El Saturn V [a] es un vehículo de lanzamiento súper pesado estadounidense retirado desarrollado por la NASA en el marco del programa Apolo para la exploración humana de la Luna . El cohete estaba clasificado para humanos , tenía tres etapas y funcionaba con combustible líquido . Volado de 1967 a 1973, se utilizó para nueve vuelos tripulados a la Luna y para lanzar Skylab , la primera estación espacial estadounidense .
A partir de 2024, el Saturn V seguirá siendo el único vehículo de lanzamiento que ha llevado humanos más allá de la órbita terrestre baja (LEO). Saturno V tiene récords de carga útil más pesada lanzada y mayor capacidad de carga útil en órbita terrestre baja: 311,152 lb (141,136 kg), que incluía la tercera etapa y el propulsor no quemado necesario para enviar el módulo de comando y servicio del Apolo y el módulo lunar a la Luna.
El modelo de producción más grande de la familia de cohetes Saturn , el Saturn V, fue diseñado bajo la dirección de Wernher von Braun en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales en Huntsville, Alabama ; los contratistas principales fueron Boeing , North American Aviation , Douglas Aircraft Company e IBM . Se construyeron un total de 15 vehículos con capacidad de vuelo, más tres para pruebas en tierra. Trece fueron lanzados desde el Centro Espacial Kennedy sin pérdida de tripulación ni carga útil . Un total de 24 astronautas fueron lanzados a la Luna desde el Apolo 8 (diciembre de 1968) al Apolo 17 (diciembre de 1972).
En septiembre de 1945, [12] el gobierno estadounidense trajo al tecnólogo de cohetes alemán Wernher von Braun y a 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 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 sobre un misil balístico intercontinental R-7 , que podría transportar una ojiva termonuclear a los EE. UU. [18] [19] [20] El ejército y el gobierno comenzaron a tomar medidas serias para enviar estadounidenses al espacio. . Recurrieron al equipo de von Braun, que había creado y experimentado con la serie de cohetes Júpiter . [21] El cohete Juno I lanzó el primer satélite estadounidense en enero de 1958. [22] Von Braun consideró la serie Júpiter como un prototipo y se refirió a ella como "un Saturno infantil". [23]
El diseño de Saturno, que lleva el nombre del sexto planeta desde el Sol , evolucionó a partir de los cohetes de la serie Júpiter. [24]
Entre 1960 y 1962, el Centro Marshall de Vuelos Espaciales (MSFC) diseñó una serie de cohetes Saturno que podían desplegarse en diversas órbitas terrestres o misiones lunares. [25]
La NASA planeaba utilizar el Saturn C-3 como parte del método de encuentro en órbita terrestre (EOR), y se necesitaban al menos dos o tres lanzamientos para una sola misión lunar. [26] Sin embargo, el MSFC planeó un cohete aún más grande, el C-4, que usaría cuatro motores F-1 en su primera etapa, una segunda etapa C-3 agrandada y el S-IVB , una etapa con un solo motor. Motor J-2 , como tercera etapa. El C-4 necesitaría sólo dos lanzamientos para llevar a cabo una misión lunar EOR. [27]
El 10 de enero de 1962, la NASA anunció planes para construir el C-5. El cohete de tres etapas constaría de 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 del S-IVB se utilizaría como segunda etapa para el C-1B, lo que serviría para demostrar la prueba de concepto y la viabilidad del C-5, pero también proporcionaría 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 con tripulación. [30] El C-5 fue confirmado como la elección de la NASA para el programa Apolo a principios de 1962, y fue nombrado Saturn V. [31] [32] El C-1 se convirtió en Saturn I y el C-1B se convirtió en Saturn 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 un solo motor del V-2 y pasó a un diseño de múltiples motores. [34]
El diseño final del Saturn V tenía varias características clave. Se eligieron motores F-1 para la 1ª etapa, [9] mientras que un nuevo sistema de propulsión de hidrógeno líquido denominado J-2 para la 2ª y 3ª etapa. [35] [11] La NASA había finalizado sus planes para continuar con los diseños de Saturno de von Braun y el programa espacial Apolo ganó velocidad. [36]
