El Saturn C-3 fue el tercer cohete de la serie Saturn C estudiado entre 1959 y 1962. El diseño era para un vehículo de lanzamiento de tres etapas que podía lanzar 45.000 kilogramos (99.000 lb) a la órbita terrestre baja y enviar 18.000 kilogramos (40.000 lb). ) a la Luna mediante inyección translunar . [2] [1]
La propuesta del presidente Kennedy de los Estados Unidos el 25 de mayo de 1961 de un objetivo explícito de aterrizaje lunar con tripulación impulsó a la NASA a solidificar sus requisitos de vehículos de lanzamiento para un aterrizaje lunar. Una semana antes, William Fleming (Oficina de Programas de Vuelos Espaciales, Sede de la NASA) presidió un comité ad hoc para realizar un estudio de seis semanas de duración sobre los requisitos para un alunizaje. Considerando que el método de ascenso directo era el más factible, concentraron su atención en consecuencia y propusieron vuelos circunlunares a finales de 1965 utilizando el vehículo de lanzamiento Saturn C-3. [3]
A principios de junio de 1961, Bruce Lundin, subdirector del Centro de Investigación Lewis, dirigió un estudio de una semana de duración sobre seis posibilidades diferentes de encuentro. Las alternativas incluían encuentro orbital terrestre (EOR), encuentro orbital lunar (LOR), encuentro terrestre y lunar, y encuentro en la superficie lunar, empleando diseños Saturn C-1, C-3 y Nova. El comité de Lundin concluyó que el encuentro disfrutaba de distintas ventajas sobre el ascenso directo y recomendó un encuentro orbital de la Tierra utilizando dos o tres Saturno C-3. [3]
La NASA anunció el 7 de septiembre de 1961 que la planta de artillería Michoud, propiedad del gobierno, cerca de Nueva Orleans, Luisiana, sería el sitio para la fabricación y ensamblaje de la primera etapa del Saturn C-3, así como de vehículos más grandes del programa Saturn. Los finalistas fueron dos plantas de propiedad gubernamental en St. Louis y Nueva Orleans. La altura del techo de la fábrica de Michoud significaba que no se podía construir un vehículo de lanzamiento con ocho motores F-1 ( clase Nova , Saturn C-8 ); cuatro o cinco motores (primera etapa) tendrían que ser el máximo ( Saturno C-5 )
Esta decisión puso fin a la consideración de un vehículo de lanzamiento de clase Nova para un ascenso directo a la Luna o como compañero de carga pesada con el Saturn C-3 para el encuentro en la órbita terrestre.
Durante varias propuestas de Nova, se propuso un concepto de Nova Modular compuesto por agrupar la primera etapa del C-3. [4]
El Centro Marshall de Vuelos Espaciales en Huntsville, Alabama, desarrolló una propuesta de encuentro en la órbita terrestre (EOR) para el programa Apolo en 1960-1961. La propuesta utilizaba una serie de pequeños cohetes del tamaño de la mitad de un Saturno V para lanzar diferentes componentes de una nave espacial con destino a la Luna. Estos componentes se ensamblarían en órbita alrededor de la Tierra y luego se enviarían a la Luna mediante inyección translunar . Para probar y validar la viabilidad del enfoque EOR para el programa Apollo, se fundó el Proyecto Gemini con este objetivo: "Efectuar el encuentro y el acoplamiento con otro vehículo ( vehículo objetivo Agena ) y maniobrar la nave espacial combinada utilizando el sistema de propulsión. del vehículo objetivo".
El Saturn C-3 habría sido el principal vehículo de lanzamiento para el encuentro en la órbita terrestre. El propulsor constaba de una primera etapa que contenía dos motores Saturn V F-1 , una segunda etapa que contenía cuatro potentes motores J-2 y la etapa S-IV de un propulsor Saturn I. Sólo se desarrolló y voló la etapa S-IV del Saturn C-3, pero todos los motores especificados se utilizaron en el cohete Saturn V que llevó al hombre a la Luna. [5]
El concepto de encuentro en órbita lunar (LOR) se estudió en el Centro de Investigación Langley ya en 1960. El memorando de John Houbolt que defendía LOR para misiones lunares en noviembre de 1961 a Robert Seamans describía el uso del vehículo de lanzamiento Saturn C-3 y evitaba Grandes propulsores y módulos de aterrizaje lunares complejos. [6]
Después de seis meses de discusiones adicionales en la NASA, en el verano de 1962, la propuesta de encuentro en órbita lunar (LOR) del Centro de Investigación Langley fue seleccionada oficialmente como la configuración de la misión para el programa Apolo el 7 de noviembre de 1962. [7] A fines de 1962 , se consideró que el diseño del Saturn C-3 no era necesario para los requisitos del programa Apollo, ya que luego se propusieron propulsores más grandes ( Saturno C-4 , Saturn C-5), por lo que se cancelaron más trabajos en el Saturn C-3. [8]
Desde 1961, se han estudiado, propuesto y financiado varias variantes del Saturn C-3. Los estudios más extensos se centraron en las variantes del Saturn C-3B antes de finales de 1962, cuando se seleccionó el encuentro en la órbita lunar y se aprobó el desarrollo del Saturn C-5. El tema común de estas variantes es la primera etapa con al menos 3.044.000 lbf (13.540 kN) de empuje al nivel del mar (SL). Estos diseños utilizaban dos o tres motores Rocketdyne F-1 en una etapa S-IB -2 o S-IC y diámetros que oscilaban entre 8 y 10 metros (26 a 33 pies) que podían levantar hasta 110.000 libras (50.000 kg) a baja altura. Órbita terrestre (LEO).
