Saturn V
El Saturn V (Saturn V) va ser un eixida desechable de múltiples fases i de combustible líquit usat en els programes Apolo i Skylab de la NASA. El seu disseny va estar a càrrec de l'ingenier aeroespacial alemà Wernher von Braun en el Marshall Space Flight Center (Centre de vol espacial Marshall) i els seus principals constructors varen ser Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft Company i IBM. Va ser el més gran de la família d'eixides Saturn.
En els seus vols, el Saturn V passava per tres fases: S-IC, la primera fase, S-II, la segona, i S-IVB com a última fase. En les tres s'utilisava oxigen líquit (LOX) com a oxidant. En la primera fase s'usava RP-1 (petròleu refinat) com a combustible, mentres que les atres dos fases usaven hidrogen líquit (LH2). En una missió, per terme mig, l'eixida funcionava durant uns 20 minuts.
La NASA va llançar tretze eixides Saturn V entre 1967 i 1973 sense cap pèrdua de càrrega útil, encara que l'Apolo 6 va ser l'únic en problemes de motor. La principal càrrega per a estes eixides varen ser les naus Apolo que varen dur als astronautes de la NASA a la Lluna.
Va ser usat per a llançar l'estació espacial Skylab, pero el proyecte per a utilisar-ho com a vehícul llançador para sondes a Mart va ser cancelat.
Història
Al començament dels anys 1960, l'Unió Soviètica liderava la carrera espacial contra els Estats Units. En 1957, els soviètics varen llançar el Sputnik 1, el primer satèlit artificial. I el 12 d'abril de 1961, Yuri Gagarin va ser el primer home en viajar a l'espai.
El 25 de maig de 1961, el president Kennedy va anunciar que el país enviaria un home a la Lluna abans del final de la década. En eixe moment, l'única experiència que Estats Units tenia en el vol espacial tripulat eren els 15 minuts d'Alan Shepard en el vol suborbital del Freedom 7. Cap eixida del món podria llançar un vehícul espacial a la Lluna en una peça. El Saturn I va ser desenrollat, pero, inclús sense volar i pel seu chicotet tamany, caldria realisar varis llançaments per a situar tots els components de la suposta nau llunar.
En un començ, la NASA tenia tres idees principals per a la missió:
La trobada en òrbita terrestre (o EOR en anglés). Era una idea original de Von Braun i consistia en usar una série de chicotetes eixides (la mitat del Saturn V) per a anar posant en òrbita sobre la Terra les diferents parts del vehícul llunar. Va ser desestimat pel poc temps que tenien per a experimentar en objectes en l'espai i les seues trobades, i no es coneixia si la nau podria ser montada.
El ascens directe o DA, proponia usar una eixida cridada Nova que es dirigira directament a la Lluna, que alunizase i després fòra de nou llançat fins a la Terra. L'idea va ser rebujada, ya que requeria una eixida d'un tamany superior al Saturn V i era impossible que alunizase per a despuix desapegar.
La trobada en òrbita llunar (o LOR), que consistia en transportar la nau fins a la Lluna, i part d'ella alunizase en la superfície llunar, l'atra es mantindria en òrbita llunar per a retornar a la Terra.
Encara que la NASA va rebujar l'idea de LOR, va anar finalment la solució triada, ya que era el método més ràpit i senzill per a alcançar la meta que va propondre Kennedy.
Entre 1960 i 1962 el Marshall Space Flight Center (MSFC) va dissenyar les eixides que serien usats per a vàries missions, començant per el C-1, que més vesprada es va transformar en el Saturn I. L'eixida C-2 no va aplegar molt llunt en el seu disseny ans que el MSFC ho abandonara a favor de el C-3, que constava de 2 motors F-1 en la seua primera fase, 4 motors J-2 en la segona i una fase S-IV en 6 motors RL-10. La NASA va planejar usar esta eixida com a part del concepte de trobada en òrbita terrestre en a lo manco quatre o cinc llançaments per a una missió.
No obstant, el MSFC estava planificant una eixida inclús major, el C-4. Est usaria la fase S-IVB en un únic motor J-2. La primera fase consistia en 4 motors F-1; la segona fase era una versió engrandida de la segona fase de el C-3. En esta eixida sola eren necessaris dos vols per a una missió de trobada en òrbita terrestre.
