Saturn I

Saturn I

El primer Saturn I, SA-1, abans del seu llançament
Full de Senyes
Tamany
Altura	45,7 m (3 fases)
Diàmetro	6,5 m
Massa	498 900 kg
Fases	2 o 3
Capacitat
Carrega útil a OBT	9000 kg (2 fases)
Càrrega útil a la Lluna	2200 kg (2 fases)
Primera Fase — S-I
Motors	8 motors H-1
Espente	6,7 MN
Temps	150 segons
Combustible	RP-1 i oxigen líquit
Segona Fase — S-IV
Motors	6 motors RL-10
Espente	400 kN
Temps	482 segons
Combustible	Hidrogen líquit i oxigen líquit
Tercera Fase — Centaur C
Motors	2 motors RL-10
Espente	133 kN
Temps	430 segons
Combustible	Hidrogen líquit i oxigen líquit

El Saturn I (Saturn I) va ser el primer eixida de múltiples motors dels Estats Units. Els seus tancs provenien dels tancs de les eixides Júpiter i Redstone i la seua primera etapa procedia del missil SM-64 Navaho.

El Saturn I va començar en abril de 1957 com a concepte d'eixida pesada, cridat Juno V per l'Agència de Missils Balístics de l'Eixèrcit (ABMA) d'Estats Units, i va ser renomenat com Saturn en febrer de 1959. Va ser dissenyat per a ser construït utilisant els materials ya existents del Júpiter IRBM i Redstone MRBM. També usava huit motors modificats del Thor IRBM, el S-3D, que es cridaria H-1.

En dissenyar el Saturn I la ABMA intentava anticipar-se a les necessitats del Departament de Defensa per a llançar els nous satèlits militars en el periodo de 1960 a 1962. La ABMA va considerar al Juno V un vehícul de transport general per a l'investigació i desenroll d'armes espacials d'atac i defensa.

Certes tasques específiques varen ser previstes per a les Forces Armada, incloent satèlits de navegació per a l'Armada, satèlits de reconeiximent, comunicacions i meteorològics per al Eixèrcit i la Força Aérea, respal per a missions tripulades de la Força Aérea i suministraments superfície a superfície per a l'Eixèrcit en distàncies de fins a 6400 km. Per a la NASA, els plans de la ABMA consideraven les possibilitats del Juno V com a soport per a satèlits, sondes espacials i estacions espacials, i per a proves d'un motor de 6,7 MN i atres sistemes de propulsió.

Finalment, el Departament de Defensa va decidir que el Saturn I era massa gran i costós per a qualsevol missió militar, incloent les tripulades cap a l'espai. També varen pensar que els grans vehículs de llançament de la classe Saturn deurien ser responsabilitat de la NASA perque no hi havia una necessitat militar urgent d'ells.

L'1 de juliol de 1960 la ABMA va ser transferida a la NASA i el Saturn es va convertir en part del programa Apolo. El Departament de Defensa es va servir de les eixides de la família Titan per a les seues necessitats, en especial dels Titan III i Titan IV. Un Titan III podia dur la mateixa càrrega útil que un Saturn IB pero en un cost de fabricació i llançament menors.

La fase S-I

La primera secció, la S-I, estava composta per huit motors H-1 per al seu llançament, nou contenidors per als propelentes, huit aletes estabilizadoras, l'estructura per a soportar els motors i atres components.

Els contenidors per als combustibles eren tancs del Redstone. Quatre per a oxigen líquit (LOX), pintats de blanc, i quatre per al RP-1 (querosén), pintats de negre. Estaven agrupats al voltant d'un tanc central del Júpiter, que contenia LOX.

EL motor H-1 tenia una força d'espente de 890 kN, usant LOX com a oxidant i RP-1 de combustible. S'usava com a impulsor per a les eixides Delta i Júpiter. Estava dissenyat a partir del missil Navajo, simplificant-ho i millorant-ho per al Saturn. Posteriorment, la seua força d'espente va aumentar a 912 kN. El H-1 va ser el precedent del motor F-1, que seria usat en els Saturn V.

Els quatre motors exteriors podien ser dirigits, lo que significava que s'usaven per a guiar adequadament a l'eixida. No obstant, açò requeria més elements en els motors.

