El Comité de Evaluación de Vehículos Saturno , más conocido como Comité Silverstein , fue una comisión del gobierno estadounidense reunida en 1959 para recomendar direcciones específicas que la NASA podría tomar con el programa de cohetes Saturno . [1] El comité fue presidido por Abe Silverstein , un veterano ingeniero de la NASA, con la intención expresa de seleccionar etapas superiores para el Saturn después de que estalló un desacuerdo entre la Fuerza Aérea y el Ejército sobre su desarrollo. Durante las reuniones, los miembros del Comité describieron una serie de diseños potenciales diferentes, incluida la solución de bajo riesgo que von Braun estaba desarrollando con estructuras de aviones ICBM existentes , así como versiones que utilizan etapas superiores completamente nuevas desarrolladas para aprovechar al máximo la etapa de refuerzo. Las ventajas de utilizar nuevas capelladas fueron tan grandes que el comité convenció a von Braun, inicialmente escéptico, y el futuro del programa Saturn cambió para siempre.
En 1957, el Departamento de Defensa (DoD) publicó un conjunto de requisitos para un nuevo propulsor de carga pesada para misiones que comenzaran a principios de la década de 1960. En ese momento, las tres ramas del ejército estadounidense estaban en el proceso de desarrollar sus propios cohetes, lo que provocó considerables luchas internas entre ellas sobre la prioridad de los desarrollos futuros. En 1956, la Fuerza Aérea de EE. UU. obtuvo la concesión de que los cohetes de largo alcance eran su dominio, incluidos todos los misiles tierra-tierra de más de 200 millas (320 km) de alcance. Sin embargo, el acuerdo no cubría "otros roles" y los proyectos existentes en la Armada y el Ejército continuaron como hasta ahora.
La Fuerza Aérea estaba en medio de su proyecto Dyna-Soar y estaba diseñando un nuevo propulsor para lanzarlo según su requisito "SLV-4". Su principal respuesta a este requisito fue un misil Titan II equipado con una nueva etapa superior que quema hidrógeno, el Titan C. El diseño resultante tenía una apariencia algo bulbosa; Como el combustible de hidrógeno requería tanques grandes, la etapa superior tenía 160 pulgadas (4100 mm) de diámetro, en comparación con las 120 pulgadas (3000 mm) del Titan II. Otros equipos de la Fuerza Aérea también estaban desarrollando el concepto del Sistema de Lanzador Espacial , que combinaba el mismo Titan II con varios cohetes de combustible sólido como una "etapa cero". Combinando diferentes números y tamaños de estos cohetes, la pila de lanzamiento podría adaptarse a diferentes cargas útiles. El equipo de SLS también describió un camino de desarrollo para una misión lunar tripulada bajo su propuesta de Proyecto Lunex , utilizando el Titán con cuatro sólidos para probar el vehículo de reentrada desde la órbita terrestre, y etapas sólidas y líquidas completamente nuevas para vuelos a la Luna.
Para cumplir con el mismo requisito del Departamento de Defensa para un lanzador espacial pesado, el equipo del Ejército en la Agencia de Misiles Balísticos del Ejército (ABMA), bajo la dirección de un equipo dirigido por Wernher von Braun, estudió una serie de diseños que agrupaban estructuras de misiles existentes y, opcionalmente, agregaban nuevos motores. . La serie de diseños incluía el "Super-Titan", "Super-Atlas" y "Super-Jupiter". Este último rápidamente se convirtió en su foco, ya que consistía en tecnología desarrollada en ABMA, mientras que Atlas y Titan eran diseños de la Fuerza Aérea que padecían problemas de desarrollo prolongados. El diseño del Super-Júpiter se basó casi por completo en equipos existentes, utilizando un grupo de misiles Redstone y Júpiter para formar una etapa inferior impulsada por un nuevo motor, con una etapa superior adaptada del Titán. Su propuesta era mucho más simple y de menor riesgo que la propuesta de la Fuerza Aérea, que requería el desarrollo de una nueva etapa superior que quema hidrógeno. Al igual que el equipo de la Fuerza Aérea, ABMA también describió su visión de una misión lunar tripulada como Proyecto Horizonte , utilizando quince de estos cohetes para construir un gran vehículo en órbita terrestre.
