El Comité de Evaluación del Vehículo Saturno , más conocido como el Comité Silverstein , fue una comisión del gobierno de los EE. UU. reunida en 1959 para recomendar direcciones específicas que la NASA podría tomar con el programa del cohete Saturno . [1] El comité estaba presidido por Abe Silverstein , un ingeniero de la NASA de larga trayectoria, con la intención expresa de seleccionar etapas superiores para el Saturno después de que estallara un desacuerdo entre la Fuerza Aérea y el Ejército sobre su desarrollo. Durante las reuniones, los miembros del Comité describieron una serie de diferentes diseños potenciales, incluida la solución de bajo riesgo que von Braun estaba desarrollando con fuselajes de misiles balísticos intercontinentales existentes , así como versiones que usaban etapas superiores completamente nuevas desarrolladas para aprovechar al máximo la etapa de refuerzo. Las ventajas de usar nuevas partes superiores fueron tan grandes que el comité convenció a un von Braun inicialmente escéptico, y el futuro del programa Saturno cambió para siempre.
En 1957, el Departamento de Defensa (DoD) publicó un conjunto de requisitos para un nuevo cohete de carga pesada para misiones que comenzarían a principios de los años 60. En ese momento, las tres ramas del ejército estadounidense estaban en 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 los EE. UU. ganó la concesión de que la cohetería de largo alcance fuera su dominio, incluidos todos los misiles tierra-tierra de más de 200 millas (320 km) de alcance. Sin embargo, el acuerdo no cubría "otras funciones", y los proyectos existentes en la Armada y el Ejército continuaron como antes.
La Fuerza Aérea estaba en medio de su proyecto Dyna-Soar y estaba diseñando un nuevo propulsor para lanzarlo bajo su requerimiento "SLV-4". Su respuesta principal a este requerimiento 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 (4,100 mm) de diámetro, en comparación con las 120 pulgadas (3,000 mm) del Titan II. Otros equipos dentro de la Fuerza Aérea también estaban desarrollando el concepto del Sistema de Lanzamiento Espacial , que combinaba el mismo Titan II con una serie de cohetes de combustible sólido como una "etapa cero". Al combinar diferentes cantidades y tamaños de estos cohetes, la pila de lanzamiento podría ajustarse a diferentes cargas útiles. El equipo SLS también delineó un camino de desarrollo para una misión lunar tripulada bajo su propuesta del Proyecto Lunex , utilizando el Titan 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 fuselajes de misiles existentes y opcionalmente añadían nuevos motores. La serie de diseños incluía el "Super-Titan", el "Super-Atlas" y el "Super-Jupiter". Este último se convirtió rápidamente en su foco de atención, ya que consistía en tecnología desarrollada en ABMA, mientras que el Atlas y el Titán eran diseños de la Fuerza Aérea que sufrían de problemas de desarrollo prolongados. El diseño del Super-Jupiter se basó casi por completo en equipos existentes, utilizando un grupo de misiles Redstone y Jupiter 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 quemara 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 formada Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada (ARPA), que se encargó del desarrollo del lanzador, se puso del lado del diseño de la ABMA. Su única preocupación era que los nuevos motores pudieran ser un riesgo, por lo que sugirieron que se utilizaran en su lugar mejoras más moderadas de los motores existentes. La ABMA adaptó rápidamente el diseño para utilizar ocho motores desarrollados a partir del S-3D del Júpiter como H-1 , en lugar de los cuatro del E-1 propuesto del diseño original. La ARPA quedó satisfecha y comenzó a financiar el desarrollo tanto del propulsor en la ABMA como de los nuevos motores H-1 en Rocketdyne . Los contratos se licitaron en octubre de 1958 y el trabajo avanzó rápidamente; el primer lanzamiento de prueba del H-1 tuvo lugar en diciembre y ya se había completado una maqueta del propulsor. Originalmente conocido como Super-Jupiter, el diseño se convirtió en Juno V durante el desarrollo, y el 3 de febrero un memorando de la ARPA rebautizó oficialmente el proyecto como Saturno.