Una vez finalizada la configuración, la NASA centró su atención en los perfiles de la misión. Hubo una controversia entre el uso de un encuentro en órbita lunar para el módulo lunar o un encuentro en órbita terrestre. El Consejo de Gestión de Vuelos Espaciales Tripulados prefirió LOR mientras que el Comité Asesor Científico del Presidente prefirió EOR. Después de una ronda de estudios, James Webb confirmó el 7 de noviembre que se había elegido una órbita lunar para el módulo lunar. [37] Las etapas fueron diseñadas por el Centro Marshall de Vuelos Espaciales 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]
Early in the planning process, NASA considered three methods for the Moon mission: Earth orbit rendezvous (EOR), direct ascent, and lunar orbit rendezvous (LOR). A direct ascent configuration would require an extremely large rocket to send a three-man spacecraft to land directly on the lunar surface. An EOR would launch the direct-landing spacecraft in two smaller parts which would combine in Earth orbit. A LOR mission would involve a single rocket launching two spacecraft: a mother ship, and a smaller, two-man landing module which would rendezvous back with the main spacecraft in lunar orbit. The lander would be discarded and the mother ship would return home.[38]
At first, NASA dismissed LOR as a riskier option, as a space rendezvous had yet to be performed in Earth orbit, much less in lunar orbit. Several NASA officials, including Langley Research Center engineer John Houbolt and NASA Administrator George Low, argued that a lunar orbit rendezvous provided the simplest landing on the Moon with the most cost–efficient launch vehicle, and the best chance to accomplish the lunar landing within the decade.[39] Other NASA officials became convinced, and LOR was then officially selected as the mission configuration for the Apollo program on November 7, 1962.[40] Arthur Rudolph became the project director of the Saturn V rocket program in August 1963. He developed the requirements for the rocket system and the mission plan for the Apollo program. The first Saturn V launch lifted off from Kennedy Space Center and performed flawlessly on November 9, 1967, Rudolph's birthday.[41] He was then assigned as the special assistant to the director of MSFC in May 1968 and subsequently retired from NASA on January 1, 1969.[42] On July 16, 1969, the Saturn V launched Apollo 11, putting the first men on the Moon.[43]
El tamaño y la capacidad de carga útil del Saturn V eclipsaban a todos los demás cohetes anteriores volados con éxito en ese momento. Con la nave espacial Apolo encima, medía 111 m (363 pies) de altura y, ignorando las aletas, tenía 10 m (33 pies) de diámetro. Completamente alimentado, el Saturn V pesaba 6,5 millones de libras (2.900.000 kg) [3] y tenía una capacidad de carga útil en órbita terrestre baja (LEO) estimada originalmente en 261.000 libras (118.000 kg), pero fue diseñado para enviar al menos 90.000 libras (41.000 kg). ) a la Luna. [48] Las actualizaciones posteriores aumentaron esa capacidad; en las últimas tres misiones lunares Apolo, envió hasta 43.500 kg (95.901 lb) a la Luna. [6] (Nunca se utilizó para lanzar su capacidad completa de carga útil LEO).
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, [49] y 48 pies (15 m) más alto que la Torre Isabel . que alberga el Big Ben en el Palacio de Westminster . [50] Por el contrario, el vehículo de lanzamiento Mercury-Redstone utilizado en Freedom 7 , el primer vuelo espacial estadounidense con tripulación, era aproximadamente 11 pies (3,4 m) más largo que la etapa S-IVB y entregaba menos empuje al nivel del mar (78.000 libras-fuerza ( 350 kN)) [51] que el cohete Launch Escape System (empuje al nivel del mar de 150.000 libras de fuerza (667 kN)) montado encima del módulo de comando Apollo. [52] El Apollo LES disparó durante un tiempo mucho más corto que el Mercury-Redstone (3,2 segundos frente a 143,5 segundos). [51] [52]
El Saturn V fue diseñado principalmente por el Centro Marshall de Vuelos Espaciales en Huntsville, Alabama , aunque numerosos sistemas importantes, incluida la propulsión, fueron diseñados por subcontratistas. Utilizaba los potentes motores de cohetes F-1 y J-2 para su propulsión; Rompieron las ventanas de las casas cercanas cuando fueron probados en el Centro Espacial Stennis. [53] Los diseñadores decidieron desde el principio intentar utilizar la mayor cantidad posible de tecnología del programa Saturn I. En consecuencia, la tercera etapa S-IVB -500 del Saturn V se basó en la segunda etapa S-IVB-200 del Saturn IB . La unidad de instrumentos que controlaba el Saturn V compartía características con la que llevaba el Saturn IB. [54]