El 10 de giner de 1962, la NASA va anunciar els plans de construir el C-5. Utilisaria 5 motors F-1 en la seua primera fase, 5 motors J-2 en la segona i una S-IVB com a tercera. Els primers quatre vols serien de proves, comprovant en èxit les tres fases i incloent una prova de vol al voltant de la Lluna. El primer vol tripulat no seria fins a 1969, encara que al final es va realisar en decembre de 1968.
A mitan de 1962, la NASA va decidir usar un sistema accelerat de proves, en les tres fases provades d'una volta en el primer llançament. Açò acurtaria el temps de desenroll i proves, pero significava que totes les fases devien funcionar a la perfecció. També permetria reduir el número d'eixides de 25 a 15.
En 1963, el C-5 era renomenat com Saturn V; els primers motors F-1 de Rocketdyne varen començar a ser produïts. En 1966 els F-1 varen passar els controls de la NASA per a poder ser usats en vols tripulats. Despuix d'un intens treball de disseny i proves, el 9 de novembre de 1967 el primer Saturn V era llançat en l'Apolo 4 sense tripulació a bordo.
Tecnologia
El Saturn V és una de les màquines més impressionants de l'història humana. En més de 110 metros d'altura i 10 metros de diàmetro, en una massa total de casi 3000 tonellades, podia enviar 118 tonellades a OBT. El Saturn V va deixar reduïts, en térmens de dimensions i espente, als demés eixides que fins a la data havien segut llançats en èxit.
Va ser principalment dissenyat en el Centre Marshall de vols espacials en Alabama, encara que molts sistemes importants, incloent la propulsió, varen ser dissenyats per subcontratistes. Usava els nous motors F-1 i J-2 per a la propulsió. Els dissenyadors varen decidir ràpidament usar tanta tecnologia del Saturn I com fora possible. D'esta forma, la tercera fase S-IVB estava basada en la segona fase S-IV del Saturn I. L'unitat d'instruments que controlava l'eixida compartia característiques en la que duya el Saturn I.
L'eixida constava de tres fases i l'unitat d'instruments, que varen ser construïdes per varis contractistes de la NASA. Curiosament, les empreses que varen desenrollar les tres fases formarien part de Boeing a través de compres i fusions posteriors.
Les tres fases també usaven chicotets motors de combustible sòlit que ajudaven a la separació de les fases durant el llançament, i per a assegurar que els propelentes líquits estaven en la situació apropiada per a ser bombejats.
En el cas d'abortar el llançament requerint la destrucció de l'eixida, l'oficial de seguritat enviaria una senyal a unes càrregues explosives unides en la superfície exterior per a detonar-les. Açò faria corts en els tancs de combustible i oxidant per a dispersar-los ràpidament i reduir la mescla. Despuix la torre de salvament seria disparada per a salvar la càpsula en els astronautes.
La primera fase: S-IC
La S-IC va ser construïda per la companyia Boeing en el Michoud Assembly Facility de Nova Orleans, a on més vesprada s'encarregarien de tancs externs del transbordador espacial. Com en casi totes les fases d'una eixida, el pes de més de 2000 tonelladas en l'envolament corresponia al combustible. Usava per a això un tipo de querosén molt refinat denominat RP-1 i com oxidant, oxigen líquit. Media 42 metros d'alt i 10 metros de diàmetro, i proveïa 33,4 MN d'espente per a conseguir els primers 61 km d'ascens. Dels 5 motors F-1 que disponia, el central era fix, mentres que els 4 exteriors podien ser dirigits per a controlar l'eixida.
Fabricació
La Boeing va guanyar la contractació per a fabricar la S-IC el 15 de decembre de 1961. Per eixe temps, el disseny general estava a càrrec dels ingeniers de el MSFC, que varen construir els tres primers prototips de prova (models S-IC-T, S-IC-S i S-IC-F) i els dos primers per a vol (S-IC-1 i S-IC-2). El restant va ser construït per Boeing, tardant entre 7 i 9 mesos en els tancs i uns 14 mesos en finalisar una fase completa.
Els models S-IC-3 a S-IC-12 varen ser usats en les missions Apolo 8 a Apolo 17; el S-IC-13 en la missió del Skylab. Dos més es varen construir i junt als de prova s'exponen en distints llocs.
Components
La part major i més pesada de la S-IC era l'estructura dels motors, en 21 tonellades. Va ser dissenyada per a soportar l'espente dels cinc motors i distribuir-ho uniformemente sobre la base de l'eixida. Les quatre ales estabilisadors que posseïa soportaven unes temperatures de 1100 °C.
