapa, como el Saturn C-8 , que permitiera un vuelo de ascenso directo a la Luna. Otros planes para el Saturno V requerían usar un Centaur como etapa superior o agregar refuerzos con correa . Estas mejoras habrían permitido el lanzamiento de grandes naves espaciales robóticas a los planetas exteriores o el envío de astronautas a Marte . Otros derivados de Saturn V analizados incluyeron la familia Saturn MLV de "Vehículos de lanzamiento modificados", que casi habrían duplicado la capacidad de elevación de carga útil del Saturn V estándar y estaban destinados a usarse en una misión propuesta a Marte en 1980 .

En 1968, Boeing estudió otro derivado de Saturn-V, el Saturn C-5N , que incluía un motor de cohete térmico nuclear para la tercera etapa del vehículo. El Saturno C-5N llevaría una carga útil considerablemente mayor para vuelos espaciales interplanetarios . El trabajo en los motores nucleares, junto con todos los ELV de Saturno V , terminó en 1973.

El Comet HLLV era un enorme vehículo de lanzamiento de carga pesada diseñado para el programa First Lunar Outpost , que estuvo en la fase de diseño de 1992 a 1993 bajo la Iniciativa de Exploración Espacial . Era un vehículo de lanzamiento derivado de Saturno V con más del doble de capacidad de carga útil y se habría basado completamente en la tecnología existente. Todos los motores eran versiones modernizadas de sus contrapartes de Apolo y los tanques de combustible se estirarían. Su objetivo principal era apoyar el programa First Lunar Outpost y futuras misiones tripuladas a Marte. Fue diseñado para ser tan barato y fácil de operar como sea posible.

familia ares

En 2006, como parte del programa Constellation propuesto , la NASA reveló planes para construir dos vehículos de lanzamiento derivados del transbordador, el Ares I y el Ares V , que utilizarían parte del hardware y la infraestructura existentes del transbordador espacial y Saturno V. Los dos cohetes estaban destinados a aumentar la seguridad al especializar cada vehículo para diferentes tareas, Ares I para lanzamientos de tripulación y Ares V para lanzamientos de carga. El diseño original del Ares V de carga pesada, llamado así en homenaje al Saturno V, tenía 110 m (360 pies) de altura y presentaba un escenario central basado en el tanque externo del transbordador espacial, con un diámetro de 8,4 m (28 pies). ). Iba a ser propulsado por cinco RS-25 y dos Space Shuttle Solid Rocket Boosters (SRB) de cinco segmentos . A medida que el diseño evolucionó, los motores RS-25 fueron reemplazados por cinco motores RS-68 , los mismos motores utilizados en el Delta IV . El cambio del RS-25 al RS-68 tenía como objetivo reducir los costos, ya que este último era más económico, más simple de fabricar y más potente que el RS-25, aunque la menor eficiencia del RS-68 requería un aumento en diámetro de la etapa central a 33 pies (10 m), el mismo diámetro que las etapas S-IC y S-II del Saturno V.

En 2008, la NASA volvió a rediseñar el Ares V, alargando la etapa central, agregando un sexto motor RS-68 y aumentando los SRB a 5,5 segmentos cada uno. Este vehículo habría tenido 381 pies (116 m) de altura y habría producido un empuje total de aproximadamente 8 900 000  lbf (40  MN ) en el despegue, más que el Saturno V o el Energia soviético , pero menos que el N-1 soviético . Proyectado para colocar aproximadamente 400.000 libras (180 t) en órbita, el Ares V habría superado al Saturn V en capacidad de carga útil. Una etapa superior, la Etapa de Salida de la Tierra , habría utilizado una versión más avanzada del motor J-2, el J-2X . Ares V habría colocado el vehículo de aterrizaje lunar Altair en órbita terrestre baja. Un vehículo de la tripulación de Orión lanzado en Ares I se habría acoplado con Altair, y la Etapa de salida de la Tierra enviaría la pila combinada a la Luna.

