El Saturn I [a] fue un cohete diseñado como el primer vehículo de lanzamiento de elevación media de los Estados Unidos para cargas útiles en órbita terrestre baja de hasta 20.000 libras (9.100 kg) . [2] La primera etapa del cohete se construyó como un grupo de tanques de propulsor diseñados a partir de diseños de tanques de cohetes más antiguos, lo que llevó a los críticos a referirse en broma a ella como " La última resistencia del grupo " . Su desarrollo fue asumido por la Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada (ARPA) en 1958 por la recién formada NASA civil . Su diseño demostró ser sólido y flexible. Tuvo éxito en iniciar el desarrollo de la propulsión de cohetes alimentados con hidrógeno líquido , el lanzamiento de los satélites Pegasus y la verificación en vuelo de la aerodinámica de la fase de lanzamiento del módulo de comando y servicio Apollo . Se volaron diez cohetes Saturn I antes de que fuera reemplazado por el derivado de carga pesada Saturn IB , que utilizaba una segunda etapa de mayor impulso total y un sistema de guía y control mejorado . También abrió el camino al desarrollo del vehículo superpesado Saturno V , que llevó a los primeros hombres al alunizaje en la Luna en el programa Apolo .
El presidente John F. Kennedy identificó el lanzamiento del Saturn I, y el lanzamiento del SA-5 en particular, como el punto en el que la capacidad de elevación de Estados Unidos superaría a la de los soviéticos, después de estar atrasados desde el Sputnik . [3] [4]
El proyecto Saturn se inició como una de una serie de propuestas para cumplir con un nuevo requisito del Departamento de Defensa (DoD) de que un vehículo pesado orbite una nueva clase de satélites de comunicaciones y "otros". [2] Los requisitos requerían un vehículo capaz de poner en órbita de 20.000 a 40.000 libras (9.100 a 18.100 kg) o acelerar de 13.200 a 26.200 libras (6.000 a 11.900 kg) para inyección translunar . Los lanzadores estadounidenses existentes podrían colocar un máximo de aproximadamente 3.900 libras (1.800 kg) en órbita, pero podrían ampliarse hasta 9.900 libras (4.500 kg) con nuevas etapas superiores de alta energía. En cualquier caso, estas etapas superiores no estarían disponibles hasta 1961 como muy pronto y aún no cumplirían con los requisitos del Departamento de Defensa para cargas pesadas.
El equipo de Wernher von Braun de la Agencia de Misiles Balísticos del Ejército de EE. UU. (ABMA) comenzó a estudiar el problema en abril de 1957. Calcularon que un cohete con el rendimiento requerido requeriría un propulsor de etapa inferior con un empuje de aproximadamente 1,5 millones de libras de fuerza. (6,7 MN) de empuje en el despegue. Dio la casualidad de que la Fuerza Aérea había comenzado recientemente a trabajar en un motor de este tipo, que finalmente surgió como el F-1 . Pero el F-1 no estaría disponible en el plazo que exigía el Departamento de Defensa y, de todos modos, estaría limitado a aproximadamente 1 millón de libras en el corto plazo. Otra posibilidad era un motor Rocketdyne , entonces conocido como E-1 , que proporcionaba alrededor de 360.000 a 380.000 lbf (1.600 a 1.700 kN), cuatro de los cuales alcanzarían los niveles de empuje requeridos. Este enfoque se convirtió en el favorito y se combinó con una primera etapa construida a partir de un grupo de nueve tanques colocados encima de una placa de empuje donde se conectarían los motores y las tuberías. El diseño preveía ocho tanques de cohetes similares a la etapa de Redstone atados alrededor de un tanque central más grande derivado de un cohete de Júpiter . Las similitudes de diseño y diámetro permitirían el uso de las mismas herramientas e instalaciones utilizadas para producir los tanques más antiguos, acelerando las fases de diseño y producción de la nueva etapa. [5] Al contrario de lo que se informó a la prensa en ese momento (y se propagó comúnmente desde entonces), los tanques no eran simplemente tanques Redstone y Júpiter, sino versiones mucho más largas construidas de nuevo con el mismo diámetro. [5]
Von Braun devolvió el diseño al Departamento de Defensa en diciembre de 1957 como Programa Nacional Integrado de Desarrollo de Misiles y Vehículos Espaciales , describiendo el nuevo diseño, entonces conocido simplemente como "Super-Júpiter". Se propusieron varias variaciones, utilizando una primera etapa agrupada común y etapas superiores basadas en Atlas o Titan I. ABMA favoreció al Titan porque la producción del Atlas tenía una prioridad extremadamente alta y había poco o ningún exceso de capacidad de sobra. Propusieron utilizar las herramientas Titan existentes con un diámetro de 120 pulgadas (3,0 m), pero alargarlas para producir un nuevo escenario de 200 pies (61 m) de largo. Se utilizaría un Centaur como tercera etapa, que se esperaba que estuviera lista para su uso operativo en 1963, justo cuando las dos etapas inferiores hubieran completado sus pruebas. El diseño de tres etapas resultante era mucho más alto y delgado que el diseño de Saturno que finalmente se construyó.
La Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada (ARPA) se formó en febrero de 1958 como parte del Departamento de Defensa y estaba a cargo de los requisitos. ARPA solicitó sólo un cambio en el diseño; Preocupados de que el E-1 aún estuviera en las primeras etapas de desarrollo, sugirieron buscar alternativas para garantizar que el cohete entrara en producción lo antes posible. ABMA respondió rápidamente con un diseño ligeramente modificado reemplazando los cuatro E-1 con ocho motores H-1 , una mejora menor del motor S-3D utilizado en los misiles Thor y Júpiter. Estimaron que cambiar los motores ahorraría alrededor de 60 millones de dólares y hasta dos años de tiempo de investigación y desarrollo.
von Braun se había referido anteriormente a los cohetes Redstone y Júpiter utilizados como lanzadores espaciales como Juno I y Juno II , respectivamente, y había presentado propuestas para versiones de múltiples etapas como Juno III y IV. Cambió el nombre del nuevo diseño a Juno V. El coste total de desarrollo de 850 millones de dólares (5.600 millones de dólares en el año 2007) entre 1958 y 1963 también cubrió 30 vuelos de investigación y desarrollo, algunos de los cuales llevaban cargas espaciales tripuladas y no tripuladas.
Satisfecho con el resultado, la Orden ARPA número 14-59, de 15 de agosto de 1958, ordenó la existencia del programa: [6]
A esto le siguió el 11 de septiembre de 1958 otro contrato con Rocketdyne para comenzar a trabajar en el H-1. El 23 de septiembre de 1958, ARPA y el Comando de Misiles de Artillería del Ejército (AOMC) redactaron un acuerdo adicional que ampliaba el alcance del programa, afirmando: "Además del disparo dinámico cautivo..., por la presente se acuerda que este programa ahora debería ser ampliado para permitir una prueba de vuelo de propulsión de este propulsor aproximadamente en septiembre de 1960". Además, querían que ABMA produjera tres propulsores adicionales, los dos últimos de los cuales serían "capaces de colocar cargas útiles limitadas en órbita".
von Braun tenía grandes esperanzas en el diseño, sintiendo que sería un excelente banco de pruebas para otros sistemas de propulsión, en particular el F-1, si maduraba. Describió los usos del Juno V como vehículo de transporte general para la investigación y el desarrollo de "armas espaciales ofensivas y defensivas". Se pronosticaron usos específicos para cada uno de los servicios militares, incluidos los satélites de navegación para la Armada; satélites de reconocimiento, comunicaciones y meteorológicos para el Ejército y la Fuerza Aérea; apoyo a misiones tripuladas de la Fuerza Aérea; y suministro logístico tierra-tierra para el Ejército a distancias de hasta 6.400 kilómetros. von Braun también propuso utilizar el Juno V como base de una misión lunar tripulada como parte del Proyecto Horizon . Juno podría elevar hasta 9.000 kg (20.000 libras) a la órbita terrestre baja, y propuso lanzar 15 de ellos para construir una nave espacial lunar de 91.000 kg (200.000 libras) en órbita terrestre.