El Saturn V fue construido principalmente de aluminio . También estaba fabricado de titanio , poliuretano , corcho y amianto . [55] Los planos y otros planos de Saturno V están disponibles en microfilm en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales. [56]
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 utilizaron oxígeno líquido (LOX) como oxidante . La primera etapa utilizó RP-1 como combustible, mientras que la segunda y tercera etapas utilizaron hidrógeno líquido (LH2). LH2 tiene una energía específica (energía por unidad de masa) más alta que 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 de 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 cual es aerodinámicamente inviable. [57] Las etapas superiores también utilizaron pequeños motores de vacío de propulsor sólido que ayudaron a separar las etapas durante el lanzamiento y a garantizar que los propulsores líquidos estuvieran en una posición adecuada para ser aspirados hacia las bombas. [58]
El S-IC fue construido por la Compañía Boeing en las instalaciones de ensamblaje de Michoud , Nueva Orleans , donde Lockheed Martin construiría más tarde los tanques externos del transbordador espacial . La mayor parte de su masa en el lanzamiento era propulsor: combustible RP-1 con oxígeno líquido como oxidante . [59] Tenía 138 pies (42 m) de alto y 33 pies (10 m) de diámetro. La etapa proporcionó 7.750.000 lbf (34.500 kN) [10] de empuje al nivel del mar. La etapa S-IC tenía una masa seca de aproximadamente 303.000 libras (137.000 kilogramos); cuando estaba lleno de combustible en el momento del lanzamiento, tenía una masa total de 4.881.000 libras (2.214.000 kilogramos). Estaba propulsado por cinco motores Rocketdyne F-1 dispuestos en forma quincunce . El motor central se mantenía en una posición fija, mientras que los cuatro motores exteriores podían girar hidráulicamente con cardanes para dirigir el cohete. [9] En vuelo, el motor central se apagaba unos 26 segundos antes que los motores fuera de borda para limitar la aceleración. Durante el lanzamiento, el S-IC encendió sus motores durante 168 segundos (el encendido se produjo aproximadamente 8,9 segundos antes del despegue) y cuando se apagó el motor, el vehículo estaba a una altitud de aproximadamente 42 millas (67 km), estaba a una distancia de aproximadamente 58 millas (93 km). ), y se movía a unos 7500 pies por segundo (2300 m/s). [60]
Si bien no se puso en producción, un reemplazo propuesto para la primera etapa fue el AJ-260 x. 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. [61]
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 motores exteriores para el control. El S-II tenía 81,6 pies (24,87 m) de altura con un diámetro de 33 pies (10 m), idéntico al S-IC, [62] [63] y, por lo tanto, era 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 lleno 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 de fuerza (4.900 kN) de empuje en el vacío. [35]
Cuando estaba cargado, significativamente más del 90 por ciento de la masa del escenario 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 hacía en el S-IC, el S-II usó un mamparo común que se construyó tanto desde la parte superior del tanque LOX como desde la parte inferior del tanque LH2. Estaba formado por dos láminas de aluminio separadas por una estructura alveolar fabricada en resina fenólica . [63] [35] Este mamparo tenía que 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 del escenario. [35] Al igual que el S-IC, el S-II fue transportado desde su planta de fabricación hasta Cabo Kennedy por mar. [64]
El S-IVB fue construido por Douglas Aircraft Company en Huntington Beach, California . Tenía un motor J-2 y usaba el mismo combustible que el S-II. [11] El S-IVB utilizó un mamparo común para separar los dos tanques. Tenía 58,6 pies (17,86 m) de altura con un diámetro de 21,7 pies (6,604 m) y también fue diseñado con una alta eficiencia de masa, aunque no tan agresivamente como el S-II. El S-IVB tenía una masa seca de aproximadamente 23.000 libras (10.000 kg) y, con el combustible completo, pesaba aproximadamente 262.000 libras (119.000 kg). [sesenta y cinco]
El S-IVB era la única etapa de cohete del Saturn V lo suficientemente pequeña como para ser transportada por el avión de carga Aero Spacelines Pregnant Guppy . [64]
Para misiones lunares se disparó dos veces: primero para la inserción en la órbita terrestre después del corte de la segunda etapa, y luego para la inyección translunar (TLI).