Sobre dita estructura dels motors estava el tanc de combustible. Contenia 770 000 litros de RP-1. El tanc pesava 11 tonellades en buit i podia lliberar 7300 litros per segon. Durant el llançament, el combustible era presurizado usant heli, que s'almagasenava en uns tancs junt al tanc d'oxigen líquit.
El tanc d'oxigen líquit (LOX) tenia capacitat per a 204 000 litros. Va suscitar problemes especials per als dissenyadors. Les canonades per a on devia eixir l'oxigen fins als motors devien ser rectes, lo que significava que travessarien el tanc de combustible. Açò va significar l'aïllament de les canonades per a que el RP-1 no es congelara i també cinc forats extra en la part superior del tanc de combustible.
La segona fase: S-II
La S-II va ser construïda per North American Aviation (NAA) en Califòrnia. Usava hidrogen líquit (LH2) i LOX en cinc motors J-2 en la mateixa disposició que els de la primera fase. Esta segona etapa accelerava al Saturn V en un espente de 5 MN. De tot el seu pes en càrrega, el 97% pertanyia al combustible.
Història
La S-II va nàixer en decembre de 1959 despuix del desenroll de la propulsió per hidrogen per Abe Silverstein, i en contra de l'opinió de Von Braun (qui havia calculat que tal us provocaria una explosió); el comité encarregat, no obstant, va evaluar positivament esta proposta i va recomanar el disseny i construcció d'un motor de hidrogen líquit. El contracte per al motor va ser donat a Rocketdyne i es cridaria J-2. Al mateix temps, la fase S-II va ser dissenyada: inicialment usaria quatre d'eixos motors i mediria 22,5 metros d'altura i 6,5 metros de diàmetro.
En 1961, el MSFC va escomençar a buscar un contractiste per a la construcció de la fase. D'una trentena de companyies aeroespacials invitades per a proyectar els requisits inicials, solament 7 varen enviar propostes. Al final, l'11 de setembre de 1961 la NAA es va dur el contracte (també guanyaria els contractes per als mòduls de servici i mando de la nau Apolo).
Von Braun seguiria oponent-se a l'idea de la propulsió per hidrogen (produint-se situacions poc cómodes dins de l'equip) fins a les exitoses proves d'ignició, despuix de les quals va reconéixer la gran ventaja d'este mig en una carta personal a Silverstein.
Configuració
Pesava casi 500 000 kg, encara que solament era el 3 % de l'etapa pròpiament dita, el restant ho constituïa l'oxigen líquit i el hidrogen líquit. En el fondo de la fase estava l'estructura d'espente, a on es recolzaven els cinc motors J-2. El central era fix, mentres que els atres quatre eren dirigibles.
En lloc d'usar una estructura de tancs com la S-IC, la S-II va utilisar un sistema corrent. Consistia en dos plaques d'alumini separades per una estructura en forma de panel d'abelles fet de fenol. Açò devia aïllar els 70 °C de diferència entre els dos tancs. També va allaugerar el pes en 3,6 tonellades.
El tanc de LOX era un contenidor elipsoide de 10 m de diàmetro per 6,7 m d'altura. Estava format per 12 seccions triangulars, junt en dos peces circulares dalt i avall.
Per una atra part, el depòsit per al LH2 estava format per sis cilindres, cinc d'ells de 2,4 m d'altura i el sext de sol 69 cm. El principal problema en el seu disseny i construcció era l'aïllament. El hidrogen líquit està a uns 20 °C per damunt del zero absolut, per tant era necessari que l'aïllament funcionara extremadament be. Les idees inicials no varen ser bones, creant bosses d'aire entre el tanc i l'aïllament. Al final es va decidir rosar l'aïllament a mà i llevar l'excés.
La tercera fase: S-IVB
La S-IVB va ser montada per Douglas Aircraft Company en Califòrnia. Tenia un motor J-2 i usava el mateix tipo de combustible que la fase S-II. Esta fase s'usava dos voltes: la primera per a entrar en òrbita despuix de la separació en l'etapa anterior; i en el viage llunar per a la maniobra denominada injecció translunar (o TLI en anglés).
