El Saturno MLV fue una familia conceptual propuesta de cohetes , pensada como continuación del Saturno V. [ 1] [2] [3] [4] [5] [6] [7] [8] [9] MLV significa "Vehículo de lanzamiento modificado".
El Centro Marshall de Vuelos Espaciales especificó configuraciones de vehículos representativas de varios métodos alternativos de mejora para los estudios iniciales.
El modelo base Saturn MLV incorporaría estos cambios del Saturn V. La primera etapa del Saturn IC se habría alargado 240 pulgadas (610 cm) con 2.500.000 kg (5.600.000 lb) de propulsante y cinco nuevos motores F-1A ; la segunda etapa del S-II se habría alargado 41 pulgadas (100 cm) con 450.000 kg (1.000.000 lb) de propulsante y cinco motores J-2 ; la tercera etapa del S-IVB se habría reforzado, pero con un propulsante estándar de 100.000 kg (230.000 lb) y un motor J-2. También se investigó la propulsión nuclear en la tercera etapa y los motores toroidales J-2 en la segunda y tercera etapas. [2] [3]
El crecimiento de la altura del S-IC se habría limitado a 12 m (40 pies), debido a los límites de la barcaza cerrada. Si se hubiera solucionado esto, el crecimiento de la altura se habría limitado a 14 m (46 pies), debido a los límites de la grúa de montaje vertical.
La primera etapa del MS-IC-1 se habría reforzado debido a las mayores cargas estructurales. También se habría estirado 6,1 m (20 pies). [12] El sistema de presurización del propulsor habría tenido caudales un 15% más altos para compensar las diferencias entre los motores F-1 y F-1A. La etapa habría pesado 16.000 kg (36.000 lb) más que el S-IC cuando estaba vacía.
El MS-IC-1A habría sido una variante del MS-IC-1 con 6 motores, individualmente más débiles que los motores del MS-IC-1. [13] La cantidad total de empuje habría sido aproximadamente un 1,46% mayor que el MS-IC-1. Debido al motor adicional, el cardán interior está limitado a 2,5°, mientras que el exterior está restringido a 7,8°. Esto no habría planteado grandes problemas de control. Se habrían necesitado líneas de suministro adicionales para el MS-IC-1A. La etapa habría pesado 8.900 kg (19.600 lb) más que el MS-IC-1 y 25.000 kg (56.000 lb) más que el S-IC, mientras estaba vacía. La fabricación seguiría siendo en gran medida similar, mientras que el equipo de prueba y ensamblaje del vehículo sufriría cambios importantes.
Otras variantes estudiadas fueron el MS-IC-4(S)B (336 pulgadas de largo), [14] MS-IC/260 (tanques de combustible y propulsor alojados sobre motores de cohetes sólidos acoplados), [15] MS-IC-23(L) (240 pulgadas de largo) [16] y MS-IC-3B (20 pies de largo con motores F-1A). [17]
La variante MS-II-1 habría permanecido prácticamente sin cambios con respecto a la etapa S-II, salvo que se la reforzó para poder soportar mayores cargas de vuelo. [18] La fabricación y el GSE no habrían tenido cambios importantes.
La variante MS-II-1A habría tenido siete motores J-2. [19] Los cambios más importantes se habrían producido en la estructura de propulsión y empuje. La variante se habría ampliado para dar cabida a los 540.000 kg (1.200.000 lb) de propulsante.
La variante MS-II-2 habría tenido que tener una estructura de empuje rediseñada, debido al cambio al motor HG-3 . [20] La carga de propulsante se habría incrementado hasta un máximo de 540.000 kg (1.200.000 lb) y la longitud de la etapa se habría extendido a menos de o igual a 470 cm (187 in), sin cambios importantes en las instalaciones. Debido al motor HG-3, la interfaz entre la etapa y los motores habría necesitado cambios. Los sistemas eléctricos, de gestión del propulsante y de dispersión del propulsante también habrían requerido cambios.
Los cambios de fabricación para la variante MS-II-2 con respecto a la variante MS-II-1 habrían sido pequeños, excepto por el aumento del diámetro de las líneas de alimentación del motor HG-3, lo que provocó cambios en los accesorios de la línea de alimentación de los tanques LH2 . Los cambios en el tanque LOX y la estructura de empuje también habrían requerido cambios. Los cambios en el GSE también habrían requerido cambios en el manejo y el transporte. También se habrían requerido nuevos equipos para los sistemas de propulsión. Se habrían requerido cambios en las instalaciones para tener espacio para herramientas duplicadas. Las pruebas solo habrían requerido cambios menores en las instalaciones.