La unidad de instrumentos fue construida por IBM y se colocó encima de la tercera etapa. Fue construido en el Centro de Sistemas Espaciales en Huntsville, Alabama . Esta computadora controló 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 , podría calcular la posición y la velocidad del cohete y corregir cualquier desviación. [66]
Una vez completada la construcción y las pruebas en tierra de cada etapa, se envió al Centro Espacial Kennedy. Las dos primeras etapas eran tan grandes que la única forma de transportarlas era en barcaza. El S-IC, construido en Nueva Orleans, fue transportado por el río Mississippi hasta el Golfo de México . [67]
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 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 Aero Spacelines Pregnant Guppy y Super Guppy , pero también podrían haber sido transportadas en una barcaza si fuera necesario. [67]
Al llegar al Edificio de Asamblea Vertical, cada etapa fue inspeccionada en posición horizontal antes de orientarse verticalmente. La NASA también construyó grandes estructuras en forma de carretes que podrían usarse en lugar de etapas si una etapa en particular se retrasara. Estos carretes tenían la misma altura y masa y contenían las mismas conexiones eléctricas que los escenarios reales. [67]
La NASA apiló (ensambló) el Saturn 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 lanzamiento. Una vez completado el montaje, se trasladó toda la pila desde el edificio de montaje de vehículos (VAB) a la plataforma de lanzamiento utilizando el transportador sobre orugas (CT). Construido por Marion Power Shovel Company (y luego utilizado para transportar el transbordador espacial más pequeño y liviano), el CT funcionaba sobre cuatro bandas de rodadura de doble oruga, cada una con 57 "zapatos". Cada zapato pesaba 2000 libras (910 kg). Este transportador también debía mantener el nivel del cohete mientras viajaba las 3 millas (4,8 km) hasta el sitio de lanzamiento, especialmente en la pendiente del 3 por ciento encontrada en la plataforma de lanzamiento. El CT también llevaba la Estructura de Servicio Móvil (MSS), que permitió a los técnicos acceder al cohete hasta ocho horas antes del lanzamiento, cuando fue trasladado al punto "a mitad de camino" del Crawlerway (el cruce entre el VAB y las dos plataformas de lanzamiento). . [67]
Desde 1964 hasta 1973, se asignaron 6.417 millones de dólares (equivalentes a 39.500 millones de dólares en 2022) [68] en total 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 8.310 millones de dólares en 2022). ). [1] Ese mismo año, la NASA recibió su mayor presupuesto total de 4.500 millones de dólares, alrededor del 0,5 por ciento del producto interno bruto (PIB) de los Estados Unidos en ese momento. [68]
Dos razones principales para la cancelación de las últimas tres misiones Apolo fueron las fuertes inversiones en Saturno V y los costos cada vez mayores de la guerra de Vietnam para Estados Unidos en dinero y recursos. En el período comprendido entre 1969 y 1971, el coste de lanzar una misión Apolo Saturno V fue de entre 185.000.000 y 189.000.000 de dólares, [1] [2] de los cuales 110 millones de dólares se utilizaron para la producción del vehículo [69] (equivalente a 1.140 millones de dólares ). 1.160 millones de dólares en 2022). [68]
El Saturno V llevó a cabo todas las misiones lunares Apolo, [70] que fueron lanzadas desde el Complejo de Lanzamiento 39 en el Centro Espacial John F. Kennedy en Florida . [71] Después de que el cohete despejó la torre de lanzamiento, el control de vuelo se transfirió al Control de Misión en el Centro Espacial Johnson en Houston, Texas . [72] Una misión promedio utilizó el cohete durante un total de sólo 20 minutos. Aunque el Apolo 6 experimentó tres fallas en el motor, [73] y el Apolo 13 experimentó una parada del motor, [74] las computadoras a bordo pudieron compensar quemando los motores restantes por más tiempo para alcanzar la órbita de estacionamiento. [73]
En caso de que un aborto requiriera la destrucción del cohete, el oficial de seguridad del campo de tiro apagaría remotamente los motores y después de varios segundos enviaría otra orden para que detonaran las cargas explosivas adheridas a las superficies exteriores del cohete. Estos harían cortes en los tanques de combustible y oxidante para dispersar el combustible rápidamente y minimizar la mezcla. La pausa entre estas 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. Un tercer comando, "seguro", se utilizó después de que la etapa S-IVB alcanzara la órbita para desactivar irreversiblemente el sistema de autodestrucción. El sistema estuvo inactivo mientras el cohete todavía estaba en la plataforma de lanzamiento. [75]
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. [76]