La recién creada Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada (ARPA), que se encargó del desarrollo del lanzador, se puso del lado del diseño de ABMA. Su única preocupación era que los nuevos motores pudieran representar un riesgo, sugiriendo que en su lugar se utilizaran actualizaciones más moderadas de los motores existentes. ABMA adaptó rápidamente el diseño para utilizar ocho motores desarrollados a partir del S-3D de Júpiter como H-1 , a diferencia de cuatro de los E-1 propuestos en el diseño original. ARPA quedó satisfecha y comenzó a financiar el desarrollo tanto del propulsor en ABMA como de los nuevos motores H-1 en Rocketdyne . Los contratos se licitaron en octubre de 1958 y el trabajo avanzó rápidamente; La primera prueba de disparo del H-1 tuvo lugar en diciembre y ya se había completado una maqueta del propulsor. Originalmente conocido como Super-Júpiter, el diseño se convirtió en Juno V durante el desarrollo, y el 3 de febrero un memorando de ARPA cambió oficialmente el nombre del proyecto a Saturno.
Poco después, la recién formada NASA también expresó su interés en el diseño de Saturno como parte de su estrategia a largo plazo. Los lanzamientos a principios de la década de 1960 se centrarían en la órbita terrestre baja utilizando misiles balísticos intercontinentales existentes como lanzadores, el desarrollo tecnológico para el programa lunar se basaría en Saturno y la misión lunar de ascenso directo real utilizaría el enorme cohete Nova , entonces bajo diseño de la NASA. Poco después, el 9 de junio de 1959, Herbert York, director del Departamento de Investigación e Ingeniería de Defensa, anunció que había decidido poner fin al programa Saturn. York consideró que el Departamento de Defensa no debería financiar un propulsor cuya única función concreta fuera apoyar un programa espacial civil. Se organizó una reunión para "salvar" el programa, lo que resultó en que el programa Saturno, y todo ABMA con él, fuera transferido a la NASA.
A petición del Administrador Asociado de la NASA en noviembre de 1959, el Director de Desarrollo de Vuelos Espaciales formó un grupo de estudio interinstitucional compuesto por miembros de la NASA, la Dirección de Investigación e Ingeniería de Defensa, ARPA, ABMA y la Fuerza Aérea. Estos miembros fueron Abe Silverstein (NASA) como presidente, luego el coronel N. Appold (USAF), A. Hyatt (NASA), TC Muse (ODDR&E), GP Sutton (ARPA), W. von Braun (ABMA) y E. Hall (NASA) como Secretario.
La solicitud era que el grupo formulara recomendaciones para el desarrollo del cohete Saturno, específicamente en lo que respecta a la selección de las configuraciones de la etapa superior. Además, el estudio tuvo la tarea de centrarse en cuatro áreas principales: determinar las misiones y cargas útiles deseadas, identificar problemas potenciales con el desarrollo técnico, determinar el costo y el tiempo de desarrollo y comparar el crecimiento futuro en el rendimiento del vehículo. [2] [Nota 1]
Sin embargo, la Fuerza Aérea continuó agitando el proceso de desarrollo. En diciembre, ABMA, todavía parte del Ejército en este momento, recibió una orden para cambiar la etapa superior del Saturn del vehículo derivado del Titán con un diámetro de 120 pulgadas, a una nueva con un diámetro de 160 pulgadas que requieren un desarrollo considerablemente mayor. La etapa de 160 pulgadas de diámetro era la misma que la etapa superior del Titan C, y al hacer este cambio en el Saturn, el Departamento de Defensa tendría dos diseños de etapa superior en competencia para el requisito del SLV-4, además de permitir que Saturn lanzara Dyna-Soar. si surgiera la necesidad. ABMA ya estaba probando los motores de su etapa superior derivada del Titan y estaba molesta con esta nueva solicitud.
