El Saturno V [f] es un vehículo de lanzamiento superpesado estadounidense retirado desarrollado por la NASA en el marco del programa Apolo para la exploración humana de la Luna . El cohete estaba calificado para ser lanzado por humanos , tenía tres etapas y estaba propulsado por combustible líquido . Voló entre 1967 y 1973, se utilizó para nueve vuelos tripulados a la Luna y para lanzar Skylab , la primera estación espacial estadounidense .
A partir de 2024, [actualizar]el Saturno V sigue siendo el único vehículo de lanzamiento que ha transportado humanos más allá de la órbita baja terrestre (LEO). El Saturno V tiene el récord de mayor capacidad de carga útil a la órbita baja terrestre, 311.152 libras (141.136 kg), que incluía el combustible sin quemar necesario para enviar el módulo de mando y servicio del Apolo y el módulo lunar a la Luna.
El modelo de producción más grande de la familia de cohetes Saturn , el Saturno V, fue diseñado bajo la dirección de Wernher von Braun en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales en Huntsville, Alabama ; los contratistas principales para la construcción del cohete fueron Boeing , North American Aviation , Douglas Aircraft Company e IBM . Se construyeron quince vehículos con capacidad de vuelo, sin contar tres utilizados para pruebas en tierra. Se lanzaron un total de trece misiones desde el Centro Espacial Kennedy , nueve de las cuales llevaron a 24 astronautas a la Luna desde el Apolo 8 (diciembre de 1968) hasta el Apolo 17 (diciembre de 1972).
En septiembre de 1945, [12] el gobierno de los EE. UU. trajo al tecnólogo de cohetes alemán Wernher von Braun y más de 1.500 ingenieros y técnicos de cohetes alemanes a los Estados Unidos en la Operación Paperclip , [13] [14] un programa autorizado por el presidente Truman . [15] Von Braun, que había ayudado a crear el cohete alemán V-2 , fue asignado a la división de diseño de cohetes del Ejército. [16] Entre 1945 y 1958, su trabajo se limitó a transmitir las ideas y métodos detrás del V-2 a los ingenieros estadounidenses, [12] aunque escribió libros y artículos en revistas populares. [17]
Este enfoque cambió en 1957, cuando los soviéticos lanzaron el Sputnik 1 a bordo de un misil balístico intercontinental R-7 , que podía llevar una ojiva termonuclear a los EE. UU. [18] [19] [20] El ejército y el gobierno comenzaron a poner más esfuerzo en enviar estadounidenses al espacio antes que los soviéticos. Recurrieron al equipo de von Braun, que había creado la serie de cohetes Júpiter . [21] El cohete Juno I lanzó el primer satélite estadounidense en enero de 1958. [22] Von Braun consideró que la serie de cohetes Júpiter era un prototipo de la próxima serie de cohetes Saturno , y se refirió a ella como "un Saturno infantil". [23]
Los diversos cohetes Saturno, que deben su nombre al sexto planeta desde el Sol , fueron diseñados a partir de los vehículos Júpiter. [24]
Entre 1960 y 1962, el Centro Marshall de Vuelos Espaciales (MSFC) diseñó una serie de cohetes Saturno que podrían desplegarse en órbita terrestre y misiones lunares. [25]
La NASA planeó utilizar el Saturno C-3 como parte del método de encuentro en órbita terrestre (EOR) para una misión lunar, con al menos dos o tres lanzamientos necesarios para un solo aterrizaje en la luna. [26] Sin embargo, el MSFC planeó un cohete aún más grande, el C-4, que utilizaría cuatro motores F-1 en su primera etapa, una segunda etapa C-3 agrandada y el S-IVB , una etapa con un solo motor J-2 , como su tercera etapa. El C-4 solo necesitaría realizar dos lanzamientos para llevar a cabo una misión lunar EOR. [27]
El 10 de enero de 1962, la NASA anunció sus planes de construir el C-5. El cohete de tres etapas estaría compuesto por la primera etapa S-IC, con cinco motores F-1; la segunda etapa S-II, con cinco motores J-2; y la tercera etapa S-IVB, con un solo motor J-2. [28]
El C-5 se sometería a pruebas de componentes incluso antes de que se construyera el primer modelo. La tercera etapa S-IVB se utilizaría como segunda etapa para el C-1B, que serviría tanto para demostrar la prueba de concepto y la viabilidad del C-5, como para proporcionar datos de vuelo críticos para el desarrollo del C-5. [29] En lugar de someterse a pruebas para cada componente principal, el C-5 se probaría de forma "completa", lo que significa que el primer vuelo de prueba del cohete incluiría versiones completas de las tres etapas. Al probar todos los componentes a la vez, se necesitarían muchos menos vuelos de prueba antes de un lanzamiento tripulado. [30] El C-5 fue confirmado como la opción de la NASA para el programa Apolo a principios de 1962, y se lo denominó Saturno V. [31] [32] El C-1 se convirtió en Saturno I y el C-1B en Saturno IB. [32] Von Braun dirigió un equipo en el MSFC para construir un vehículo capaz de lanzar una nave espacial tripulada a la Luna. [33] Durante estas revisiones, el equipo rechazó el diseño de motor único del V-2 y pasó a un diseño de múltiples motores. [34]
El diseño final del Saturno V tenía varias características clave. Se eligieron motores F-1 para la primera etapa, [9] mientras que un nuevo sistema de propulsión de hidrógeno líquido llamado J-2 para la segunda y tercera etapa. [35] [11] La NASA había finalizado sus planes para seguir adelante con los diseños de von Braun para el Saturno, y el programa espacial Apolo ganó velocidad. [36]