8,9 segundos antes del lanzamiento, comenzó la secuencia de encendido de la primera etapa. El motor central se encendió primero, seguido de pares externos opuestos a intervalos de 300 milisegundos para reducir las cargas estructurales del cohete. Cuando las computadoras de a bordo confirmaron el empuje, el cohete fue "liberado suavemente" en dos etapas: primero, los brazos de sujeción soltaron el cohete y, segundo, cuando el cohete comenzó a acelerar hacia arriba, fue frenado por un metal cónico. Los alfileres se sacaron a través de los agujeros durante medio segundo. [9]
Una vez que el cohete despegó, no podría volver a aterrizar de manera segura en la plataforma si los motores fallaban. Los astronautas consideraron que este era uno de los momentos más tensos mientras viajaban en el Saturn V, ya que si el cohete no lograba despegar después del lanzamiento, tenían pocas posibilidades de sobrevivir dada la gran cantidad de propulsor. Para mejorar la seguridad, el Sistema de Detección de Emergencia (EDS) de Saturn inhibió el apagado del motor durante los primeros 30 segundos de vuelo. Si las tres etapas explotaran simultáneamente en la plataforma de lanzamiento, un evento poco probable, el Saturn V tendría un rendimiento explosivo 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 el primera etapa, 0,263 kt para la segunda etapa y 0,068 kt para la tercera etapa. [77] (Ver Unidad de instrumentos Saturn V ) [9]
El cohete tardó unos 12 segundos en despejar la torre. Durante este tiempo, se desvió 1,25 grados de la torre para garantizar un espacio libre adecuado a pesar de los vientos adversos; Esta desviación, aunque pequeña, se puede ver en fotografías de lanzamiento tomadas desde el este u oeste. A una altitud de 430 pies (130 m), el cohete giró hasta alcanzar el azimut de vuelo correcto y luego descendió gradualmente hasta 38 segundos después del encendido de la segunda etapa. Este programa de lanzamiento se estableció de acuerdo con los vientos predominantes durante el mes de lanzamiento. [9]
Los cuatro motores fueraborda también se inclinaron hacia el exterior de modo que, en caso de una parada prematura del motor fueraborda, los motores restantes atravesarían el centro de masa del cohete . El Saturn 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 Saturn V rompió la barrera del sonido en poco más de 1 minuto a una altitud de entre 5,55 y 7,40 km (3,45 y 4,6 millas). En este punto, se formarían collares de choque o nubes de condensación alrededor de la parte inferior del módulo de comando y alrededor de la parte superior de la segunda etapa. [9]
Aproximadamente a los 80 segundos, el cohete experimentó la presión dinámica máxima (q máx). La presión dinámica sobre 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 del máximo q. [9]
El propulsor sólo en el S-IC constituía aproximadamente las tres cuartas partes de la masa total de lanzamiento del Saturn 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 del lanzamiento fue de sólo 1+1 ⁄ 4 g , es decir, los astronautas sintieron 1+1 ⁄ 4 g mientras que el cohete aceleraba verticalmente a 1 ⁄ 4 g . A medida que el cohete perdió 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 oxidación o agotamiento de combustible en los conjuntos de succión, se apagaron los cuatro motores fuera de borda restantes. La separación de la primera etapa se produjo poco menos de un segundo después de esto para permitir la reducción del empuje del F-1. Ocho pequeños motores de separación de combustible sólido respaldaban al S-IC del resto del vehículo a una altitud de aproximadamente 42 millas (67 km). La primera etapa continuó balísticamente hasta una altitud de aproximadamente 68 millas (109 km) y luego cayó en el Océano Atlántico a unas 350 millas (560 km) hacia abajo. [9]
El procedimiento de apagado del motor se cambió para el lanzamiento del Skylab para evitar daños a la montura del Telescopio Apolo . En lugar de apagar los cuatro motores fuera de borda a la vez, se apagaron de dos en dos con un retraso para reducir aún más la aceleración máxima. [9]
Después de la separación del S-IC, la segunda etapa del 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]
Para los dos primeros lanzamientos sin tripulación, ocho motores de combustible sólido se encendieron durante cuatro segundos para acelerar la etapa S-II, seguido por el encendido de los cinco motores J-2. Para las primeras siete misiones Apolo tripuladas, sólo se utilizaron cuatro motores de vacío en el S-II, y fueron eliminados en los últimos cuatro lanzamientos. Aproximadamente 30 segundos después de la separación de la primera etapa, el anillo entre etapas cayó de la segunda etapa. Esto se hizo con una actitud fijada inercialmente (orientación alrededor de su centro de gravedad ), de modo que la etapa intermedia, a solo 3 pies y 3 pulgadas (1 m) de los motores J-2 externos, cayera limpiamente sin golpearlos, como podría haberlo hecho la etapa intermedia. potencialmente dañó dos de los motores J-2 si estaba conectado al S-IC. Poco después de la separación entre etapas, el sistema Launch Escape también fue desechado. [35]
