El SaturnV fue un cohete desechable de múltiples fases y de combustible líquido usado en los programas Apolo y Skylab de la NASA. Su diseño estuvo a cargo del ingeniero aeroespacial alemán Wernher von Braun en el Marshall Space Flight Center (Centro de vuelo espacial Marshall) y sus principales constructores fueron Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft Company e IBM. Fue el más grande de la familia de cohetes Saturn.
En sus vuelos, el SaturnV pasaba por tres fases: S-IC, la primera fase, S-II, la segunda, y S-IVB como última fase. En las tres se utilizaba oxígeno líquido (LOX) como oxidante. En la primera fase se usaba RP-1 (petróleo refinado) como combustible, mientras que las otras dos fases usaban hidrógeno líquido (LH2). En una misión, por término medio, el cohete funcionaba durante unos 20 minutos.
La NASA lanzó trece cohetes SaturnV entre 1967 y 1973 sin ninguna pérdida de carga útil, aunque el Apolo 6 fue el único con problemas de motor. La principal carga para estos cohetes fueron las naves Apolo que llevaron a los astronautas de la NASA a la Luna.
Fue usado para lanzar la estación espacial Skylab, pero el proyecto para utilizarlo como vehículo lanzador para sondas a Marte fue cancelado.
Historia A comienzos de los años 1960, la Unión Soviética lideraba la carrera espacial contra los Estados Unidos. En 1957, los soviéticos lanzaron el Sputnik 1, el primer satélite artificial. Y el 12 de abril de 1961, Yuri Gagarin fue el primer hombre en viajar al espacio.
El 25 de mayo de 1961, el presidente Kennedy anunció que el país enviaría un hombre a la Luna antes del final de la década. En ese momento, la única experiencia que Estados Unidos tenía con el vuelo espacial tripulado eran los 15 minutos de Alan Shepard en el vuelo suborbital del Freedom7. Ningún cohete del mundo podría lanzar un vehículo espacial a la Luna en una pieza. El Saturn I fue desarrollado, pero, incluso sin volar y debido a su pequeño tamaño, habría que realizar varios lanzamientos para situar todos los componentes de la supuesta nave lunar.
En un comienzo, la NASA tenía tres ideas principales para la misión:
El encuentro en órbita terrestre (o EOR en inglés). Era una idea original de Von Braun y consistía en usar una serie de pequeños cohetes (la mitad del SaturnV) para ir poniendo en órbita sobre la Tierra las diferentes partes del vehículo lunar. Fue desestimado debido al poco tiempo que tenían para experimentar con objetos en el espacio y sus encuentros, y no se conocía si la nave podría ser montada.
El ascenso directo o DA, proponía usar un cohete llamado Nova que se dirigiera directamente a la Luna, que alunizase y luego fuera de nuevo lanzado hasta la Tierra. La idea fue rechazada, ya que requería un cohete de un tamaño superior al SaturnV y era imposible que alunizase para después despegar.
El encuentro en órbita lunar (o LOR), que consistía en transportar la nave hasta la Luna, y parte de ella alunizase en la superficie lunar, la otra se mantendría en órbita lunar para regresar a la Tierra.
Aunque la NASA rechazó la idea de LOR, fue finalmente la solución escogida, ya que era el método más rápido y sencillo para alcanzar la meta que propuso Kennedy.
Entre 1960 y 1962 el Marshall Space Flight Center (MSFC) diseñó los cohetes que serían usados para varias misiones, comenzando por el C-1, que más tarde se transformó en el SaturnI. El cohete C-2 no llegó muy lejos en su diseño antes de que el MSFC lo abandonase a favor del C-3, que constaba de 2 motores F-1 en su primera fase, 4 motores J-2 en la segunda y una fase S-IV con 6 motores RL-10. La NASA planeó usar este cohete como parte del concepto de encuentro en órbita terrestre con al menos cuatro o cinco lanzamientos para una misión.