Las etapas fueron diseñadas por el Centro de Vuelos Espaciales Marshall de von Braun en Huntsville, y se eligieron contratistas externos para la construcción: Boeing ( S-IC ), North American Aviation ( S-II ), Douglas Aircraft ( S-IVB ) e IBM ( unidad de instrumentos ). [36]
Al principio del proceso de planificación, la NASA consideró tres métodos para la misión a la Luna: encuentro en órbita terrestre (EOR), ascenso directo y encuentro en órbita lunar (LOR). Una configuración de ascenso directo requeriría un cohete extremadamente grande para enviar una nave espacial de tres hombres a aterrizar directamente en la superficie lunar. Un EOR lanzaría la nave espacial de aterrizaje directo en dos partes más pequeñas que se combinarían en la órbita terrestre. Una misión LOR implicaría un solo cohete que lanzaría dos naves espaciales: una nave nodriza y un módulo de aterrizaje más pequeño para dos hombres que se reuniría con la nave espacial principal en la órbita lunar. El módulo de aterrizaje sería descartado y la nave nodriza regresaría a casa. [37]
En un primer momento, la NASA descartó la LOR como una opción más arriesgada, ya que aún no se había realizado un encuentro espacial en la órbita terrestre, y mucho menos en la órbita lunar. Varios funcionarios de la NASA, incluido el ingeniero del Centro de Investigación Langley John Houbolt y el administrador de la NASA George Low , argumentaron que un encuentro en órbita lunar proporcionaba el aterrizaje más simple en la Luna con el vehículo de lanzamiento más rentable y la mejor oportunidad de lograr el aterrizaje lunar en la década. [38] Otros funcionarios de la NASA se convencieron, y LOR fue seleccionado oficialmente como la configuración de la misión para el programa Apolo y anunciado por el administrador de la NASA James E. Webb el 7 de noviembre de 1962. [39] Arthur Rudolph se convirtió en el director del proyecto del programa de cohetes Saturno V en agosto de 1963. Desarrolló los requisitos para el sistema de cohetes y el plan de misión para el programa Apolo. El primer lanzamiento del Saturno V despegó del Centro Espacial Kennedy y se realizó sin problemas el 9 de noviembre de 1967, el cumpleaños de Rudolph. [40] Luego fue asignado como asistente especial del director del MSFC en mayo de 1968 y posteriormente se retiró de la NASA el 1 de enero de 1969. [41] El 16 de julio de 1969, el Saturno V lanzó el Apolo 11 , poniendo a los primeros hombres en la Luna. [42]
El tamaño y la capacidad de carga del Saturno V eclipsaban a los de todos los demás cohetes que habían volado con éxito hasta entonces. Con la nave espacial Apolo encima, medía 111 metros de alto y, sin contar las aletas, tenía 10 metros de diámetro. Con el combustible en su máxima capacidad, el Saturno V pesaba 2.900.000 kg [3] y tenía una capacidad de carga útil en órbita terrestre baja (LEO) estimada originalmente en 118.000 kg, pero estaba diseñado para enviar al menos 41.000 kg a la Luna. [47] Las actualizaciones posteriores aumentaron esa capacidad; en las tres últimas misiones lunares Apolo, envió hasta 43.500 kg a la Luna. [6]
A una altura de 363 pies (111 m), el Saturno V era 58 pies (18 m) más alto que la Estatua de la Libertad desde el suelo hasta la antorcha, [48] y 48 pies (15 m) más alto que la Torre Elizabeth , que alberga el Big Ben en el Palacio de Westminster . [49] En contraste, el vehículo de lanzamiento Mercury-Redstone utilizado en Freedom 7 , el primer vuelo espacial estadounidense tripulado, era aproximadamente 11 pies (3,4 m) más largo que la etapa S-IVB y entregaba menos empuje a nivel del mar (78.000 libras-fuerza (350 kN)) [50] que el cohete Launch Escape System (150.000 libras-fuerza (667 kN) de empuje a nivel del mar) montado sobre el módulo de comando Apollo. [51] El Apollo LES se disparó durante un tiempo mucho más corto que el Mercury-Redstone (3,2 segundos frente a 143,5 segundos). [50] [51]
El Saturno V fue diseñado principalmente por el Centro Marshall de Vuelos Espaciales en Huntsville, Alabama , aunque numerosos sistemas principales, incluidos los sistemas de propulsión, fueron diseñados por subcontratistas. El cohete utilizó los potentes motores cohete F-1 y J-2 ; durante las pruebas en el Centro Espacial Stennis, la fuerza desarrollada por los motores destrozó las ventanas de las casas cercanas. [52] Los diseñadores decidieron desde el principio intentar utilizar la mayor cantidad posible de tecnología del programa Saturno I para el Saturno V. En consecuencia, la tercera etapa S-IVB -500 del Saturno V se basó en la segunda etapa S-IVB-200 del Saturno IB . La unidad de instrumentos que controlaba el Saturno V compartía características con la que llevaba el Saturno IB. [53]
El Saturno V se construyó principalmente de aluminio . También se fabricó de titanio , poliuretano , corcho y amianto . [54] Los planos y otros planos del cohete están disponibles en microfilm en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales. [55]