Història
La S-IVB era una evolució de l'última fase del Saturn I, la S-IV, i va ser la primera fase del Saturn 5 en ser dissenyada. La S-IV usava sis motors, pero el mateix tipo de combustible que la S-IVB, LOX i LH2. També era originalment la quarta fase de l'eixida C-4, d'ahí el nom de S-IV.
Onze companyies varen enviar propostes per a ser la contractista de la fase, abans de la data llímit, el 29 de febrer de 1960. L'administrador de la NASA, T. Keith Glennan va elegir el 19 d'abril a Douglas com a guanyadora.
El MSFC va decidir usar l'eixida C-5 (posteriorment cridat Saturn V), que tindria tres fases i utilisaria una nova versió de la S-IV com a última etapa, la S-IVB. Al mateix temps, es va construir l'eixida C-IB (Saturn IB) que també usaria la fase S-IVB com la seua segona etapa i podria ser utilisat per a provar les naus Apolo en òrbita terrestre.
La S-IVB duya 72 200 litros d'oxigen líquit (LOX) i 229 000 litros de hidrogen líquit (LH2). Un S-IVB que no va ser usat va servir com a caixco per al Skylab. Durant les missions Apolo 13, Apolo 14, Apolo 15, Apolo 16 i Apolo 17, la fase es llançava contra la superfície llunar per a realisar medicions sísmiques.
L'unitat d'instruments
L'unitat d'instruments del Saturn V era una estructura en forma d'anell, de casi un metro d'alt, que es fixava damunt de la tercera fase S-IVB. Estava immediatament baix dels panels del mòdul de l'adaptador llunar (SLA en anglés) que contenia el mòdul llunar.
En l'unitat duya el sistema de guia de l'eixida. Alguns dels aparats electrònics que formaven part eren un ordenador digital, un ordenador de control del vol, el sistema de detecció d'emergència, sistemes de telemetría, etc. Va ser construïda per IBM en el Centre de sistemes espacials en Alabama.
Comparacions
La contrapartida soviètica al Saturn V va ser l'eixida N-1. Era de dimensions paregudes al Saturn V, pero mai va conseguir realisar la separació de la primera etapa en èxit. La decisió d'usar cinc motors de gran potència en la primera fase va resultar ser més segura que els 30 motors chicotets de el N-1.
El Saturn V conseguia un espente màxim de 33,4 MN i duya 118 tonellades a òrbita baixa terrestre (LEO). Solament uns quants eixides han pogut desafiar les marques del Saturn V:
L'Energia soviètic tenia major força de propulsió, alcançant 46 MN d'espente i podia dur 175 tonellades a LEO en la seua configuració "Vulkan". Mai va volar en eixa configuració i solament va ser llançat un parell de voltes (abdós en èxit).
El transbordador espacial conseguix fins a 34,8 MN d'espente, encara que la seua càrrega útil per a LEO és, excloent la pròpia llançadora, de 28,8 tonellades.
L'Ariane 5, en la seua variant ECA podia dur 10 tonellades de càrrega útil fins a òrbita de transferència geoestacionaria (GTO).
L'eixida Delta IV Heavy té una capacitat de 13,1 tonellades a GTO.
L'Atles V conseguix dur 25 tonellades a LEO i una miqueta més de 13,5 tonellades a GTO.
El Falcon Heavy, de la companyia SpaceX, que el 8 de febrer de 2018 va fer el seu primer vol de prova colocant un auto Tesla en òrbita solar, té una capacitat de 63,8 tonellades a LEO. El posar en òrbita a l'auto Tesla ha segut lo més controvertit i inútil conegut fins ara, puix no és un element que siga necessari per a cap procés requerit per la població mundial.
Montage
En acabant de que una etapa fora completada, era enviada al Centre espacial Kennedy. Les dos primeres fases eren tan grans que l'única manera de transportar-les era en una barcaça. La S-IC, construïda en Nova Orleans, baixava pel riu Mississipi fins al golf de Mèxic. Després rodejava Florida fins a aplegar a l'edifici de montage vertical (ara cridat edifici de montage de vehículs).
La S-II viajava des de Califòrnia passant pel Canal de Panamà. La tercera fase i l'unitat d'instruments eren més fàcils de transportar: utilisaven avions Super Guppy i Pregnant Guppy de Aero Spacelines.
En l'edifici de montage vertical (o VAB en anglés), cada fase era revisada abans de la seua colocació en posició vertical. La NASA també va construir falses estructures que podien ser usades en lloc d'una etapa si esta es retardava. Estes tenien les mateixes dimensions que les reals.