Aproximadamente 38 segundos después del encendido de la segunda etapa, el Saturn V cambió de una trayectoria preprogramada a un "bucle cerrado" o modo de guía iterativa. La unidad de instrumentos ahora calculó en tiempo real la trayectoria más eficiente en combustible hacia su órbita objetivo. Si la unidad de instrumentos fallara, la tripulación podría cambiar el control del Saturn 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 del pogo. Aproximadamente en este momento, el caudal de LOX disminuyó, cambiando la proporción de mezcla de los dos propulsores y asegurando que quedara la menor cantidad posible de propulsor en los tanques al final del vuelo de la segunda etapa. Esto se hizo en un delta-v predeterminado . [35]
Cinco sensores de nivel en la parte inferior de cada tanque de propulsor S-II fueron armados durante el vuelo del S-II, permitiendo que dos de ellos activaran el corte y la puesta en escena del S-II cuando fueran descubiertos. Un segundo después de que se cortara la segunda etapa, 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 lugar de lanzamiento. [35]
En la misión Apolo 13, el motor interno sufrió una importante oscilación pogo, lo que provocó un apagado automático temprano. Para garantizar que se alcanzara una velocidad suficiente, los cuatro motores restantes se mantuvieron activos durante más tiempo del previsto. Se instaló un supresor de pogo en misiones Apolo posteriores para evitar esto, aunque se mantuvo el apagado inicial del motor 5 para reducir las fuerzas G. [74]
A diferencia de la separación en dos planos del S-IC y 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 interetapa 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 el Apolo 11 , una misión lunar típica, la tercera etapa ardió durante aproximadamente 2,5 minutos hasta el primer corte a los 11 minutos y 40 segundos. En este punto se encontraba a 2.648,35 km (1.645,61 millas) de distancia y en una órbita de estacionamiento a una altitud de 190 km (118 millas) y una velocidad de 28.054 km/h (17.432 millas por hora). 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]
Esta órbita de estacionamiento era bastante baja para los estándares de la órbita terrestre y habría sido de corta duración debido a la resistencia aerodinámica. En perspectiva, la ISS actual orbita a una altitud de aproximadamente 400 km (250 millas) y requiere un reinicio aproximadamente una vez al mes. Esto no supuso un problema en una misión lunar debido a la corta estancia en la órbita de estacionamiento. El S-IVB también continuó empujando a un nivel bajo ventilando hidrógeno gaseoso, para mantener los propulsores asentados en sus tanques y evitar que se formen cavidades gaseosas en las líneas de alimentación de propulsores. Esta ventilación también mantuvo presiones seguras a medida que el hidrógeno líquido se evaporaba en el tanque de combustible. Este empuje de ventilación superó fácilmente la resistencia aerodinámica. [ cita necesaria ]
Para los últimos tres vuelos del Apolo, la órbita de estacionamiento temporal fue aún más baja (aproximadamente 107 millas o 172 kilómetros), para aumentar la carga útil de estas misiones. La misión de órbita terrestre Apolo 9 se lanzó a la órbita nominal consistente con la del Apolo 11, pero la nave espacial pudo usar sus propios motores para elevar el perigeo lo suficientemente alto como para sostener la misión de 10 días. El Skylab fue lanzado a una órbita bastante diferente, con un perigeo de 434 km (270 millas) que lo sostuvo durante seis años, y también una mayor inclinación con respecto al ecuador (50 grados frente a 32,5 grados de Apolo). [11]
En el Apolo 11, el TLI llegó 2 horas y 44 minutos después del lanzamiento. El S-IVB ardió durante casi seis minutos, dando a la nave espacial una velocidad cercana a la velocidad de escape de la Tierra de 25.053 mph (40.319 km/h). Esto proporcionó 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]
Aproximadamente 40 minutos después del TLI, el módulo de comando y servicio (CSM) del Apolo se separó de la tercera etapa, giró 180 grados y se acopló con el Módulo Lunar (LM) que se encontraba debajo del CSM durante el lanzamiento. El CSM y el LM se separaron de la tercera etapa gastada 50 minutos después, en una maniobra conocida como transposición, atraque 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 ventilaron los propulsores restantes y se disparó el sistema de propulsión auxiliar para alejarlo. Para las misiones lunares anteriores al Apolo 13, el S-IVB se dirigió hacia el borde de salida de la Luna en su órbita para que la Luna lo lanzara más allá de la velocidad de escape de la Tierra y entrara en la órbita solar. Desde el Apolo 13 en adelante, los controladores dirigieron el S-IVB para que impactara la Luna. [78] Los sismómetros dejados por misiones anteriores detectaron los impactos y la información ayudó a mapear la estructura interna de la Luna . [79]