Otras variantes estudiadas fueron la MS-II-1-J-2T-200K (estiramiento de 41 pulgadas y motores J-2T-200K), [21] MS-II-1-J-2T-250K (estiramiento de 41 pulgadas y motores J-2T-250k), [22] MS-II-3B (estiramiento de 15,5 pies) [23] y MS-II-4(S)B . [24]
La tercera etapa del MS-IVB-1 habría tenido el mismo tamaño y forma que la etapa S-IVB sin modificar, pero se habría reforzado debido a la mayor capacidad de carga útil y a las tensiones de vuelo. [25] La bomba LOX J-2 habría sido modificada. El MS-IVB-1 habría pesado 598 kg (1.319 lb) más que el S-IVB. La fabricación del MS-IVB-1 solo habría requerido cambios menores. El sistema de represurización de helio habría reemplazado las botellas de helio ambiental por botellas frías y un calentador.
El MS-IVB-2 habría sido una versión alargada del S-IVB utilizando el motor HG-3. [26] El MS-IVB-2 también habría necesitado ser reforzado. La estructura de empuje habría sido reemplazada, debido al mayor empuje del motor HG-3. El tanque LOX habría recibido un segmento cilíndrico adicional. El sistema de helio del sistema de propulsión habría sido modificado de manera similar al MS-IVB-1, pero con un calentador adicional. El mamparo común habría sido más plano. Debido al cambio al motor HG-3, las bombas de enfriamiento LOX y LH2 habrían sido eliminadas. La fabricación habría requerido cambios importantes, con menos de la mitad de las 52 herramientas principales sin cambios. Los modelos GSE también tendrían que ser modificados en gran medida, con menos de la mitad sin cambios.
El MS-IVB-1A es similar al MS-IVB-2, pero con un motor J-2 y una estructura de empuje. [27] También tiene paredes de tanque más pesadas y otros cambios menos notables.
Otras variantes estudiadas fueron la MS-IVB-3B [28] y la MS-IVB-4(S)B . [29]
Algunas configuraciones de MLV habrían requerido que se actualizaran algunos motores.
Como alternativa a la incorporación de un motor adicional, se investigó la posibilidad de aumentar el empuje. La investigación utilizó la configuración 1522K como base para la mejora. Todos los motores mejorados habrían tenido que utilizar una turbina de 76 cm (30 pulgadas), porque la mejora estaba limitada por la turbina de 89 cm (35 pulgadas) utilizada en la configuración 1552K.
Además de la turbina de 30 pulgadas, la configuración 1650K habría requerido impulsores de bomba mejorados y un generador de gas más fuerte con una relación de mezcla más baja . La configuración 1800K habría requerido un mayor diámetro del impulsor de la bomba, un mayor volumen del generador de gas para resolver problemas de control de temperatura y una reducción de la contrapresión de escape de la turbina. La mejora de la potencia por encima de la configuración 1800K habría estado limitada por el par de la turbobomba y la velocidad crítica.
Se seleccionaron variantes de empuje de 1.000.000 N (225.000 lbf) y 1.100.000 N (250.000 lbf) para estudios de mejora, siendo la variante base la de 890.000 N (200.000 lbf).
La mejora de la potencia a la variante de 1.000.000 N (225.000 lbf) habría requerido cambios en las turbobombas, la válvula de control del generador de gas, el sistema de derivación de la cámara de empuje y el inyector. Para mejorar la potencia a la variante de 1.100.000 N (250.000 lbf) desde la variante de 1.000.000 N (225.000 lbf) habría requerido cambios en el conjunto de turbobomba del oxidante, la válvula de control del generador de gas concéntrico, la turbobomba de combustible y los conductos de alta presión agregados con la mejora.
En las etapas MS-IVB se podría haber recurrido al uso de propulsión nuclear para lograr un mayor rendimiento de inyección translunar .
Debido a la menor densidad de LH2, el vehículo habría sido más alto. Esto habría provocado mayores cargas estructurales y, en ocasiones, habría excedido los límites de altura de las instalaciones. Se cree que las mayores cargas estructurales se pueden solucionar sin realizar cambios importantes. Tanto los vehículos V-3 como el V-1/NERVA habrían superado el límite de altura de 120 m (410 pies) en hasta 18 m (60 pies). Limitar el propulsor del motor nuclear para reducir la altura a 120 m (410 pies) habría provocado que la carga útil del TLI se redujera en aproximadamente 14 000 kg (30 000 lb). Esto se podría haber solucionado mediante:
Los cambios y problemas relacionados con el Crawler son los límites de carga en la carretera y la ubicación de los brazos de servicio y el equipo de control.