Incluso en ese momento se utilizaba el nombre "Saturno", como "el que está después de Júpiter". Uno de los primeros informes de ARPA señaló: "Se considera que el SATURN es el primer vehículo espacial real, ya que el Douglas DC-3 fue el primer avión de pasajeros real y el caballo de batalla duradero en la aeronáutica". El cambio de nombre se hizo oficial en febrero de 1959.
La formación de la NASA el 29 de julio de 1958 dio lugar a un esfuerzo por recopilar los programas de lanzamiento de cohetes pesados existentes y seleccionar un conjunto único de diseños para trabajos futuros. En ese momento, tanto la Fuerza Aérea como el Ejército de los EE. UU. tenían equipos que desarrollaban dichos vehículos, el Saturn del Ejército y el Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) de la Fuerza Aérea . [7] El SLS utilizó un conjunto de componentes modulares comunes con propulsores de combustible sólido y etapas superiores de hidrógeno/oxígeno para permitir una amplia variedad de configuraciones de lanzamiento y pesos de carga útil. Ambos grupos también habían desarrollado planes para bases lunares tripuladas, el Horizon de ABMA con su método Earth Orbit Rendezvous para construir un gran cohete lunar en órbita terrestre, y el Proyecto Lunex de la Fuerza Aérea que planeaba lanzar un único módulo de aterrizaje enorme utilizando la configuración SLS más grande. . Por si esto fuera poco, los propios ingenieros de la NASA habían iniciado el diseño de su propia serie de diseño Nova , planeando utilizarlo en el perfil de ascenso directo similar al enfoque de la Fuerza Aérea.
Se pidió a Von Braun que presidiera un comité para estudiar los esfuerzos existentes y redactar recomendaciones. El comité presentó su informe el 18 de julio de 1958, comenzando con una crítica de cómo se había manejado mal el programa estadounidense hasta la fecha y señalando que el programa soviético estaba definitivamente por delante. Continuó describiendo cinco "generaciones" de cohetes, comenzando con los primeros Vanguard, pasando por el Juno, misiles balísticos intercontinentales como Atlas y Titan, diseños agrupados como el Saturn y, finalmente, el desarrollo final, un grupo que utiliza el F-1 con 6 millones de libras-fuerza (27 MN) de empuje. El informe continuó describiendo un programa de exploración tripulado utilizando estos cohetes a medida que estén disponibles; utilizando los misiles balísticos intercontinentales existentes, una pequeña estación espacial con capacidad para cuatro personas podría estar operativa en 1961, los grupos apoyarían un alunizaje tripulado en 1965-1966 y una estación espacial más grande con capacidad para 50 personas en 1967, mientras que el mayor de los cohetes apoyaría grandes expediciones a la Luna en 1961. 1972, estableció una base lunar permanente en 1973-1974 y lanzó viajes interplanetarios con tripulación en 1977.
En diciembre de 1958, todos los equipos se reunieron para presentar sus diseños. La NASA seleccionó la propuesta de von Braun el 6 de enero de 1959, dándole un impulso vital. A finales de enero, la NASA describió su programa de desarrollo completo. Esto incluía las etapas superiores Vega y Centaur, así como el Juno V y sus propios propulsores Nova. Vega fue cancelada más tarde cuando se publicó información sobre la etapa superior anteriormente secreta de Agena (entonces conocida como "Hustler"), y tenía un rendimiento aproximadamente comparable al diseño de la NASA.
El progreso en el diseño de Saturno pareció marchar sin contratiempos. En abril de 1959, los primeros motores H-1 comenzaron a llegar a ABMA y en mayo comenzaron las pruebas de funcionamiento. En junio comenzó la construcción de los sitios de lanzamiento del Complejo 34 en Cabo Cañaveral .