En 1965, se creó el Programa de Aplicaciones Apollo (AAP) para investigar las misiones científicas que podrían realizarse utilizando el hardware Apollo. 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 gastada del S-II Saturn V lanzada a órbita y equipada en el espacio. El año siguiente, la AAP estudió una estación más pequeña utilizando la segunda etapa de Saturn IB . En 1969, los recortes de financiación de Apollo eliminaron la posibilidad de adquirir más hardware Apollo y forzaron la cancelación de algunos vuelos posteriores de alunizaje. Esto liberó al menos un Saturn V, lo que permitió reemplazar el taller húmedo por el concepto de "taller seco": la estación (ahora conocida como Skylab) se construiría en tierra a partir de una segunda etapa sobrante del Saturn IB y se lanzaría sobre la primera. dos etapas en vivo de un Saturn V. [80] Se construyó una estación de respaldo, construida a partir de una tercera etapa de Saturn V, que ahora se exhibe en el Museo Nacional del Aire y el Espacio . [81]
Skylab fue el único lanzamiento no directamente relacionado con el programa de alunizaje Apolo. Los únicos cambios significativos en el Saturn V con respecto a las configuraciones del Apolo implicaron algunas modificaciones en el 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 propulsor después de apagar el motor para que la etapa gastada no se rompiera. en orbita. El S-II permaneció en órbita durante casi dos años e hizo un reingreso incontrolado el 11 de enero de 1975. [82]
Tres tripulaciones vivieron a bordo del Skylab desde el 25 de mayo de 1973 al 8 de febrero de 1974. [83] Skylab permaneció en órbita hasta el 11 de julio de 1979. [84]
Después del Apolo, se planeó que el Saturn V fuera el principal vehículo de lanzamiento del Prospector a la Luna. Prospector era un rover robótico propuesto de 330 kilogramos (730 lb), similar a los rovers soviéticos Lunokhod 1 y Lunokhod 2, [85] las sondas Voyager a Marte y una versión ampliada de las sondas interplanetarias Voyager . [86] También iba a haber sido el vehículo de lanzamiento para el programa de prueba RIFT en etapa de cohete nuclear y para algunas versiones del posterior NERVA . [87] Todos estos usos planificados del Saturn V fueron cancelados, siendo el costo un factor importante. Edgar Cortright , que había sido director de la NASA Langley , afirmó décadas más tarde que "al JPL nunca le gustó el gran enfoque. Siempre argumentaron en contra. Probablemente fui el principal defensor del uso del Saturno V, y perdí. Probablemente fue muy sabio que Perdí." [86]
La segunda producción cancelada del Saturn V probablemente habría utilizado el motor F-1A en su primera etapa, proporcionando un aumento sustancial del rendimiento. Otros cambios probables habrían sido la eliminación de las aletas (que resultaron proporcionar pocos beneficios en comparación con su peso), una primera etapa S-IC estirada para soportar los F-1A más potentes y J-2 mejorados o un M. -1 para las etapas superiores. [88]
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 en una etapa S-IC , hasta el Saturn V-23 (L) que no sólo tendrá cinco motores F-1 en la primera etapa, sino también cuatro propulsores con correa con dos motores F-1 cada uno, lo que da un total de trece motores F-1 encendidos en el lanzamiento. [89]
La falta de una segunda producción del Saturn V acabó con este plan y dejó a Estados Unidos sin un vehículo de lanzamiento súper pesado. Algunos miembros de la comunidad espacial estadounidense llegaron a lamentar esta situación, [90] 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, fuera levantada con sólo un puñado de lanzamientos. El concepto del Saturn-Shuttle también podría haber eliminado los propulsores de cohetes sólidos del transbordador espacial que finalmente precipitaron el accidente del Challenger en 1986. [91]
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Las propuestas estadounidenses para un cohete más grande que el Saturno V desde finales de los años 1950 hasta principios de los 1980 fueron generalmente llamadas Nova . Más de treinta propuestas diferentes de grandes cohetes llevaban el nombre Nova, pero no se desarrolló ninguna. [92]