El Saturno V constaba de tres etapas (la primera etapa S-IC , la segunda etapa S-II y la tercera etapa S-IVB ) y la unidad de instrumentos . Las tres etapas utilizaban oxígeno líquido (LOX) como oxidante . La primera etapa utilizaba RP-1 como combustible, mientras que la segunda y la tercera etapas utilizaban hidrógeno líquido (LH2). El LH2 tiene una energía específica (energía por unidad de masa) más alta que el RP-1, lo que lo hace más adecuado para órbitas de mayor energía, como la inyección translunar requerida para las misiones Apolo. Por el contrario, el RP-1 ofrece una mayor densidad de energía (energía por unidad de volumen) y un mayor empuje que el LH2, lo que lo hace más adecuado para reducir la resistencia aerodinámica y las pérdidas por gravedad en las primeras etapas del lanzamiento. Si la primera etapa hubiera utilizado LH2, el volumen requerido habría sido más de tres veces mayor, lo que habría sido aerodinámicamente inviable en ese momento. [56] Las etapas superiores también utilizaban pequeños motores de combustible sólido que ayudaban a separar las etapas durante el lanzamiento y a garantizar que los combustibles líquidos estuvieran en una posición adecuada para ser aspirados por las bombas. [57]
El S-IC fue construido por la Boeing Company en la instalación de ensamblaje Michoud , en Nueva Orleans , donde más tarde se construirían los tanques externos del transbordador espacial por Lockheed Martin . La mayor parte de su masa en el lanzamiento era propulsor: combustible RP-1 con oxígeno líquido como oxidante . [58] La etapa tenía 138 pies (42 m) de altura y 33 pies (10 m) de diámetro. Proporcionaba 7.750.000 lbf (34.500 kN) [10] de empuje a nivel del mar. La etapa S-IC tenía una masa seca de aproximadamente 303.000 libras (137.000 kilogramos); cuando estaba completamente cargada de combustible en el lanzamiento, tenía una masa total de 4.881.000 libras (2.214.000 kilogramos). El S-IC estaba propulsado por cinco motores Rocketdyne F-1 dispuestos en quincunce . El motor central se mantuvo en una posición fija, mientras que los cuatro motores exteriores podían girarse hidráulicamente con cardanes para dirigir el cohete. [9] En vuelo, el motor central se apagó unos 26 segundos antes que los motores exteriores para limitar la aceleración. Durante el lanzamiento, el S-IC encendió sus motores durante 168 segundos (la ignición se produjo unos 8,9 segundos antes del despegue) y, cuando se apagó el motor, el vehículo se encontraba a una altitud de unas 42 millas (67 km), se encontraba a unas 58 millas (93 km) de alcance y se movía a unos 7500 pies por segundo (2300 m/s). [59]
Aunque no se puso en producción, se propuso un reemplazo para la primera etapa: el AJ-260x . Este motor de cohete sólido habría simplificado el diseño al eliminar la configuración de cinco motores y, a su vez, habría reducido los costos de lanzamiento. [60]
El S-II fue construido por North American Aviation en Seal Beach, California . Utilizando hidrógeno líquido y oxígeno líquido, tenía cinco motores Rocketdyne J-2 en una disposición similar al S-IC, y también usaba los cuatro motores externos para el control. El S-II tenía 81,6 pies (24,87 m) de alto con un diámetro de 33 pies (10 m), idéntico al S-IC, [61] [62] y por lo tanto fue la etapa criogénica más grande hasta el lanzamiento del transbordador espacial en 1981. El S-II tenía una masa seca de aproximadamente 80.000 libras (36.000 kg); cuando estaba completamente cargado de combustible, pesaba 1.060.000 libras (480.000 kg). La segunda etapa aceleró el Saturno V a través de la atmósfera superior con 1.100.000 libras-fuerza (4.900 kN) de empuje en el vacío. [35]
Cuando estaba cargada con combustible, más del 90 por ciento de la masa de la etapa era propulsor; sin embargo, el diseño ultraligero había provocado dos fallos en las pruebas estructurales. En lugar de tener una estructura entre tanques para separar los dos tanques de combustible como se hizo en el S-IC, el S-II utilizó un mamparo común que se construyó tanto con la parte superior del tanque LOX como con la parte inferior del tanque LH2. Consistía en dos láminas de aluminio separadas por una estructura de panal hecha de resina fenólica . [62] [35] Este mamparo tenía que poder aislar contra la diferencia de temperatura de 126 °F (70 °C) entre los dos tanques. El uso de un mamparo común ahorró 7900 libras (3,6 t) al eliminar un mamparo y reducir la longitud de la etapa. [35] Al igual que el S-IC, el S-II fue transportado desde su planta de fabricación a Cabo Kennedy por mar. [63]
La etapa S-IVB fue construida por la Douglas Aircraft Company en Huntington Beach, California . Tenía un motor Rocketdyne J-2 y utilizaba el mismo combustible que la S-II. [11] La S-IVB utilizaba un mamparo común para separar los dos tanques. Tenía 58,6 pies (17,86 m) de alto con un diámetro de 21,7 pies (6,604 m) y también fue diseñada con una alta eficiencia de masa, aunque no tan agresivamente como la S-II. La S-IVB tenía una masa seca de aproximadamente 23.000 libras (10.000 kg) y, cuando estaba completamente cargada de combustible, pesaba aproximadamente 262.000 libras (119.000 kg). [64]
La S-IVB fue la única etapa del cohete Saturno V lo suficientemente pequeña para ser transportada por el avión de carga Aero Spacelines Pregnant Guppy . [63]
Para las misiones lunares se disparó dos veces: primero para la inserción en la órbita de la Tierra después del corte de la segunda etapa, y una segunda vez para la inyección translunar (TLI).