Luego, de forma bastante inesperada, 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. Más tarde declaró que le preocupaba que el proyecto estuviera quitando dinero ARPA de proyectos más urgentes y que, al parecer, las actualizaciones de los misiles balísticos intercontinentales existentes proporcionarían la capacidad de carga pesada necesaria en el corto plazo. Como lo expresó el comandante de la ABMA , John B. Medaris :
Buscando evitar la cancelación, los partidarios de Saturn del Departamento de Defensa y ARPA redactaron su propio memorando argumentando en contra de la cancelación. En su contra estaba el hecho de que ni el Ejército ni la NASA tenían ningún requisito por escrito para el propulsor en ese momento. Siguió una reunión de tres días entre el 16 y el 18 de septiembre de 1959, donde York y Dryden revisaron el futuro de Saturno y discutieron el papel del Titán C y Nova. El resultado fue igualmente inesperado; York acordó aplazar la cancelación y continuar con la financiación a corto plazo, pero sólo si la NASA aceptaba hacerse cargo del equipo ABMA y continuar el desarrollo sin la ayuda del Departamento de Defensa. La NASA estaba igualmente preocupada de que al depender de terceros para sus propulsores estuvieran poniendo en peligro todo su programa, y estaba muy abierta a la idea de hacerse cargo del equipo.
Mientras las partes continuaban las discusiones durante la semana siguiente, se llegó a un acuerdo; El equipo de von Braun en ABMA se mantendría unido y continuaría trabajando como desarrollador principal de Saturno, pero toda la organización sería transferida a la dirección de la NASA. Mediante orden ejecutiva presidencial del 15 de marzo de 1960, la ABMA se convirtió en el Centro de vuelos espaciales George C. Marshall (MSFC) de la NASA.
En julio de 1959, se recibió una solicitud de cambio de ARPA para actualizar la etapa superior a un diseño mucho más potente utilizando cuatro nuevos motores propulsados por hidrógeno líquido/ oxígeno líquido de 20.000 lbf (89 kN) en un diámetro mayor de 160 pulgadas (4,1 m). segunda etapa, con un Centaur mejorado que utiliza dos motores del mismo diseño para la tercera etapa. Sobre este cambio Medaris señaló:
Para llegar a algún tipo de acuerdo, en diciembre se formó un grupo formado por la NASA, la Fuerza Aérea, ARPA, ABMA y la Oficina del Departamento de Investigación e Ingeniería de Defensa bajo el Comité Silverstein . von Braun se mostró escéptico con respecto al hidrógeno líquido como combustible de etapa superior, pero el Comité lo convenció de que era el camino a seguir en el futuro desarrollo de etapa superior. Una vez realizados estos cambios, el proyecto de refuerzo de la NASA quedó completamente libre de cualquier dependencia de los desarrollos militares. En ese momento cualquier tipo de etapa superior era un juego limpio, y "si estos propulsores deben ser aceptados para las aplicaciones difíciles de la etapa superior", concluyó el comité, "no parece haber razones de ingeniería válidas para no aceptar el uso de alta -propulsores energéticos para la aplicación menos difícil a etapas intermedias".
El Comité describió una serie de posibles configuraciones de lanzamiento diferentes, agrupadas en tres categorías amplias. El grupo "A" eran versiones de bajo riesgo similares a los diseños de Saturn propuestos antes de la reunión; el diseño original que utilizaba etapas superiores Titan y Centaur se convirtió en el A-1, mientras que otro modelo que reemplazó al Titan con un grupo de IRBM se convirtió en el A-2. El diseño del B-1 propuso una nueva segunda etapa que reemplazaba el grupo A-2 con un nuevo diseño de cuatro motores utilizando el H-1 como etapa inferior. Finalmente, hubo tres modelos de la serie C que reemplazaron todas las etapas superiores por otras de hidrógeno líquido. El C-1 utilizó el SI existente agrupado en la parte inferior, agregando la nueva etapa S-IV con cuatro nuevos motores de 15.000 a 20.000 lbf (67 a 89 kN) y manteniendo el Centaur de dos motores en la parte superior, que ahora se conocerá como SV. escenario. El modelo C-2 añadió una nueva etapa S-III con dos nuevos motores de 150.000 a 200.000 lbf (670 a 890 kN), manteniendo al S-IV y al SV en la cima. Finalmente, la configuración C-3 agregó la etapa S-II con cuatro de estos mismos motores, manteniendo solo el S-III y el S-IV en la cima. Los modelos C superaron fácilmente a los A y B, con la ventaja adicional de que eran intercambiables y podían ampliarse para adaptarse a cualquier requisito de carga útil necesario.