La NASA va decidir usar una torre de llançament mòvil, amprant un gran vehícul tractor en orugas per al seu transport. L'eixida es montava en la plataforma en el VAB i duya per mig del tractor fins a aplegar a la zona de llançament, a uns 5 km. Per la velocitat del tractor, el recorregut tardava entre 5 i 8 hores. Este sistema es va seguir amprant en els transbordadors espacials.
Seqüència de llançament en les missions llunars
Les missions llunars, que varen usar les eixides Saturn V, desapegaven des del Complex de llançament 39 en el Centre espacial John F. Kennedy (o KSC en anglés). Una volta que l'eixida deixava la torre de llançament, el control de la missió es transferia al Centre espacial Johnson (JSC) en Houston, Texas.
Seqüència de la S-IC
La primera etapa funcionava durant dos minuts i mig, alçant a l'eixida a 61 km d'altitut a una velocitat de 8600 km/h, consumint per a això 2000 tonellades de diversos combustibles i comburentes criogènics.
A 8,9 segons abans del llançament, la seqüència d'ignició de la primera fase començava. El motor central era el primer en funcionar, seguit pels exteriors cada 300 milisegons per a reduir les sobrecàrregues estructurals de l'eixida. En el moment que les computadores internes confirmaven la màxima potència es realisava un envolament lliberant a l'eixida suaument en dos moments:
Primer, els braços que mantenia al Saturn V unit a la plataforma es lliberaven d'ell, i segon, mentres el conjunt de motors F1 espentava, un sistema de pernos ho retenia durant mig segon aproximadament.
Una volta que l'eixida realisava l'envolament no hi havia una forma segura de que retornara a la plataforma en cas de fallo dels motors.
El Saturn V tardava uns 12 segons en deixar arrere la torre. Despuix d'açò, l'eixida escomençava a alluntar-se girant per a deixar un espai lliure adequat, en cas de vents forts o averies. A 130 metros d'altitut l'eixida es preparava per a conseguir l'azimut correcte. A uns 2 km del sol, la velocitat ha alcançat els 500 m/s (1800 km/h).
A uns 80 segons des de l'envolament, l'eixida alcança el punt del vol en pressió màxima dinàmica (Max Q). La pressió dinàmica d'una eixida és proporcional a la densitat de l'aire sobre l'eixida i el quadrat de la velocitat. Encara que la velocitat aumente, la densitat atmosfèrica disminuïx en l'altitut i en eixe moment és visible l'ona de choc.
Als 135,5 segons, el motor central s'apagava per a reduir la tensió de l'eixida. El motor F-1 no era regulable, aixina que era el método més senzill. La tripulació també experimentava la seua major acceleració, 4G (39 m/s2), just ans que la primera fase es tallara. Els atres motors continuarien fins que els sensors avisaren del fi de combustible (carburant) o de l'oxidant (comburente).
600 milisegons despuix del tall dels motors, la primera fase se separava en l'ajuda de huit retrocohetes. Això ocorria a una altitut aproximada de 62 km. La primera etapa continuava fins a una altura de 110 km, caent més vesprada al oceà Atlàntic a uns 560 km de la plataforma d'envolament.
Seqüència de la S-II
Despuix de la seqüència de la S-IC, la segona fase S-II durava 6 minuts i impulsava a l'eixida a 185 km d'altura i 24 600 km/h, acostant-ho a la velocitat orbital.
La segona fase tenia un procés d'ignició de dos parts.
En la primera, huit motors de combustible sòlit funcionaven durant quatre segons per a donar una acceleració positiva, seguida pels cinc motors J-2.
En la segona part, sobre 30 segons despuix de la separació en la primera fase, l'interfase posterior se separava de la S-II. Era una maniobra d'alta precisió, ya que l'interfase no podia tocar als motors i solament tenia un metro d'espai lliure. En eixe moment el sistema d'escape que coronava l'eixida era rebujada.
Als 38 segons de l'inici de la segona fase, el control de guia del Saturn V canviava a una rutina preprogramada al modo de guia iterativo (o IGM), controlat per l'unitat d'instruments. Uns 90 segons abans de finalisar la segona fase, el motor central es tallava per a reduir les oscilacions llongitudinals.