La unidad de instrumentos del Saturno V fue construida por IBM y se colocó en la parte superior de la tercera etapa del cohete. Fue construida en el Centro de Sistemas Espaciales en Huntsville, Alabama . Esta computadora controlaba las operaciones del cohete desde justo antes del despegue hasta que se descartó el S-IVB. Incluía sistemas de guía y telemetría para el cohete. Al medir la aceleración y la actitud del vehículo , podía calcular la posición y la velocidad del cohete y corregir cualquier desviación. [65]
Una vez finalizada la construcción y las pruebas en tierra de cada etapa, se enviaron al Centro Espacial Kennedy. Las dos primeras etapas eran tan grandes que la única forma de transportarlas era en barcaza. La S-IC, construida en Nueva Orleans, fue transportada por el río Misisipi hasta el Golfo de México . [66]
Después de rodear Florida , las etapas fueron transportadas por el Canal Intracostero hasta el Edificio de Ensamblaje de Vehículos (originalmente llamado Edificio de Ensamblaje Vertical). Esta era esencialmente la misma ruta que se usaría más tarde para enviar los tanques externos del Transbordador Espacial . El S-II fue construido en California y viajó a Florida a través del Canal de Panamá . La tercera etapa y la unidad de instrumentos fueron transportadas por la Pregnant Guppy y la Super Guppy de Aero Spacelines , pero también podrían haber sido transportadas por barcaza si hubiera sido necesario. [66]
Al llegar al edificio de ensamblaje vertical, cada etapa fue inspeccionada en posición horizontal antes de ser orientada verticalmente. La NASA también construyó grandes estructuras en forma de carrete que podrían usarse en lugar de etapas si una etapa en particular se retrasaba. Estos carretes tenían la misma altura y masa y contenían las mismas conexiones eléctricas que las etapas reales. [66]
La NASA apiló (ensambló) el Saturno V en un lanzador móvil , que consistía en una torre umbilical de lanzamiento con nueve brazos oscilantes (incluido el brazo de acceso de la tripulación), una grúa "cabeza de martillo" y un sistema de supresión de agua que se activaba antes del encendido del motor durante un lanzamiento. Una vez completado el ensamblaje, toda la pila se trasladó desde el edificio de ensamblaje de vehículos (VAB) hasta la plataforma de lanzamiento utilizando el transportador de orugas (CT). Construido por la Marion Power Shovel Company (y más tarde utilizado para transportar el transbordador espacial más pequeño y liviano, así como el sistema de lanzamiento espacial ), el CT funcionaba sobre cuatro orugas de doble oruga, cada una con 57 "zapatas". Cada zapata pesaba 2000 libras (910 kg). Este transportador también era necesario para mantener el cohete nivelado mientras viajaba las 3 millas (4,8 km) hasta el lugar de lanzamiento, especialmente en la pendiente del 3 por ciento que se encontraba en la plataforma de lanzamiento. El CT también llevaba la Estructura de Servicio Móvil (MSS), que permitía a los técnicos acceder al cohete hasta ocho horas antes del lanzamiento, cuando se movía al punto "medio camino" en el Crawlerway (la unión entre el VAB y las dos plataformas de lanzamiento). [66]
Desde 1964 hasta 1973, se destinaron 6.417 millones de dólares (equivalentes a 40.900 millones de dólares en 2023) [67] para la investigación y el desarrollo y los vuelos del Saturno V, siendo el máximo en 1966 con 1.200 millones de dólares (equivalentes a 8.610 millones de dólares en 2023). [1] Ese mismo año, la NASA recibió su mayor presupuesto total de 4.500 millones de dólares, aproximadamente el 0,5 por ciento del producto interno bruto (PIB) de los Estados Unidos en ese momento. [67]
Dos de las principales razones de la cancelación de las tres últimas misiones Apolo fueron las fuertes inversiones en el Saturno V y los costes cada vez mayores de la guerra de Vietnam para Estados Unidos en dinero y recursos. En el período de 1969 a 1971, el coste de lanzar una misión Apolo con el Saturno V fue de entre 185.000.000 y 189.000.000 de dólares, [1] [2] de los cuales 110 millones se utilizaron para la producción del vehículo [68] (equivalente a 1.180 millones–1.200 millones de dólares en 2023). [67]
El Saturno V llevó todas las misiones lunares Apolo, [69] que se lanzaron desde el Complejo de Lanzamiento 39 en el Centro Espacial John F. Kennedy en Florida . [70] Después de que el cohete dejó atrás la torre de lanzamiento, el control de vuelo se transfirió al Control de Misión en el Centro Espacial Johnson en Houston, Texas . [71] Una misión promedio utilizó el cohete durante un total de solo 20 minutos. Aunque el Apolo 6 experimentó tres fallas de motor, [72] y el Apolo 13 experimentó un apagado de motor, [73] las computadoras de a bordo pudieron compensar quemando los motores restantes por más tiempo para lograr la órbita de estacionamiento. [72]
En caso de que se produjera un aborto que requiriera la destrucción del cohete, el oficial de seguridad de campo apagaría remotamente los motores y después de varios segundos enviaría otra orden para que las cargas explosivas moldeadas adheridas a las superficies externas del cohete detonasen. Estas harían cortes en los tanques de combustible y oxidante para dispersar el combustible rápidamente y minimizar la mezcla. La pausa entre estas dos acciones daría tiempo a la tripulación para escapar a través de la Torre de Escape de Lanzamiento o (en las últimas etapas del vuelo) el sistema de propulsión del módulo de Servicio. Una tercera orden, "safe", se utilizaba después de que la etapa S-IVB alcanzara la órbita para desactivar irreversiblemente el sistema de autodestrucción. El sistema también se mantenía inactivo mientras el cohete todavía estuviera en la plataforma de lanzamiento. [74]