Poco después, la recién formada NASA también expresó su interés en el diseño de Saturn como parte de su estrategia a largo plazo. Los lanzamientos a principios de la década de 1960 se centrarían en la órbita baja terrestre utilizando misiles balísticos intercontinentales existentes como lanzadores, el desarrollo de tecnología para el programa lunar se basaría en Saturn y la misión lunar de ascenso directo real utilizaría el enorme cohete Nova , que entonces estaba en diseño en 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 terminar el programa Saturn. York consideró que el Departamento de Defensa no debería financiar un cohete cuyo único papel concreto era apoyar un programa espacial civil. Se organizó una reunión para "salvar" el programa, lo que dio como resultado que el programa Saturn, y todo ABMA con él, se transfirieran 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 eran 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.
El grupo recibió la solicitud de formular recomendaciones para el desarrollo del cohete Saturno, en particular en lo que respecta a la selección de las configuraciones de la etapa superior. Además, el estudio se centró en cuatro áreas principales: determinar las misiones y cargas útiles deseadas, identificar posibles problemas 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 siguió agitando el proceso de desarrollo. En diciembre, la ABMA, que en ese momento todavía formaba parte del Ejército, recibió una orden para cambiar la etapa superior del Saturn, del vehículo derivado del Titan con un diámetro de 120 pulgadas, a una nueva con un diámetro de 160 pulgadas que requeriría considerablemente más desarrollo. La etapa de 160 pulgadas de diámetro era la misma que la etapa superior del Titan C, y al realizar este cambio en el Saturn, el Departamento de Defensa tendría dos diseños de etapa superior que competirían para el requisito SLV-4, además de permitir que Saturn lanzara Dyna-Soar si surgiera la necesidad. La ABMA ya estaba probando los motores para su etapa superior derivada del Titan, y estaba molesta con esta nueva solicitud.
Se organizó una reunión de todas las partes implicadas bajo la dirección de Abe Silverstein, cuyos esfuerzos anteriores fueron decisivos para que Saturn fuera seleccionado para misiones de la NASA. El grupo enumeró tres misiones para el vehículo Saturno 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 órbita geoestacionaria; y misiones espaciales tripuladas de aproximadamente 10.000 libras (4.500 kg) en órbitas bajas, como Dyna-Soar. [2]
Para que esas misiones de "gran altitud" fueran prácticas, el rendimiento de las etapas superiores sería clave. Cada libra utilizada en la etapa o en su combustible significaría mucha menos carga, dado cualquier propulsor particular (primera etapa). Dado que era la relación potencia-peso lo que necesitaban, las etapas superiores basadas en hidrógeno líquido parecían ser la única opción a seguir: el peso ligero del combustible compensa cualquier dificultad para manipularlo. La propuesta de Saturno siempre había incluido una etapa de este tipo para la inserción orbital, la Centaur , una etapa que quema hidrógeno derivada del ICBM Atlas .
Para las etapas intermedias, los diseñadores tenían algo más de flexibilidad. Los miembros del Comité esbozaron una serie de posibles soluciones agrupadas en tres clases diferentes: clase "A", clase "B" y clase "C". Un elemento 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 unidos al grupo de tanques Jupiter/Redstone, que se convertiría en la etapa SI , así como la etapa superior de dos motores Centaur . Los diseños de clase "A" eran las soluciones de bajo riesgo; el diseño actual de von Braun se convirtió en el A-1 , que consistía en 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 misiles balísticos intercontinentales Thor . Aunque los vehículos de clase "A" habrían tenido la disponibilidad de vuelo más temprana debido a la utilización del hardware existente, no lograron cumplir con 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 único diseño de clase "B" considerado por el comité, el B-1 , consistía en un diseño de cuatro etapas con la mencionada primera etapa SI y la cuarta etapa Centaur. La segunda etapa sería un diseño totalmente nuevo de 220 pulgadas LOX/RP-1 que utilizaría cuatro de los motores H-1 utilizados por la primera etapa, junto con una nueva tercera etapa de cuatro motores derivada de Centaur pero con un diámetro de 220 pulgadas. Aunque el vehículo B-1 cumplía con los requisitos de la misión, habría sido demasiado costoso y habría llevado demasiado tiempo desarrollar la nueva segunda etapa.