Sin embargo, el MSFC estaba planificando un cohete incluso mayor, el C-4. Este usaría la fase S-IVB con un único motor J-2. La primera fase consistía en 4 motores F-1; la segunda fase era una versión agrandada de la segunda fase del C-3. Con este cohete solo eran necesarios dos vuelos para una misión de encuentro en órbita terrestre.
El 10 de enero de 1962, la NASA anunció los planes de construir el C-5. Utilizaría 5 motores F-1 en su primera fase, 5 motores J-2 en la segunda y una S-IVB como tercera. Los primeros cuatro vuelos serían de pruebas, comprobando con éxito las tres fases e incluyendo una prueba de vuelo alrededor de la Luna. El primer vuelo tripulado no sería hasta 1969, aunque al final se realizó en diciembre de 1968.
A mediados de 1962, la NASA decidió usar un sistema acelerado de pruebas, con las tres fases probadas de una vez en el primer lanzamiento. Esto acortaría el tiempo de desarrollo y pruebas, pero significaba que todas las fases debían de funcionar a la perfección. También permitiría reducir el número de cohetes de 25 a 15.
En 1963, el C-5 era renombrado como Saturn V; los primeros motores F-1 de Rocketdyne comenzaron a ser producidos. En 1966 los F-1 pasaron los controles de la NASA para poder ser usados en vuelos tripulados. Después de un intenso trabajo de diseño y pruebas, el 9 de noviembre de 1967 el primer SaturnV era lanzado con el Apolo 4 sin tripulación a bordo.
Tecnología El SaturnV es una de las máquinas más impresionantes de la historia humana. Con más de 110 metros de altura y 10 metros de diámetro, con una masa total de casi 3000 toneladas, podía enviar 118 toneladas a OBT. El SaturnV dejó reducidos, en términos de dimensiones y empuje, a los demás cohetes que hasta la fecha habían sido lanzados con éxito.
Fue principalmente diseñado en el Centro Marshall de vuelos espaciales en Alabama, aunque muchos sistemas importantes, incluyendo la propulsión, fueron diseñados por subcontratistas. Usaba los nuevos motores F-1 y J-2 para la propulsión. Los diseñadores decidieron rápidamente usar tanta tecnología del Saturn I como fuera posible. De esta forma, la tercera fase S-IVB estaba basada en la segunda fase S-IV del SaturnI. La unidad de instrumentos que controlaba el cohete compartía características con la que llevaba el SaturnI.
El cohete constaba de tres fases y la unidad de instrumentos, que fueron construidas por varios contratistas de la NASA. Curiosamente, las empresas que desarrollaron las tres fases formarían parte de Boeing a través de compras y fusiones posteriores.
Las tres fases también usaban pequeños motores de combustible sólido que ayudaban a la separación de las fases durante el lanzamiento, y para asegurar que los propelentes líquidos estaban en la situación apropiada para ser bombeados.
En el caso de abortar el lanzamiento requiriendo la destrucción del cohete, el oficial de seguridad enviaría una señal a unas cargas explosivas unidas en la superficie exterior para detonarlas. Esto haría cortes en los tanques de combustible y oxidante para dispersarlos rápidamente y reducir la mezcla. Después la torre de salvamento sería disparada para salvar la cápsula con los astronautas.
La primera fase: S-IC
La S-IC fue construida por la compañía Boeing en el Michoud Assembly Facility de Nueva Orleans, donde más tarde se encargarían de tanques externos del transbordador espacial. Como en casi todas las fases de un cohete, el peso de más de 2000 toneladas en el despegue correspondía al combustible. Usaba para ello un tipo de queroseno muy refinado denominado RP-1 y como oxidante, oxígeno líquido. Medía 42 metros de alto y 10 metros de diámetro, y proveía 33,4MN de empuje para conseguir los primeros 61 km de ascenso. De los 5 motores F-1 que disponía, el central era fijo, mientras que los 4 exteriores podían ser dirigidos para controlar el cohete.
Fabricación
La Boeing ganó la contratación para fabricar la S-IC el 15 de diciembre de 1961. Por ese tiempo, el diseño general estaba a cargo de los ingenieros del MSFC, que construyeron los tres primeros prototipos de prueba (modelos S-IC-T, S-IC-S y S-IC-F) y los dos primeros para vuelo (S-IC-1 y S-IC-2). El resto fue construido por Boeing, tardando entre 7 y 9 meses en los tanques y unos 14 meses en finalizar una fase completa.