La fase S-IV

L'etapa S-IV estava impulsada per sis motors RL-10 que podien ser dirigits. El combustible era oxigen líquit (LOX) i hidrogen líquit (LH2). Esta fase va ser construïda com una estructura comuna, lo que significa que cada tanc de propelente estava directament conectat a una atra. Açò permetia aforrar casi dèu tonellades de pes.

El motor RL-10 va ser el primer alimentat per hidrogen líquit. Conseguia un espente de 66,7 kN i, ademés del Saturn I, va ser usat en algunes eixides Atles i Titan.

Especificacions

Altura: 12,2 m
Diàmetro: 5,5 m
Motors: 6 RL-10
Força d'espente total: 400 kN
Combustible: hidrogen líquit (LH2)
Oxidant: oxigen líquit (LOX)
Duració del vol: 410 segons apróx.
Altitut: fins a 450 km

L'unitat d'instruments

L'unitat d'instruments del Saturn I tenia forma d'anell que s'acoplava a la part superior de la segona etapa. Esta solament va ser usada en els llançaments del SA-5 al SA-10. L'equip utilisat en l'unitat d'instruments va ser usat per a provar els conceptes de disseny per a la futura unitat d'instruments del Saturn V.

Alguns components de l'unitat d'instruments del Saturn I són iguals als utilisats en el Saturn IB. La computadora de control i una plataforma inercial eren similars en disseny i funcionament als usats en la versió actualisada de l'eixida, el Saturn IB. L'unitat d'instruments es va fabricar en el Marshall Space Flight Center.

Especificacions

Altura: 0,9 m
Diàmetro: 3,9 m
Massa: 2769 kg

Taula de llançaments dels Saturn I

Número de série	Missió	Data de llançament	Notes
SA-1	SA-1	27 d'octubre de 1961	Primer vol de prova. Bloc I. Suborbital. Distància de 398 km, apogeu de 136,5 km. Massa en l'apogeu de 52 500 kg.
SA-2	SA-2	25 d'abril de 1962	Segon vol de prova. Bloc I. Suborbital. 86 000 kg d'aigua soltats en un apogeu de 145 km.
SA-3	SA-3	16 de novembre de 1962	Tercer vol de prova. Bloc I. Suborbital. 86 000 kg d'aigua soltats en un apogeu de 167 km.
SA-4	SA-4	28 de març de 1963	Quart vol de prova. Bloc I. Suborbital. Fase S-IV de prova. Apogeu de 129 km, distància de 400 km.
SA-5	SA-5	29 de giner de 1964	Primera segona etapa S-IV real. Òrbita de 760 per 264 km. Massa de 17 550 kg. Caiguda el 30 d'abril de 1966.
SA-6	A-101	28 de maig de 1964	Primer llançament en l'escut protector Apolo. Bloc II. Òrbita de 204 per 179 km. Massa de 17 650 kg. Caiguda de l'escut protector l'1 de juny de 1964.
SA-7	A-102	18 de setembre de 1964	Segon llançament en l'escut Apolo. Bloc II. Òrbita de 203 per 178 km. Massa de 16 700 kg. Caiguda de l'escut Apolo el 22 de setembre de 1964.
SA-9	A-103	16 de febrer de 1965	Primer satèlit Pegasus per a l'estudi de micrometeoritos. Òrbita de 523 per 430 km. Massa 1450 kg. Caiguda del Pegasus 1 el 17 de setembre de 1978. Caiguda de l'escut protector Apolo el 10 de juliol de 1985.
SA-8	A-104	25 de maig de 1965	Segon satèlit Pegasus. Òrbita de 594 per 467 km. Massa de 1450 kg. Caiguda del Pegasus 2 el 3 de novembre de 1979. Caiguda de l'escut protector el 8 de juliol de 1989.
SA-10	A-105	30 de juliol de 1965	Tercer satèlit Pegasus. Òrbita de 567 per 535 km. Massa de 1450 kg. Caiguda del Pegasus 3 el 4 d'agost de 1969. Caiguda de l'escut protector el 22 de novembre de 1975.

Vore també

Saturn V
Saturn C-2
Saturn C-3
Saturn C-8