El S-IC (pronunciado S-one-C [2] [3] ) fue la primera etapa del cohete estadounidense Saturno V. La etapa S-IC fue fabricada por la compañía Boeing . Al igual que las primeras etapas de la mayoría de los cohetes , la mayor parte de su masa de más de 2000 t (4 400 000 lb) en el lanzamiento era propulsor, en este caso combustible para cohetes RP-1 y oxidante de oxígeno líquido (LOX) . Tenía 42 m (138 pies) de alto y 10 m (33 pies) de diámetro. La etapa proporcionó 34 500 kN (7 750 000 lbf) [1] de empuje a nivel del mar para llevar al cohete a través de los primeros 61 km (38 mi) de ascenso. La etapa tenía cinco motores F-1 en una disposición quincuncial . El motor central estaba fijo en su posición, mientras que los cuatro motores externos podían ser articulados hidráulicamente para controlar el cohete.
El contrato para fabricar el S-IC se adjudicó a Boeing Co. el 15 de diciembre de 1961. Para entonces, los ingenieros del Centro Marshall de Vuelos Espaciales (MSFC) ya habían decidido el diseño general de la etapa. El principal lugar de fabricación fue la instalación de ensamblaje Michoud , en Nueva Orleans. Las pruebas en el túnel de viento se llevaron a cabo en Seattle y el mecanizado de las herramientas necesarias para construir las etapas se realizó en Wichita , Kansas .
MSFC construyó las tres primeras etapas de prueba (S-IC-T, S-IC-S y S-IC-F) y los dos primeros modelos de vuelo (S-IC-1 y -2). [4]
La construcción de los tanques llevó aproximadamente de siete a nueve meses y la finalización de cada etapa, de catorce meses. La primera etapa construida por Boeing fue la S-IC-D, un modelo de prueba. [4]
Además de las cuatro etapas de prueba, la NASA ordenó 15 etapas de vuelo (S-IC-1 a -15) para apoyar el programa Apollo inicial. [4] En julio de 1967, la NASA le otorgó a Boeing un contrato para comenzar la adquisición de artículos de largo plazo (como líneas de propulsión y componentes de tanque) para las etapas S-IC 16 y 17. A mediados de 1967 se redactó un contrato completo para la construcción de S-IC-16 a S-IC-25, pero las etapas posteriores a S-IC-15 se cancelaron por completo en octubre de ese año debido a restricciones presupuestarias. [5] [6] Las S-IC-16 a -25 se habrían utilizado para misiones Apollo de seguimiento, incluidas las del Programa de Aplicaciones Apollo .
El S-IC estaba compuesto de cinco subsecciones principales.
El componente más grande y pesado del S-IC era la estructura de empuje, con una masa de 24 toneladas cortas (48.000 lb; 22.000 kg). [7] Fue diseñada para soportar el empuje de los cinco motores y redistribuirlo uniformemente a lo largo de la base del cohete. Había cuatro anclajes que sujetaban el cohete mientras acumulaba empuje. Se trataba de las piezas forjadas de aluminio más grandes producidas en los EE. UU. en ese momento, de 4,3 m (14 pies) de largo y 816 kg (1.799 lb) de peso. Las cuatro aletas estabilizadoras resistieron una temperatura de 1.100 °C (2.010 °F). [8]
Los cinco motores F-1 se encendieron en tres eventos escalonados, en los que primero se encendió el motor central, luego los dos motores exteriores y luego los dos motores exteriores restantes. Estos tres eventos de encendido estuvieron separados por solo 300 milisegundos. [4] Este enfoque de encendido escalonado redujo las cargas en la estructura de empuje, ya que un encendido instantáneo de los cinco motores impartiría una enorme tensión en la etapa.
Por encima de la estructura de empuje se encontraba el tanque de combustible, que contenía 730.000 L (730 m 3 ; 26.000 pies cúbicos) de combustible RP-1. [8] El tanque en sí tenía una masa de más de 12 toneladas cortas (24.000 lb; 11.000 kg) en seco [7] y podía liberar 4.900 L/s (4,9 m 3 /s; 170 pies cúbicos/s). Se burbujeó nitrógeno a través del tanque antes del lanzamiento para mantener el combustible mezclado. [8] Durante el vuelo, el combustible se presurizó utilizando helio , que se almacenó en tanques en el tanque de oxígeno líquido superior. Tanto la estructura de empuje como el tanque de combustible tenían pintura negra y blanca alternada, para controlar el balanceo del vehículo durante el vuelo.
Entre los tanques de combustible y oxígeno líquido se encontraba el tanque intermedio, que contenía las líneas de llenado y vaciado de propulsante para el tanque de oxígeno líquido, así como una parte de las cinco líneas de alimentación de oxígeno líquido para los motores.
El tanque de oxígeno líquido contenía 1.204.000 L (1.204 m3 ; 42.500 pies cúbicos) de LOX, lo que planteó problemas especiales para el diseñador. Las líneas por las que circulaba el LOX hasta el motor tenían que ser rectas (ya que cualquier curva ralentizaría el flujo de LOX, lo que requeriría tuberías aún más grandes y pesadas) y, por lo tanto, tenían que pasar por el tanque de combustible. Esto significaba aislar estas líneas dentro de un túnel para evitar que el combustible se congelara hacia el exterior y también significaba agregar cinco orificios adicionales en la parte superior del tanque de combustible. [8]
Sobre el tanque de oxígeno líquido se encontraba el faldón delantero, que conectaba el S-IC con la etapa S-II y contenía el equipo de telemetría y las líneas de ventilación del tanque LOX.
Dos retrocohetes de motor sólido se ubicaron dentro de cada uno de los cuatro carenados cónicos de los motores. Al separarse el S-IC del vehículo de vuelo, los ocho retrocohetes se encendieron, haciendo estallar secciones removibles de los carenados delante de las aletas y alejando al S-IC del vehículo de vuelo mientras se encendían los motores de la etapa S-II.
Los tanques de combustible del S-IC se fabricaron con paneles de aluminio de la serie 2219, mientras que la entreetapa, el faldón delantero y la estructura de empuje se construyeron con aluminio de la serie 7075. Las últimas tres secciones también estaban corrugadas con largueros externos, lo que proporcionaba un soporte estructural adicional. Los tanques de combustible no tenían largueros externos, ya que la presurización del tanque proporcionaba suficiente rigidez. [4]
El S-IC también llevaba el transpondedor ODOP para rastrear el vuelo después del despegue.