Los modelos S-IC-3 a S-IC-12 fueron usados en las misiones Apolo 8 a Apolo 17; el S-IC-13 en la misión del Skylab. Dos más se construyeron y junto a los de prueba se exponen en distintos lugares.
Componentes
miniatura|Esquema de la fase S-IC. La parte mayor y más pesada de la S-IC era la estructura de los motores, con 21 toneladas. Fue diseñada para soportar el empuje de los cinco motores y distribuirlo uniformemente sobre la base del cohete. Las cuatro alas estabilizadores que poseía soportaban unas temperaturas de 1100 °C.
Sobre dicha estructura de los motores estaba el tanque de combustible. Contenía 770 000 litros de RP-1. El tanque pesaba 11 toneladas en vacío y podía liberar 7300 litros por segundo. Durante el lanzamiento, el combustible era presurizado usando helio, que se almacenaba en unos tanques junto al tanque de oxígeno líquido.
El tanque de oxígeno líquido (LOX) tenía capacidad para 204 000 litros. Suscitó problemas especiales para los diseñadores. Las tuberías por donde debía salir el oxígeno hasta los motores debían ser rectas, lo que significaba que atravesarían el tanque de combustible. Esto significó el aislamiento de las tuberías para que el RP-1 no se congelase y también cinco agujeros extra en la parte superior del tanque de combustible.
La segunda fase: S-II
La S-II fue construida por North American Aviation (NAA) en California. Usaba hidrógeno líquido (LH2) y LOX con cinco motores J-2 en la misma disposición que los de la primera fase. Esta segunda etapa aceleraba al SaturnV con un empuje de 5 MN. De todo su peso en carga, el 97% pertenecía al combustible.
Historia
La S-II nació en diciembre de 1959 después del desarrollo de la propulsión por hidrógeno por Abe Silverstein, y en contra de la opinión de Von Braun (quien había calculado que tal uso provocaría una explosión); el comité encargado, sin embargo, evaluó positivamente esta propuesta y recomendó el diseño y construcción de un motor de hidrógeno líquido. El contrato para el motor fue dado a Rocketdyne y se llamaría J-2. A la vez, la fase S-II fue diseñada: inicialmente usaría cuatro de esos motores y mediría 22,5 metros de altura y 6,5 metros de diámetro.
En 1961, el MSFC empezó a buscar un contratista para la construcción de la fase. De una treintena de compañías aeroespaciales invitadas para proyectar los requisitos iniciales, solo 7 enviaron propuestas. Al final, el 11 de septiembre de 1961 la NAA se llevó el contrato (también ganaría los contratos para los módulos de servicio y mando de la nave Apolo).
Von Braun seguiría oponiéndose a la idea de la propulsión por hidrógeno (produciéndose situaciones poco cómodas dentro del equipo) hasta las exitosas pruebas de ignición, tras las cuales reconoció la gran ventaja de este medio en una carta personal a Silverstein.
Configuración
miniatura|Esquema de la fase S-II. Pesaba casi 500000 kg, aunque solo era el 3 % de la etapa propiamente dicha, el resto lo constituía el oxígeno líquido y el hidrógeno líquido. En el fondo de la fase estaba la estructura de empuje, donde se apoyaban los cinco motores J-2. El central era fijo, mientras que los otros cuatro eran dirigibles.
En vez de usar una estructura de tanques como la S-IC, la S-II utilizó un sistema corriente. Consistía en dos placas de aluminio separadas por una estructura en forma de panel de abejas hecho de fenol. Esto debía aislar los 70 °C de diferencia entre los dos tanques. También aligeró el peso en 3,6 toneladas.
El tanque de LOX era un contenedor elipsoide de 10 m de diámetro por 6,7 m de altura. Estaba formado por 12 secciones triangulares, junto con dos piezas circulares arriba y abajo.