La primera etapa ardió durante aproximadamente 2 minutos y 41 segundos, elevando el cohete a una altitud de 42 millas (68 km) y una velocidad de 6,164 millas por hora (2,756 m/s) y quemando 4,700,000 libras (2,100,000 kg) de propulsor. [75]
A 8,9 segundos antes del lanzamiento, comenzó la secuencia de ignición de la primera etapa. El motor central se encendió primero, seguido por pares opuestos de motores exteriores a intervalos de 300 milisegundos para reducir las cargas estructurales sobre el cohete. Cuando los ordenadores de a bordo confirmaron el empuje, el cohete se "libera suavemente" en dos etapas: primero, los brazos de sujeción liberaron el cohete y, segundo, cuando el cohete comenzó a acelerar hacia arriba, se lo desaceleró mediante pasadores metálicos cónicos introducidos a través de orificios durante medio segundo. [9]
Una vez que el cohete despegó, no pudo volver a posarse de manera segura sobre la plataforma si fallaban los motores. Los astronautas consideraron que este fue uno de los momentos más tensos de su viaje en el Saturno V, ya que si el cohete no lograba despegar después de ser liberado, tenían pocas posibilidades de sobrevivir debido a la gran cantidad de combustible. Para mejorar la seguridad, el Sistema de Detección de Emergencias (EDS) del Saturno impidió que el motor se apagara durante los primeros 30 segundos de vuelo. Si las tres etapas explotaran simultáneamente en la plataforma de lanzamiento, un evento poco probable, el Saturno V tenía una potencia explosiva total de 543 toneladas de TNT o 0,543 kilotones (2.271.912.000.000 J o 155.143 libras de pérdida de peso), lo que equivale a 0,222 kt para la primera etapa, 0,263 kt para la segunda etapa y 0,068 kt para la tercera etapa. [76] (Ver Unidad de instrumentos del Saturno V ) [9] Contrariamente al mito popular , el ruido producido no era capaz de derretir el hormigón . [77] [78]
El cohete tardó unos 12 segundos en despegar de la torre. Durante este tiempo, se desvió 1,25 grados de la torre para asegurarse de que hubiera suficiente espacio libre a pesar de los vientos adversos; este desvío, aunque pequeño, se puede ver en las fotos del lanzamiento tomadas desde el este o el oeste. A una altitud de 130 m (430 pies), el cohete giró hasta el acimut de vuelo correcto y luego se inclinó gradualmente hasta 38 segundos después del encendido de la segunda etapa. Este programa de inclinación se estableció de acuerdo con los vientos predominantes durante el mes de lanzamiento. [9]
Los cuatro motores externos también se inclinaron hacia el exterior de modo que, en caso de un apagado prematuro de los motores externos, los motores restantes atravesarían el centro de masa del cohete . El Saturno V alcanzó los 400 pies por segundo (120 m/s) a más de 1 milla (1600 m) de altitud. Gran parte de la primera parte del vuelo se dedicó a ganar altitud, y la velocidad requerida llegó más tarde. El Saturno V rompió la barrera del sonido en poco más de 1 minuto a una altitud de entre 3,45 y 4,6 millas (5,55 y 7,40 km). En este punto, se formarían collares de choque, o nubes de condensación, alrededor de la parte inferior del módulo de mando y alrededor de la parte superior de la segunda etapa. [9]
A los 80 segundos aproximadamente, el cohete experimentó la presión dinámica máxima (max q). La presión dinámica de un cohete varía con la densidad del aire y el cuadrado de la velocidad relativa . Aunque la velocidad continúa aumentando, la densidad del aire disminuye tan rápidamente con la altitud que la presión dinámica cae por debajo de la máxima q. [9]
El combustible del S-IC constituía aproximadamente tres cuartas partes de la masa total de lanzamiento del Saturno V, y se consumía a 13.000 kilogramos por segundo (1.700.000 lb/min). La segunda ley del movimiento de Newton establece que la fuerza es igual a la masa multiplicada por la aceleración, o equivalentemente, que la aceleración es igual a la fuerza dividida por la masa, de modo que a medida que la masa disminuía (y la fuerza aumentaba un poco), la aceleración aumentaba. Incluyendo la gravedad, la aceleración de lanzamiento era de solo 1+1 ⁄ 4 g , es decir, los astronautas sintieron 1+1 ⁄ 4 g mientras el cohete aceleraba verticalmente a 1 ⁄ 4 g . A medida que el cohete perdía masa rápidamente, la aceleración total, incluida la gravedad, aumentó a casi 4 g en T+135 segundos. En este punto, el motor interno (central) se apagó para evitar que la aceleración aumentara más allá de 4 g . [9]
Cuando se detectó que se estaba agotando el oxidante o el combustible en los conjuntos de succión, se apagaron los cuatro motores externos restantes. La separación de la primera etapa se produjo un poco menos de un segundo después de esto para permitir que el F-1 redujera su empuje. Ocho pequeños motores de separación de combustible sólido alejaron al S-IC del resto del vehículo a una altitud de aproximadamente 42 millas (67 km). La primera etapa continuó en una trayectoria balística hasta una altitud de aproximadamente 68 millas (109 km) y luego cayó en el Océano Atlántico a aproximadamente 350 millas (560 km) de distancia. [9]
El procedimiento de apagado de los motores se modificó para el lanzamiento del Skylab con el fin de evitar daños en el soporte del telescopio Apollo . En lugar de apagar los cuatro motores externos a la vez, se apagaron de a dos con un retraso para reducir aún más la aceleración máxima. [9]
Después de la separación de S-IC, la segunda etapa S-II ardió durante 6 minutos e impulsó la nave a 109 millas (175 km) y 15.647 mph (25.181 km/h), cerca de la velocidad orbital . [35]