Se organizó una reunión de todas las partes involucradas bajo la dirección de Abe Silverstein, cuyos esfuerzos anteriores fueron decisivos para que Saturno fuera seleccionado para las misiones de la NASA. El grupo enumeró tres misiones para el vehículo Saturn inicial: misiones lunares y de espacio profundo sin tripulación con una carga útil de escape de aproximadamente 10.000 libras (4.500 kg); Cargas útiles de 5.000 libras (2.300 kg) a la órbita geoestacionaria; y misiones de naves espaciales tripuladas de aproximadamente 10.000 libras (4.500 kg) en órbitas bajas, como Dyna-Soar. [2]
Para que estas misiones a "gran altitud" sean prácticas, el desempeño de las etapas superiores sería clave. Cada libra utilizada en la etapa o su combustible significaría mucha menos carga, dado cualquier propulsor en particular (primera etapa). Dado que lo que necesitaban era la relación potencia-peso , las etapas superiores basadas en hidrógeno líquido parecían ser el único camino a seguir: el peso ligero del combustible compensa cualquier dificultad para manejarlo. La propuesta de Saturno siempre había incluido una etapa de este tipo para la inserción orbital, el Centaur , una etapa de combustión de hidrógeno derivada del misil balístico intercontinental Atlas .
Para las etapas intermedias los diseñadores tuvieron algo más de flexibilidad. Los miembros del Comité describieron una serie de posibles soluciones agrupadas en tres clases diferentes: clase "A", clase "B" y clase "C". Común entre las tres clases, con la excepción del C-3 propuesto, era la nueva primera etapa que consistía en un grupo de ocho motores H-1 conectados al grupo de tanques Júpiter/Redstone, que se convertiría en la etapa SI , así como la etapa superior Centaur de dos motores . Los diseños clase "A" fueron las soluciones de bajo riesgo; El diseño actual de von Braun se convirtió en el A-1 , que consta de una segunda etapa Titan I entre la primera etapa SI y la tercera etapa Centaur. El A-2 reemplazó la segunda etapa del A-1 con un grupo de IRBM Thor . Aunque los vehículos de clase "A" habrían tenido la disponibilidad de vuelo más temprana debido a la utilización del hardware existente, no pudieron cumplir las dos primeras misiones del cohete Saturno. Además, las etapas superiores de 120 pulgadas planteaban una posible debilidad estructural, y la mejora propuesta de 160 pulgadas limitaría el potencial de crecimiento, violando la cuarta solicitud de la directiva original.
El diseño de clase única "B" considerado por el comité, el B-1 , consistía en un diseño de cuatro etapas con la primera etapa SI antes mencionada y la cuarta etapa Centaur. La segunda etapa sería un diseño LOX/RP-1 de 220 pulgadas completamente nuevo que utilizaría cuatro de los motores H-1 utilizados en la primera etapa, junto con una nueva tercera etapa de cuatro motores derivada de Centaur pero con un motor de 220 pulgadas. diámetro. Aunque el vehículo B-1 cumplió con los requisitos de la misión, habría sido demasiado costoso y habría llevado demasiado tiempo desarrollar la nueva segunda etapa.
Los diseños de clase "C" utilizaban hidrógeno líquido en todas las etapas superiores. El C-1 consistiría en el propulsor SI existente, una nueva etapa S-IV de 220 pulgadas de Douglas Aircraft propulsada por cuatro versiones mejoradas de los motores Centaur con 15.000 lbf (67 kN) a 20.000 lbf (89 kN) de empuje por motor, y un Centaur modificado que utiliza los mismos motores que una tercera etapa. El C-1 se convertiría en el C-2 tras la inserción de una nueva etapa S-III con dos nuevos motores de empuje de 150.000 lbf (670 kN) a 200.000 lbf (890 kN), manteniendo al S-IV y al Centaur en la cima. El C-3 fue una adaptación similar, insertando la etapa S-II con cuatro de los mismos motores de empuje de 150-200,000 lbf, manteniendo las etapas S-III y S-IV del C-2, pero eliminando el Centaur. La primera etapa del C-3 también se incrementaría a más de 2.000.000 lbf (8.900 kN) reemplazando los cuatro motores H-1 centrales con un motor F-1 o mejorando los ocho motores H-1.