De estos nuevos diseños de escenario, sólo el S-IV se entregaría alguna vez, y no en la forma que se redactó en el informe del Comité. Para cumplir con los cronogramas de desarrollo, se colocó un grupo de seis motores Centaur en la nueva etapa de 220 pulgadas (5,6 m) para producir el "nuevo" S-IV de aproximadamente el mismo rendimiento que los cuatro motores mejorados originales. Una gran cantidad de motores pequeños son menos eficientes y más problemáticos que una cantidad menor de motores grandes, y esto lo convirtió en un objetivo para una actualización temprana a un solo J-2 . La etapa resultante, la S-IVB , mejoró tanto el rendimiento que Saturn pudo lanzar el Apollo CSM , resultando invaluable durante el Proyecto Apollo .
Al final, el Titan C nunca fue entregado, y la Fuerza Aérea recurrió a los Titan II de "empuje aumentado" utilizando cohetes agrupados de combustible sólido . Estos nuevos diseños, los Titan III , se convirtieron en el principal vehículo de lanzamiento de carga pesada del Departamento de Defensa durante décadas, ya que costaba mucho menos fabricarlos y volarlos, en parte debido al uso de propulsores hipergólicos que podían almacenarse a temperatura ambiente. Un factor importante en esta decisión fue que el Departamento de Defensa prefirió tener un vehículo de lanzamiento sobre el cual tuvieran control total en lugar de tener que compartir el Saturn con la NASA (de todos los vehículos Titan III/ IV lanzados durante sus 40 años de funcionamiento, sólo un un puñado llevaban cargas útiles de la NASA). Asimismo, el desarrollo del Titan III eliminó la necesidad de los conceptos de puesta en escena "flexibles" del Saturn, que ahora sólo estaba destinado a ser utilizado para lanzamientos tripulados en el programa Apollo. Al eliminarse la necesidad de flexibilidad en la configuración de lanzamiento, la mayoría de estos diseños se abandonaron posteriormente. Sólo el SV sobrevivió en su forma original, mientras que el S-IV aparecería en forma modificada y el Saturn V presentaría una etapa S-II completamente diferente.
El Saturn I realizó su vuelo inaugural el 27 de octubre de 1961 con una etapa superior ficticia y una primera etapa parcialmente alimentada. La tensión en el fortín era alta, ya que hasta la fecha ningún vehículo de lanzamiento había tenido éxito en el primer intento y existía el temor generalizado de una explosión de la plataforma. Como el Saturno era el propulsor más grande jamás volado, un evento de este tipo seguramente sería extremadamente destructivo, posiblemente dejando fuera de uso el complejo de lanzamiento durante seis meses.
Al final, sin embargo, estas preocupaciones disminuyeron cuando el propulsor se elevó y realizó un vuelo de prueba impecable. A lo largo de los siguientes 17 meses siguieron tres vuelos más con etapas superiores ficticias, todos ellos total o mayoritariamente exitosos. Dos de ellos tenían el S-IV lleno de agua y detonado a gran altura después de la separación de etapas para formar una nube de hielo que luego fue fotografiada.
El vuelo número 5 en enero de 1964 fue el primero en llevar un S-IV activo, que reinició su motor en órbita para alcanzar una gran altitud donde permanecería hasta descomponerse dos años después. Siguieron otros dos vuelos durante el año con CSM Apollo estándar.