En los dos primeros lanzamientos sin tripulación, se encendieron ocho motores de combustible sólido durante cuatro segundos para acelerar la etapa S-II, seguidos del encendido de los cinco motores J-2. En las primeras siete misiones tripuladas del Apolo, solo se utilizaron cuatro motores de combustible sólido en la etapa S-II, y se eliminaron en los cuatro lanzamientos finales. Unos 30 segundos después de la separación de la primera etapa, el anillo entre etapas se soltó de la segunda etapa. Esto se hizo con una actitud fija inercialmente (orientación alrededor de su centro de gravedad ) de modo que la etapa intermedia, a solo 1 m de los motores J-2 externos, cayera limpiamente sin golpearlos, ya que la etapa intermedia podría haber dañado potencialmente dos de los motores J-2 si hubiera estado unida a la etapa S-IC. Poco después de la separación entre etapas, también se desechó el sistema de escape de lanzamiento . [35]
Unos 38 segundos después de la ignición de la segunda etapa, el Saturno V pasó de una trayectoria preprogramada a un "bucle cerrado" o modo de guía iterativa. La unidad de instrumentos ahora calculaba en tiempo real la trayectoria más eficiente en términos de consumo de combustible hacia su órbita objetivo. Si la unidad de instrumentos fallaba, la tripulación podía transferir el control del Saturno a la computadora del módulo de comando, tomar el control manual o abortar el vuelo. [35]
Aproximadamente 90 segundos antes del corte de la segunda etapa, el motor central se apagó para reducir las oscilaciones longitudinales de pogo. En ese momento, el caudal de LOX disminuyó, lo que modificó la proporción de mezcla de los dos propulsores y aseguró que quedara la menor cantidad posible de propulsor en los tanques al final del vuelo de la segunda etapa. Esto se hizo a un delta-v predeterminado . [35]
Cinco sensores de nivel en la parte inferior de cada tanque de combustible S-II se activaron durante el vuelo S-II, lo que permitió que dos de ellos activaran el corte y la puesta en marcha del S-II cuando se descubrieran. Un segundo después de que la segunda etapa se cortara, se separó y varios segundos después se encendió la tercera etapa. Los retrocohetes de combustible sólido montados en la etapa intermedia en la parte superior del S-II se dispararon para alejarlo del S-IVB. El S-II impactó a unas 2.600 millas (4.200 km) del sitio de lanzamiento. [35]
En la misión Apolo 13, el motor interior sufrió una importante oscilación de pogo, lo que provocó un apagado automático prematuro. Para garantizar que se alcanzara la velocidad suficiente, los cuatro motores restantes se mantuvieron activos durante más tiempo del previsto. Se instaló un supresor de pogo en las misiones Apolo posteriores para evitar esto, aunque el apagado temprano del quinto motor se mantuvo para reducir las fuerzas g . [73]
A diferencia de la separación en dos planos de la S-IC y la S-II, las etapas S-II y S-IVB se separaron con un solo paso. Aunque se construyó como parte de la tercera etapa, la etapa intermedia permaneció unida a la segunda etapa. La tercera etapa no utilizó mucho combustible para entrar en LEO (órbita terrestre baja), porque la segunda etapa había hecho la mayor parte del trabajo. [11]
Durante la misión Apollo 11 , una típica misión lunar, la tercera etapa estuvo encendida durante unos 2,5 minutos hasta el primer corte a los 11 minutos y 40 segundos. En ese momento se encontraba a 2648,35 km de distancia y en una órbita de estacionamiento a una altitud de 190 km y una velocidad de 28 054 km/h. La tercera etapa permaneció unida a la nave espacial mientras orbitaba la Tierra una vez y media mientras los astronautas y los controladores de la misión se preparaban para la inyección translunar (TLI). [11]
En los últimos tres vuelos Apolo, la órbita de estacionamiento temporal fue incluso más baja (aproximadamente 172 kilómetros o 107 millas) para aumentar la carga útil para estas misiones. La misión Apolo 9 en órbita terrestre se lanzó a la órbita nominal consistente con la Apolo 11, pero las naves espaciales pudieron usar sus propios motores para elevar el perigeo lo suficiente como para sostener la misión de 10 días. Skylab se lanzó a una órbita bastante diferente, con un perigeo de 434 kilómetros (270 millas) que lo sostuvo durante seis años, y también una mayor inclinación hacia el ecuador (50 grados frente a los 32,5 grados de Apolo). [11]
En el Apolo 11, el TLI se produjo 2 horas y 44 minutos después del lanzamiento. El S-IVB ardió durante casi seis minutos, lo que le dio a la nave espacial una velocidad cercana a la velocidad de escape de la Tierra de 25.053 mph (40.319 km/h). Esto permitió una transferencia energéticamente eficiente a la órbita lunar, y la Luna ayudó a capturar la nave espacial con un consumo mínimo de combustible CSM. [11]
Unos 40 minutos después del TLI, el módulo de mando y servicio (CSM) de la Apolo se separó de la tercera etapa, giró 180 grados y se acopló al módulo lunar (LM) que se encontraba debajo del CSM durante el lanzamiento. El CSM y el LM se separaron de la tercera etapa agotada 50 minutos después, en una maniobra conocida como transposición, acoplamiento y extracción . [11]
Si hubiera permanecido en la misma trayectoria que la nave espacial, el S-IVB podría haber presentado un peligro de colisión, por lo que se purgaron los propulsores restantes y se encendió el sistema de propulsión auxiliar para alejarlo. Para las misiones lunares anteriores al Apolo 13, el S-IVB se dirigió hacia el borde posterior de la Luna en su órbita para que la Luna lo lanzara más allá de la velocidad de escape de la Tierra y hacia la órbita solar. A partir del Apolo 13, los controladores dirigieron el S-IVB para que chocara contra la Luna. [79] Los sismómetros dejados por misiones anteriores detectaron los impactos, y la información ayudó a mapear la estructura interna de la Luna . [80]