Wernher von Braun y otros también tenían planes para un cohete que habría contado con ocho motores F-1 en su primera etapa, como el Saturn C-8 , permitiendo un vuelo de ascenso directo a la Luna. Otros planes para el Saturn V exigían utilizar un Centaur como etapa superior o añadir propulsores con correa . 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 Saturn V analizados incluyeron la familia Saturn MLV de "vehículos de lanzamiento modificados", que casi habrían duplicado la capacidad de elevación de carga útil del Saturn V estándar y estaban destinados a ser utilizados en una misión propuesta a Marte en 1980 . [93]
En 1968, Boeing estudió otro derivado del Saturn-V, el Saturn C-5N , que incluía un motor de cohete térmico nuclear para la tercera etapa del vehículo. [94] El Saturn C-5N llevaría una carga útil considerablemente mayor para vuelos espaciales interplanetarios . El trabajo en los motores nucleares, junto con todos los ELV del Saturn V , finalizó en 1973. [95]
El Comet HLLV era un enorme vehículo de lanzamiento de carga pesada diseñado para el programa First Lunar Outpost , que estuvo en la fase de diseño de 1992 a 1993 bajo la Iniciativa de Exploración Espacial . Era un vehículo de lanzamiento derivado de Saturn V con más del doble de capacidad de carga útil y habría dependido completamente de la tecnología existente. Todos los motores eran versiones modernizadas de sus homólogos del Apolo y los tanques de combustible se estirarían. Su objetivo principal era apoyar el programa First Lunar Outpost y futuras misiones tripuladas a Marte. Fue diseñado para ser lo más barato y fácil de operar posible. [96]
En 2006, como parte del programa Constellation propuesto , la NASA reveló planes para 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 Saturn V. Los dos cohetes estaban destinados a aumentar la seguridad especializando cada vehículo para diferentes tareas, Ares I para lanzamientos de tripulación y Ares V para lanzamientos de carga. [97] El diseño original del pesado Ares V, 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 metros). Iba a estar propulsado por cinco RS-25 y dos propulsores de cohetes 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 costos, ya que este último era más barato, más sencillo de fabricar y más potente que el RS-25, aunque la menor eficiencia del RS-68 requirió un aumento en diámetro de la etapa central a 33 pies (10 m), el mismo diámetro que las etapas S-IC y S-II del Saturn V. [97]
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. [98] 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 Saturn V o el Energia soviético , pero menos que el N- soviético. 1 . Proyectado para colocar aproximadamente 400.000 libras (180 t) en órbita, el Ares V habría superado al Saturn 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 . Ares V habría colocado el vehículo de alunizaje Altair en la órbita terrestre baja. Un vehículo de la tripulación Orion lanzado en Ares I se habría acoplado con Altair, y la Etapa de Salida de la Tierra enviaría la pila combinada a la Luna. [99]
Después de la cancelación del programa Constellation (y, por tanto, de Ares I y Ares V), la NASA anunció el vehículo de lanzamiento pesado Space Launch System (SLS) para la exploración espacial más allá de la órbita terrestre baja. [100] El SLS, similar al concepto original Ares V, está propulsado por cuatro motores RS-25 y dos SRB de cinco segmentos. Su configuración del Bloque 1 puede levantar aproximadamente 209.000 libras (95 t) a LEO. La configuración del Bloque 1B agregará la Etapa Superior de Exploración , propulsada por cuatro motores RL10 , para aumentar la capacidad de carga útil. Una eventual variante del Bloque 2 se actualizará a propulsores avanzados, aumentando la carga útil LEO a al menos 290.000 libras (130 t). [101]
Una propuesta para propulsores avanzados utilizaría un derivado del F-1 del Saturn V , el F-1B, y aumentaría la carga útil del SLS a alrededor de 330.000 libras (150 t) en LEO. [102] El F-1B tendrá un mejor impulso específico y será más barato que el F-1, con una cámara de combustión simplificada y menos piezas de motor, al tiempo que producirá 1.800.000 lbf (8,0 MN) de empuje al nivel del mar, un aumento con respecto al Aproximadamente 1.550.000 lbf (6,9 MN) logrados por el motor maduro Apollo 15 F-1, [103]
El 3 de septiembre de 2002, el astrónomo Bill Yeung descubrió un asteroide sospechoso , al que se le dio la designación de descubrimiento J002E3 . Parecía estar en órbita alrededor de la Tierra y pronto se descubrió, mediante análisis espectral, que estaba cubierto de dióxido de titanio blanco , que era un componente importante de la pintura utilizada en el Saturno V. El cálculo de los parámetros orbitales condujo a una identificación tentativa como el Etapa del Apolo 12 S-IVB. [110] 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 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. Salió nuevamente de la órbita terrestre en junio de 2003. [111]
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{{cite press release}}: Mantenimiento CS1: otros ( enlace )