En este punto, sin embargo, la llegada del Titán III le había robado al Saturno su papel como lanzador del Departamento de Defensa y con el Saturn IB más nuevo y mejorado en desarrollo (ya que el Apollo CSM terminó siendo más pesado de lo esperado originalmente y por lo tanto necesitaba un mayor peso). potente vehículo de lanzamiento), el propulsor rápidamente quedó huérfano y no se le pudo encontrar ningún uso práctico.
La carga útil principal del Saturn I era la versión estándar de los módulos de comando y servicio de Apollo y del sistema de escape de lanzamiento . Los tres últimos también llevaban satélites de micrometeoroides Pegasus en el adaptador de nave espacial de segunda etapa.
El Saturn I fue considerado para el lanzamiento del avión espacial X-20 Dyna-Soar , [8] y posteriormente, para el lanzamiento de una cápsula Gemini en una misión circunlunar propuesta . [9] [10] Con la financiación del Dyna-Soar recortada en 1963 y el desarrollo del Apollo ya avanzado, estas propuestas nunca se realizaron.
Mucho más tarde, Saturno I también fue considerado como un sistema de misiles balísticos de corto alcance en el concepto TABAS. [ cita necesaria ] TABAS armó al Saturn con 25 toneladas métricas (55,000 lb) de armas convencionales en un sistema de transporte mecánico que aseguró que el misil impactara y destruyera una pista enemiga, dejándola fuera de combate durante tres días. Se consideró que el sistema era demasiado peligroso para implementar; cuando se lanzara, parecería ser un ataque nuclear y podría provocar una respuesta del mismo tipo.
La tercera etapa del SV fue desarrollada como la etapa del cohete Centaur. Voló inactivamente cuatro veces en el Saturn I con los tanques llenos de agua. Nunca voló en una misión activa. El SV se convertiría en una etapa superior para los vehículos de lanzamiento Atlas-Centaur y Titan III y sus derivados.
.jpg/1280px-S-I_rocket_stage_(9801761).jpg)
La primera etapa del SI estaba propulsada por ocho motores de cohetes H-1 que quemaban combustible RP-1 con oxígeno líquido (LOX) como oxidante. Los tanques de propulsor consistían en un tanque central de cohetes Júpiter que contenía LOX, rodeado por un grupo de ocho tanques de cohetes Redstone : cuatro pintados de blanco, que contenían LOX; y cuatro pintados de negro, que contienen el combustible RP-1. Los cuatro motores fueraborda estaban montados sobre cardanes , lo que permitía dirigirlos para guiar el cohete. En los vehículos del Bloque II (SA-5 a SA-10), ocho aletas proporcionaban estabilidad aerodinámica en el vuelo a través de la atmósfera. Características generales
Motor
La etapa S-IV estaba propulsada por seis motores RL10 alimentados con LOX/LH2 , montados sobre cardanes. Los tanques de propulsor utilizaron un mamparo único y común para separar los tanques de propulsor LOX y LH2, ahorrando un 20% del peso estructural junto con la longitud y complejidad de construcción asociadas.
Características generales
Motor
Los vehículos Saturn I Bloque I (SA-1 a SA-4) fueron guiados por instrumentos transportados en botes encima de la primera etapa SI e incluían la plataforma estabilizada ST-90, fabricada por Ford Instrument Company y utilizada en el misil Redstone. [11] Estos primeros cuatro vehículos siguieron trayectorias balísticas, no orbitales, y las etapas superiores ficticias no se separaron de la etapa motorizada única.
Los vehículos del Bloque II (SA-5 a SA-10) incluían dos etapas propulsadas y entraron en órbita. A partir del SA-5, los instrumentos de guía se llevaban en la unidad de instrumentos (IU) , justo delante de la etapa S-IV. La primera versión del IU tenía 3,9 m (154 pulgadas) de diámetro y 150 cm (58 pulgadas) de alto, y fue diseñada y construida por el Centro Marshall de Vuelos Espaciales . Los componentes de guía, telemetría, seguimiento y potencia estaban contenidos en cuatro contenedores cilíndricos presurizados unidos como radios a un eje central. [12] Esta versión voló en SA-5, SA-6 y SA-7.