En 1965 se creó el Programa de Aplicaciones Apolo (AAP) para estudiar misiones científicas que pudieran llevarse a cabo utilizando el hardware de Apolo. Gran parte de la planificación se centró en la idea de una estación espacial. Los planes anteriores de Wernher von Braun (1964) empleaban un concepto de " taller húmedo ", con una segunda etapa S-II gastada del Saturno V que se lanzaría a la órbita y se equiparía en el espacio. El año siguiente, el AAP estudió una estación más pequeña utilizando la segunda etapa del Saturno IB . En 1969, los recortes de financiación del Apolo eliminaron la posibilidad de adquirir más hardware del Apolo y obligaron a la cancelación de algunos vuelos posteriores de aterrizaje en la Luna. Esto liberó al menos un Saturno V, lo que permitió que el taller húmedo se reemplazara con el concepto de "taller seco": la estación (ahora conocida como Skylab) se construiría en tierra a partir de una segunda etapa sobrante del Saturno IB y se lanzaría sobre las dos primeras etapas activas de un Saturno V. [81] Se construyó una estación de respaldo, construida a partir de una tercera etapa del Saturno V, que ahora se exhibe en el Museo Nacional del Aire y el Espacio . [82]
El Skylab fue el único lanzamiento que no estuvo directamente relacionado con el programa de aterrizaje lunar del programa Apolo. Los únicos cambios significativos en el Saturno V con respecto a las configuraciones del programa Apolo implicaron algunas modificaciones en la S-II para que actuara como etapa terminal para insertar la carga útil del Skylab en la órbita terrestre y para ventilar el exceso de combustible después de apagar el motor de modo que la etapa gastada no se rompiera en órbita. La S-II permaneció en órbita durante casi dos años y realizó una reentrada sin control el 11 de enero de 1975. [83]
Tres tripulaciones vivieron a bordo del Skylab desde el 25 de mayo de 1973 hasta el 8 de febrero de 1974. [84] El Skylab permaneció en órbita hasta el 11 de julio de 1979. [85]
Después de la misión Apolo, se planeó que el Saturno V fuera el vehículo de lanzamiento principal del Prospector que se lanzaría a la Luna. Prospector era un rover robótico propuesto de 330 kilogramos (730 lb), similar a los dos rovers soviéticos Lunokhod , [86] las sondas Voyager a Marte y una versión a mayor escala de las sondas interplanetarias Voyager . [87] El Saturno V también iba a ser el vehículo de lanzamiento para el programa de prueba de la etapa de cohete nuclear RIFT y para algunas versiones del próximo proyecto NERVA . [88] Todos estos usos planificados del Saturno V fueron cancelados, siendo el costo un factor importante. Edgar Cortright , quien había sido el director de NASA Langley , declaró décadas después que "al JPL nunca le gustó el enfoque a gran escala. Siempre argumentaron en contra. Probablemente fui el principal defensor del uso del Saturno V, y perdí. Probablemente fue muy sabio que perdiera". [87]
La segunda producción cancelada del Saturno V probablemente habría utilizado el motor F-1A en su primera etapa, lo que habría proporcionado un aumento sustancial del rendimiento. Otros cambios probables habrían sido la eliminación de las aletas (que resultaron ser poco beneficiosas en comparación con su peso), una primera etapa S-IC alargada para soportar los F-1A más potentes y J-2 mejorados o un M-1 para las etapas superiores. [89]
Se propusieron varios vehículos Saturn alternativos basados en el Saturn V, desde el Saturn INT-20 con una etapa S-IVB y una etapa intermedia montada directamente sobre una etapa S-IC , hasta el Saturn V-23(L) que no solo tendría cinco motores F-1 en la primera etapa, sino también cuatro propulsores adicionales con dos motores F-1 cada uno, lo que da un total de trece motores F-1 encendiéndose en el lanzamiento. [90]
La falta de una segunda producción del Saturno V acabó con estos planes y dejó a Estados Unidos sin un vehículo de lanzamiento de carga superpesada. Algunos miembros de la comunidad espacial estadounidense llegaron a lamentarse por esta situación [91] , ya que la producción continuada podría haber permitido que la Estación Espacial Internacional, utilizando una configuración Skylab o Mir con puertos de atraque tanto estadounidenses como rusos, se elevara con solo un puñado de lanzamientos. El concepto Saturno-Shuttle también podría haber eliminado los cohetes propulsores sólidos del transbordador espacial que finalmente precipitaron el accidente del Challenger en 1986. [92]
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Las propuestas estadounidenses para un cohete más grande que el Saturno V desde finales de la década de 1950 hasta principios de la década de 1980 se denominaron generalmente Nova . Más de treinta propuestas diferentes de cohetes grandes llevaron el nombre Nova, pero ninguna se desarrolló. [93]
Wernher von Braun y otros también tenían planes para un cohete que hubiera contado con ocho motores F-1 en su primera etapa, como el Saturn C-8 , lo que permitiría un vuelo de ascenso directo a la Luna. Otros planes para el Saturno V exigían utilizar un Centauro como etapa superior o añadir propulsores acoplables . Estas mejoras habrían permitido el lanzamiento de grandes naves espaciales robóticas a los planetas exteriores o el envío de astronautas a Marte . Otros derivados del Saturno V analizados incluían la familia Saturno MLV de "vehículos de lanzamiento modificados", que casi habrían duplicado la capacidad de elevación de carga útil del Saturno V estándar y estaban destinados a ser utilizados en una misión propuesta a Marte en 1980. [ 94]