Los diseños de la clase "C" utilizaban hidrógeno líquido en todas las etapas superiores. La C-1 consistiría en el propulsor SI existente, una nueva etapa S-IV de 220 pulgadas de Douglas Aircraft impulsada por cuatro versiones mejoradas de los motores Centaur con un empuje de 15.000 lbf (67 kN) a 20.000 lbf (89 kN) por motor, y un Centaur modificado que utiliza los mismos motores como tercera etapa. La C-1 se convertiría en la 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 el S-IV y el Centaur en la parte superior. La 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 de la 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) ya sea reemplazando los cuatro motores H-1 centrales por un motor F-1, o mejorando los ocho motores H-1.
El análisis de los resultados sugirió firmemente que los modelos C eran los únicos que valían la pena seguir adelante, ya que ofrecían un rendimiento mucho mayor que cualquier otra combinación y brindaban una gran flexibilidad al permitir que las etapas se mezclaran y combinaran para cualquier necesidad de lanzamiento particular. Además, al desarrollar el cohete de manera modular, se lograría la máxima confiabilidad del vehículo, ya que cada nueva etapa se agregaría a etapas ya probadas y comprobadas.
Así pues, la decisión no se basó en el rendimiento, que estaba claramente decidido, sino en el riesgo de desarrollo. El Saturno siempre había sido diseñado para que supusiera el menor riesgo posible; los únicos componentes realmente nuevos eran una pequeña mejora del motor para la etapa inferior y el Centaur como etapa superior. El desarrollo de etapas de combustión de hidrógeno completamente nuevas para toda la "pila" aumentaría el riesgo de que un fallo de cualquiera de los componentes pudiera interrumpir todo el programa. Pero, como señalaron los miembros del Comité: "Si se aceptan estos propulsores para las difíciles aplicaciones de la etapa superior, no parece haber razones de ingeniería válidas para no aceptar el uso de propulsores de alta energía para la aplicación menos difícil de las etapas intermedias". Von Braun se convenció; el desarrollo del diseño actual continuaría como respaldo, pero el futuro del Saturno se basaba en el hidrógeno y estaba diseñado exclusivamente para 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 con el cronograma mejoraron con dos decisiones de la administración de 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 administradores del programa un estatus privilegiado para obtener materiales escasos. Más importante aún, la administración aceptó la solicitud de la NASA de fondos adicionales. El presupuesto de Saturn para el año fiscal 1961 se incrementó de $140 millones a $230 millones. 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 adaptado por la NASA, el Departamento de Defensa perdió interés en él para sus propias necesidades. El desarrollo del Titan continuó para estas funciones y, como resultado, la flexibilidad que ofrecía la variedad de etapas intermedias del modelo Saturn C simplemente no fue necesaria y finalmente se abandonó.
De la recomendación sólo sobrevivió la primera etapa del SI y la más pequeña de las nuevas etapas superiores, la S-IV. Originalmente se pretendía que la S-IV estuviera equipada con cuatro motores Centaur mejorados, pero para disminuir el riesgo se decidió utilizar los motores existentes y aumentar su número de cuatro a seis. Ya estaba en desarrollo un nuevo motor más grande, el J-2 , que podría reemplazarlos. El diseño original del S-IV, de 220 pulgadas con seis motores, se utilizó solo durante 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-IVB con motor J-2 del Saturn IB .
Hasta 1963, los Saturn se clasificaban con una C y un número arábigo. La gente suele suponer que la C representaba la configuración, pero según Spaceport News del Centro Espacial Kennedy (17 de enero de 1963), los ingenieros del MSFC la utilizaban para designar "conceptos" vehiculares. Saturn C-1 denotaba el concepto del cohete propulsor S-1 coronado por etapas superiores que utilizaban hidrógeno líquido como propulsor. C-2, C-3 y C-4 eran conceptos preliminares que precedieron al cohete lunar C-5 (Saturno V). Para obtener información adicional sobre los orígenes de Saturn, véase John L. Sloop, Liquid Hydrogen as a Propulsion Fuel, 1945-1959, NASA SP-4404, en prensa, cap. 12.