Sistema de lanzamiento espacial

Después de la cancelación del programa Constellation, y por lo tanto de Ares I y Ares V, la NASA anunció el vehículo de lanzamiento de carga pesada Space Launch System (SLS) para la exploración espacial más allá de la órbita terrestre baja. El SLS, similar al concepto Ares V original, estará propulsado por cuatro motores RS-25 y dos SRB de cinco segmentos. Su configuración del Bloque 1 levantará aproximadamente 209 000 libras (95 t) a LEO. El bloque 1B agregará la etapa superior de exploración , impulsada por cuatro motores RL10 , para aumentar la capacidad de carga útil. Una eventual variante del Bloque 2 se actualizará a propulsores avanzados, aumentando la carga útil LEO a al menos 290,000 libras (130 t).

Una propuesta para propulsores avanzados utilizaría un derivado del F-1 de Saturno V , el F-1B, y aumentaría la carga útil del SLS a alrededor de 330 000 libras (150 t) a LEO. El F-1B tendrá un mejor impulso específico y será más económico que el F-1, con una cámara de combustión simplificada y menos partes del motor, mientras produce 1,800,000 lbf (8.0 MN) de empuje al nivel del mar, un aumento sobre el aproximado de 1,550,000 lbf (6.9 MN) logrado por el motor maduro Apollo 15 F-1,

Exhibiciones de Saturno V

• Hay dos exhibiciones en el US Space & Rocket Center en Huntsville:
  • SA-500D está en exhibición horizontal compuesta por su S-IC-D, S-II-F/D y S-IVB-D. Todas estas fueron etapas de prueba que no estaban destinadas a volar. Este vehículo se exhibió al aire libre desde 1969 hasta 2007, se restauró y ahora se exhibe en el Centro Davidson para la Exploración Espacial.
  • Exhibición vertical (réplica) construida en 1999 ubicada en un área adyacente.
• Hay uno en el Centro Espacial Johnson compuesto por la primera etapa de SA-514, la segunda etapa de SA-515 y la tercera etapa de SA-513 (reemplazada para el vuelo por el taller Skylab). Con etapas que llegaron entre 1977 y 1979, se exhibió al aire libre hasta su restauración en 2005, cuando se construyó una estructura a su alrededor para su protección. Esta es la única exhibición de Saturno que consiste enteramente en etapas destinadas a ser lanzadas.
• Otro en el Complejo de Visitantes del Centro Espacial Kennedy , formado por S-IC-T (etapa de prueba) y la segunda y tercera etapas del SA-514. Se exhibió al aire libre durante décadas, luego, en 1996, se encerró para protegerlo de los elementos en el Centro Apolo/Saturno V.
• El escenario S-IC de SA-515 está en exhibición en el Infinity Science Center en Mississippi .
• El escenario S-IVB de SA-515 se convirtió para su uso como respaldo para Skylab y se exhibe en el Museo Nacional del Aire y el Espacio en Washington, DC

• 

  Cohete Saturno V -- Centro Espacial Johnson

• 

  Motores F-1 de Saturn V: Rocket Park, Houston

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  Museo Nacional del Aire y el Espacio

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  Centro espacial y de cohetes de EE. UU.

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  Centro Espacial Johnson

• 

  Centro espacial Kennedy

• 

  Escenario S-IVB como Skylab, Museo Nacional del Aire y el Espacio

Etapas descartadas

El 3 de septiembre de 2002, el astrónomo Bill Yeung descubrió un presunto asteroide , al que se le dio la designación de descubrimiento J002E3 . Parecía estar en órbita alrededor de la Tierra, y pronto se descubrió a partir del análisis espectral que estaba cubierto de dióxido de titanio blanco , que era un componente principal de la pintura utilizada en el Saturno V. El cálculo de los parámetros orbitales condujo a una identificación tentativa como el Etapa Apolo 12 S-IVB. Los controladores de la misión habían planeado enviar el S-IVB del Apolo 12 a la órbita solar después de la separación de la nave espacial Apolo, pero se cree que la quema duró demasiado y, por lo tanto, no lo envió lo suficientemente cerca de la Luna, por lo que permaneció en un estado apenas estable. órbita alrededor de la Tierra y la Luna. En 1971, a través de una serie de perturbaciones gravitacionales , se cree que entró en una órbita solar y luego regresó a la órbita terrestre capturada débilmente 31 años después. Dejó la órbita terrestre nuevamente en junio de 2003.

Ver también

• Comparación de familias de lanzadores orbitales
• Comparación de sistemas de lanzamiento orbital
• Exploración espacial
• Comet HLLV (un diseño de vehículo de lanzamiento derivado de Saturno de la década de 1990)

notas

Referencias

Fuentes

Libros