MSFC voló la versión 2 del IU en SA-8, SA-9 y SA-10. La versión 2 tenía el mismo diámetro que la versión 1, pero sólo 34 pulgadas (86 cm) de alto. En lugar de contenedores presurizados, los componentes se colgaron del interior de la pared cilíndrica, consiguiendo una reducción de peso. [13]
La computadora de guía para el Bloque II fue la IBM ASC-15 . Otros instrumentos que llevaba la IU incluían componentes activos, que guiaban el vehículo; y componentes de pasajeros, que telemediron datos a tierra para pruebas y evaluación para su uso en vuelos posteriores. La plataforma estabilizada ST-90 fue la IMU activa para SA-5 y la primera etapa de SA-6. El ST-124 era el pasajero del SA-5 y estaba activo para la segunda etapa del SA-6 y misiones posteriores. La UI tenía una ventana óptica para permitir la alineación de la plataforma inercial antes del lanzamiento.
La etapa SV estaba destinada a ser propulsada por dos motores RL-10A-1 que quemaban hidrógeno líquido como combustible y oxígeno líquido como oxidante. Los tanques de propulsor utilizaban un mamparo común para separar los propulsores. La etapa SV se voló cuatro veces [14] en las misiones SA-1 a SA-4 ; En las cuatro misiones, los tanques del SV se llenaron con agua para utilizarlos como lastre durante el lanzamiento. El escenario nunca se voló en una configuración activa en ningún vehículo de lanzamiento Saturn. Esta etapa también se utilizó en el Atlas-LV3C como Centaur, cuyos derivados modernos todavía vuelan en la actualidad, lo que la convierte en la única etapa del cohete Saturn que todavía funciona actualmente.
Características generales
Motor
Para más lanzamientos de vehículos de la serie Saturn-1, consulte la página de Saturn IB.
A partir de 2021 [actualizar], hay tres lugares donde se exhiben los vehículos de prueba Saturn I (o partes de los mismos): [15]
SA-T Primera etapa de prueba estática del Saturn I. Fabricado en el Marshall Space Flight Center, utilizado en varias pruebas de disparo estático del MSFC desde 1960, luego enviado y utilizado en las instalaciones de ensamblaje de Michoud para pruebas de ajuste, antes de ser devuelto a Alabama. Ahora en exhibición horizontal, junto a la torre de pruebas estáticas en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales. En 2019, se informó que la NASA puso a disposición esta etapa para su donación a una organización, con la única provisión de una "tarifa de envío" de aproximadamente $ 250,000 para los costos de transporte. [dieciséis]
Al parecer, sin investigaciones por parte de instituciones calificadas para obtener la etapa SA-T, el propulsor fue demolido alrededor del 4 de abril de 2022. [17]
Vehículo de pruebas dinámicas SA-D Saturn I Bloque 1. Fabricado en MSFC, utilizado en varias pruebas dinámicas de MSFC hasta 1962. Ahora en exhibición en posición vertical con un escenario superior ficticio en el jardín de cohetes cerca de la sede de MSFC, junto con varios ejemplos de vehículos tradicionales como el cohete V-2 (A4), Redstone , Júpiter-C y Júpiter IRBM.
Vehículo de prueba dinámica SA-D5 Bloque 2: consta de una etapa de refuerzo SI-D5 y una etapa superior hidrostática/dinámica S-IV-H/D, utilizada en pruebas en el stand dinámico de MSFC en 1962. También se envió y se utilizó para realizar la verificación en LC -37B en Cabo Cañaveral en 1963. Fue devuelto a Alabama y modificado para su uso como etapa de prueba dinámica S-IB. Donado por NASA/MSFC al estado de Alabama al mismo tiempo que el vehículo de prueba dinámica Saturn V y ahora en exhibición en posición vertical en el Centro Espacial y de Cohetes de EE. UU. (anteriormente Centro Espacial y de Cohetes de Alabama), Huntsville, Alabama, donde se ha convertido en un hito local muy familiar.
{{cite web}}: Mantenimiento CS1: URL no apta ( enlace )