La falta de un vehículo de lanzamiento Saturn C-3 en 1965 creó una gran brecha de carga útil (LEO) entre la capacidad de 21.000 kg (46.000 lb) del Saturn IB y la capacidad de 75.000 kg (165.000 lb) del Saturn V de tres etapas. A mediados de la década de 1960, el Centro Marshall de Vuelos Espaciales (MSFC) de la NASA inició varios estudios para un vehículo de lanzamiento que llenara este vacío de capacidad de carga útil y ampliara las capacidades de la familia Saturn. Tres empresas presentaron propuestas a MSFC para este requisito: Martin Marietta (constructor de vehículos Atlas y Titan), Boeing (constructor de las primeras etapas del S-1B y S-1C) y North American (constructor de la segunda etapa del S-II).
La revisión del Saturn C-3B (1961) aumentó el empuje total de las tres etapas a 17.200 kN. El diámetro de la primera etapa (S-IB-2) se aumentó a 33 pies (10 metros). La eventual primera etapa del Saturn V (S-IC) utilizaría este mismo diámetro, pero añadiría 8 metros a su longitud. Una consideración adicional añadió un tercer motor F-1 a la primera etapa. El diámetro de la segunda etapa del S-II sería de 8,3 y 21,3 metros (27 y 70 pies) de longitud.
La versión de 3 etapas utilizaría la etapa S-IV, con un diámetro de 5,5 metros y 12,2 metros de longitud.
La revisión del Saturn C-3BN (1961) utilizaría el NERVA para la tercera etapa de este vehículo de lanzamiento. La tecnología NERVA ha sido estudiada y propuesta desde mediados de los años 50 para la futura exploración espacial.
El 7 de octubre de 1966, Boeing presentó un informe final al Centro Marshall de Vuelos Espaciales de la NASA, "Estudios de vehículos Saturn V mejorados y vehículos de carga útil intermedia". Ese informe describió el Saturn INT-20 , un vehículo de lanzamiento intermedio de dos etapas con una primera etapa S-1C que usa tres o cuatro motores F-1, y un S-IVB como segunda etapa con un motor J-2. La capacidad de carga útil del vehículo para LEO sería de 45.000 a 60.000 kg, comparable al diseño anterior del Saturn C-3 (1961). Boeing proyectó la entrega y el primer vuelo en 1970, basándose en una decisión de 1967.
El Saturn II fue una serie de vehículos de lanzamiento prescindibles estadounidenses, estudiados por North American Aviation (NAA, más tarde Rockwell) en 1966, bajo el Centro Marshall de Vuelos Espaciales de la NASA (MSFC) y derivados de componentes del cohete Saturn V utilizado para el programa Apollo. . Los diseños norteamericanos se centraron en eliminar la primera etapa S-IC construida por Boeing y utilizar la segunda etapa S-II de North American para el núcleo del vehículo de lanzamiento. La intención del estudio era eliminar la producción del Saturn IB y crear un vehículo de lanzamiento pesado de menor costo basado en el hardware Saturn V actual (1966).
La necesidad de un vehículo de lanzamiento con capacidad Saturn C-3 (45 toneladas a LEO) continuó más allá del programa Apollo. El Complejo de Lanzamiento Espacial de la Estación de la Fuerza Aérea de Cabo Cañaveral 37 , inicialmente diseñado para dar servicio a los Saturn I e IB, estaba previsto para su uso eventual en el Saturn C-3, pero se desactivó en 1972. En 2001, Boeing renovó el complejo para su lanzamiento Delta IV EELV. vehículo. La variante Delta IV Heavy sólo puede lanzar 22,5 toneladas a LEO.
El desastre del transbordador espacial Challenger de 1986 y el programa del sistema de lanzamiento espacial de 2010 dieron como resultado propuestas renovadas para derivados de Saturn C-3 que utilizan los motores Rocketdyne F-1A con núcleos de refuerzo y herramientas existentes (10 m - etapa Saturn S-IC ; 8,4 m - Transbordador espacial externo tanque ; 5,1 m - Núcleo de refuerzo común Delta IV ).
Después del desastre del transbordador espacial Challenger , la Fuerza Aérea de los Estados Unidos (USAF) y la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) realizaron un estudio conjunto del Sistema de Lanzamiento Avanzado (1987-1990). Hughes Aircraft y Boeing desempolvaron el diseño anterior del Saturn C-3 y presentaron su propuesta para el vehículo de lanzamiento Jarvis . [9]
El Jarvis sería un cohete de tres etapas, de 58 m (190 pies) de altura y 8,38 m (27,5 pies) de diámetro. Diseñado para elevar 38 toneladas a LEO, utilizaría motores de cohetes F-1 y J-2 y herramientas almacenadas del programa de cohetes Saturn V junto con tecnologías más recientes de la era Shuttle para proporcionar costos de lanzamiento más bajos. [10]
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