El examen de los resultados sugirió fuertemente que los modelos C eran los únicos con los que valía la pena continuar, ya que ofrecían un rendimiento mucho mayor que cualquier otra combinación y ofrecían una gran flexibilidad al permitir que las etapas se mezclaran y combinaran para cualquier necesidad de lanzamiento particular. Además, al desarrollar el cohete en forma de bloques de construcción, se lograría la máxima confiabilidad del vehículo a medida que cada nueva etapa se agrega a las etapas ya probadas y comprobadas.
Por lo tanto, la decisión no se redujo a los resultados, que ya estaban claramente resueltos, sino al riesgo de desarrollo. El Saturn siempre había sido diseñado para tener el menor riesgo posible, siendo los únicos componentes realmente nuevos una mejora menor en el motor para la etapa inferior y el Centaur como etapa superior. Desarrollar etapas de combustión de hidrógeno completamente nuevas para toda la "pila" aumentaría el riesgo de que una falla de cualquiera de los componentes pudiera alterar todo el programa. Pero como señalaron los miembros del Comité: "Si estos propulsores deben aceptarse para las aplicaciones difíciles de la etapa superior, no parece haber razones de ingeniería válidas para no aceptar el uso de propulsores de alta energía para las aplicaciones menos difíciles de las etapas intermedias. " von Braun quedó convencido; El desarrollo del diseño actual continuaría como respaldo, pero el futuro del Saturn se basaría en hidrógeno y se adaptaría únicamente a los requisitos de la NASA.
El último día de 1959, el administrador de la NASA, T. Keith Glennan, aprobó las recomendaciones de Silverstein. Las posibilidades de cumplir el cronograma mejoraron con dos decisiones de la administración Eisenhower en enero de 1960. El proyecto Saturn recibió una calificación DX, que designaba un programa de máxima prioridad nacional, lo que otorgaba a los directores de programas un estatus privilegiado para asegurar materiales escasos. Más importante aún, la administración aceptó la solicitud de fondos adicionales de la NASA. El presupuesto de Saturn para el año fiscal 1961 se incrementó de 140 millones de dólares a 230 millones de dólares. El 15 de marzo de 1960, el presidente Eisenhower anunció oficialmente la transferencia de la División de Operaciones de Desarrollo del Ejército a la NASA.
Los vehículos Saturn C imaginados en el informe del Comité Silverstein nunca se construyeron. Tan pronto como el Saturn se convirtió en un diseño de alto rendimiento sintonizado por la NASA, el Departamento de Defensa se interesó menos en él para sus propias necesidades. El desarrollo del Titán continuó para estas funciones y, como resultado, la flexibilidad ofrecida por la variedad de etapas intermedias del modelo Saturn C simplemente no fue necesaria y finalmente se abandonó.
Lo único que sobrevivió de la recomendación fue la primera etapa SI y la más pequeña de las nuevas etapas superiores, la S-IV. Originalmente se pretendía que el S-IV estuviera equipado con cuatro motores Centaur mejorados, pero para reducir el riesgo se decidió utilizar los motores existentes y aumentar su número de cuatro a seis. Ya estaba en proyecto un motor nuevo y más grande, el J-2 , que podría reemplazarlos. El diseño original del S-IV, el de 220 pulgadas con seis motores, se usó solo por un corto período hasta que se creó una versión de mayor diámetro de 260 pulgadas para los modelos Saturn Block II, y luego finalmente se reemplazó con el S con motor J-2. -IVB del Saturno IB .
Hasta 1963 los Saturnos se clasificaban mediante una C y un número arábigo. La gente generalmente supone que C significa configuración; pero según Spaceport News del Centro Espacial Kennedy (17 de enero de 1963), los ingenieros del MSFC lo utilizaron para designar "conceptos" vehiculares. Saturn C-1 denota el concepto del propulsor S-1 rematado con etapas superiores que utilizan hidrógeno líquido como propulsor. C-2, C-3 y C-4 fueron conceptos de mesa de dibujo que precedieron al cohete lunar C-5 (Saturno V). Para obtener información adicional sobre los orígenes de Saturno, consulte John L. Sloop, Liquid Hydrogen as a Propulsion Fuel, 1945-1959, NASA SP-4404, en prensa, cap. 12.