En 1968, Boeing estudió otro derivado del Saturno V, el Saturno C-5N , que incluía un motor de cohete térmico nuclear para la tercera etapa del vehículo. [95] El Saturno C-5N transportaría una carga útil considerablemente mayor para los vuelos espaciales interplanetarios . El trabajo en los motores nucleares, junto con todos los ELV del Saturno V , finalizó en 1973. [96]
El Comet HLLV fue un enorme vehículo de lanzamiento de carga pesada diseñado para el programa First Lunar Outpost , que estuvo en fase de diseño entre 1992 y 1993 en el marco de la Iniciativa de Exploración Espacial . Era un vehículo de lanzamiento derivado del Saturno V con más del doble de capacidad de carga útil y habría dependido completamente de la tecnología existente. Todos los motores del Comet HLLV eran versiones modernizadas de sus homólogos del Apollo y los tanques de combustible se estirarían. Su objetivo principal era apoyar el programa First Lunar Outpost y las futuras misiones tripuladas a Marte. Fue diseñado para ser lo más barato y fácil de operar posible. [97]
En 2006, como parte del programa Constellation propuesto , la NASA dio a conocer sus planes de construir dos vehículos de lanzamiento derivados del transbordador, el Ares I y el Ares V , que utilizarían parte del hardware y la infraestructura existentes del transbordador espacial y del Saturno V. Los dos cohetes tenían como objetivo aumentar la seguridad al especializar cada vehículo para diferentes tareas, el Ares I para lanzamientos de tripulación y el Ares V para lanzamientos de carga. [98] El diseño original del Ares V de carga pesada, llamado así en homenaje al Saturno V, tenía 360 pies (110 m) de altura y presentaba una etapa central basada en el tanque externo del transbordador espacial, con un diámetro de 28 pies (8,4 m). Debía ser propulsado por cinco motores RS-25 y dos cohetes propulsores sólidos (SRB) del transbordador espacial de cinco segmentos . A medida que el diseño evolucionó, los motores RS-25 fueron reemplazados por cinco motores RS-68 , los mismos motores utilizados en el Delta IV . El cambio del RS-25 al RS-68 tenía como objetivo reducir los costos, ya que este último era más barato, más simple de fabricar y más potente que el RS-25, aunque la menor eficiencia del RS-68 requería un aumento en el diámetro de la etapa central a 33 pies (10 m), el mismo diámetro que las etapas S-IC y S-II del Saturno V. [98]
En 2008, la NASA volvió a rediseñar el Ares V, alargando la etapa central, añadiendo un sexto motor RS-68 y aumentando los SRB a 5,5 segmentos cada uno. [99] Este vehículo habría tenido 381 pies (116 m) de altura y habría producido un empuje total de aproximadamente 8.900.000 lbf (40 MN ) en el despegue, más que el Saturno V o el Energia soviético , pero menos que el N-1 soviético . Proyectado para colocar aproximadamente 400.000 libras (180 t) en órbita, el Ares V habría superado al Saturno V en capacidad de carga útil. Una etapa superior, la Etapa de Salida de la Tierra , habría utilizado una versión más avanzada del motor J-2, el J-2X . El Ares V habría colocado el vehículo de aterrizaje lunar Altair en la órbita terrestre baja. Un vehículo tripulado Orión lanzado en Ares I se habría acoplado a Altair, y la etapa de salida de la Tierra luego enviaría la pila combinada a la Luna. [100]
Tras la cancelación del programa Constellation (y, por tanto, de Ares I y Ares V), la NASA anunció el lanzamiento del vehículo de lanzamiento de carga pesada Space Launch System (SLS) para la exploración espacial más allá de la órbita baja terrestre. [101] El SLS, similar al concepto original de Ares V, está propulsado por cuatro motores RS-25 y dos SRB de cinco segmentos. Su configuración Block 1 puede elevar aproximadamente 209.000 libras (95 t) a LEO. La configuración Block 1B añadirá la etapa superior de exploración , propulsada por cuatro motores RL10 , para aumentar la capacidad de carga útil. Una variante eventual Block 2 se actualizará con propulsores avanzados, aumentando la carga útil LEO a al menos 290.000 libras (130 t). [102]
Una propuesta para propulsores avanzados utilizaría un derivado del F-1 del Saturno V , el F-1B, y aumentaría la carga útil del SLS a alrededor de 330.000 libras (150 t) en LEO. [103] El F-1B debe tener un mejor impulso específico y ser más barato que el F-1, con una cámara de combustión simplificada y menos piezas de motor, al tiempo que produce 1.800.000 lbf (8,0 MN) de empuje a nivel del mar, un aumento sobre los aproximadamente 1.550.000 lbf (6,9 MN) logrados por el maduro motor F-1 del Apolo 15 , [104]
El 3 de septiembre de 2002, el astrónomo Bill Yeung descubrió un supuesto asteroide , al que se le dio la designación de descubrimiento J002E3 . Parecía estar en órbita alrededor de la Tierra, y pronto se descubrió a partir del análisis espectral que estaba cubierto de dióxido de titanio blanco , que era un componente principal de la pintura utilizada en el Saturno V. El cálculo de los parámetros orbitales llevó a la identificación tentativa como la etapa S-IVB del Apolo 12. [111] Los controladores de la misión habían planeado enviar el S-IVB del Apolo 12 a la órbita solar después de la separación de la nave espacial Apolo, pero se cree que la combustión duró demasiado tiempo y, por lo tanto, no lo envió lo suficientemente cerca de la Luna, por lo que permaneció en una órbita apenas estable alrededor de la Tierra y la Luna. En 1971, a través de una serie de perturbaciones gravitacionales , se cree que entró en una órbita solar y luego regresó a la órbita terrestre débilmente capturada 31 años después. Dejó la órbita terrestre nuevamente en junio de 2003. [112]
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