En eixos moments, el cabal de LOX (oxigen líquit) disminuïa, canviant la mescla dels dos propelentes, assegurant-se que hi hauria tan poc combustible com fora possible en finalisar l'etapa. Açò es feya en un delta-v predeterminat.
Hi havia cinc sensors en el fondo de cada tanc de el S-II. Quan dos d'ells estaven descoberts, l'unitat d'instruments iniciaria la seqüència d'etapa. Un segon més tarde la segona fase s'interrompia i se separava; i una dècima de segon despuix la tercera fase començava. La S-II impactava a uns 4200 km del lloc d'envolament.
Seqüència de la S-IVB
La tercera fase durava una miqueta més de dos minuts i mig, començant a 12 minuts del llançament. La S-IVB seguia unida mentres la nau espacial orbitaba al voltant de la Terra dos voltes i mija en una òrbita d'estacionament. En eixos moments, els astronautes revisaven la nau i l'eixida per a cerciorar-se de que tot funcionava correctament.
A diferència de l'anterior separació, no hi havia una separació de dos etapes. L'interfase entre les etapes la S-II i la S-IVB seguia unida a la segona fase (encara que va ser construïda com a part de la tercera fase).
Als 10 minuts i 30 segons del llançament, el Saturn V estava a 164 km d'altitut i a 1700 km del punt de llançament. Durant 5 minuts de funcionament, el motor es tallava. La nau estava en una òrbita de 1800 per 165 km. Això era prou baix en térmens d'òrbites terrestres, i no es mantindria molt temps estable pel contacte entre la nau i l'atmòsfera. En les missions Apolo 9 i Skylab l'òrbita deuria ser més alta. Les següents dos revolucions i mija en òrbita servien per a comprovar els sistemes de la nau i preparar-la per a l'injecció translunar (o TLI en anglés).
La TLI s'iniciava a les 2 hores i mija del llançament, quan la tercera fase es reiniciava per a impulsar la nau a la Lluna. La S-IVB funcionava casi 6 minuts posant la nau a una velocitat de 10 km/s, la velocitat d'escape.
Un parell de hores despuix de la TLI, el mòdul de mando i servici (CSM) de l'Apolo se separava de la tercera fase, giraria 180 graus i s'acoplaria en el mòdul llunar (LM), que estava situat davall durant el llançament. Llavors, el CSM i el LM se separarien de la tercera fase.
Si l'etapa permaneixquera en la mateixa trayectòria que la nau espacial podria presentar un perill més alvance per a la missió. Per tant, el combustible restant era expulsat, canviant aixina la seua trayectòria. Les terceres fases, des del Apolo 13 en avant, eren dirigides cap a la Lluna per a impactar contra ella. Els sismómetros deixats en ella per les missions anteriors detectaven els chocs, i l'informació va ajudar a crear un mapa de l'interior del satèlit. Abans d'això, les etapes (llevat en l'Apolo 9 i Apolo 12) eren dirigides cap a l'òrbita llunar que les enviarien a una òrbita solar. La S-IVB de l'Apolo 9 va ser dirigida directament a una òrbita solar.
La S-IVB de l'Apolo 12, per una atra part, va tindre un destí distint. El 3 de setembre de 2002, Bill Yeung[1] va descobrir un supost asteroide, que va ser denominat J002E3. Apareixia estar en òrbita al voltant de la Terra, i despuix d'un anàlisis espectral es va descobrir que estava cobert d'una pintura blanca de diòxit de titani. El mateix tipo que s'usava en el Saturn V.
Els controladors havien planejat enviar la fase S-IVB de l'Apolo 12 a una òrbita solar, pero l'ignició despuix de la separació va durar massa temps, sense conseguir que passara lo suficientment prop de la Lluna i acabant en una òrbita semiestable entre la Terra i la Lluna.[2]
Atres usos del Saturn V
L'únic llançament del Saturn V no relacionat en el programa Apolo va ser l'enviament a òrbita de l'estació espacial Skylab. En 1968, el Programa d'aplicacions Apolo (AAP) va ser creat per a realisar possibles missions científiques en el material sobrer de l'Apolo. El planejament principal es va centrar en l'idea d'una estació espacial.
Originalment, el pla consistia en llançar una etapa de l'eixida i després equipar-l'en l'espai. Esta idea va ser abandonada per a convertir la fase S-IVB en una estació espacial en terra i llançar-l'en un Saturn V. En este cas, el Skylab era una fase S-IVB d'un Saturn IB, i un atre en reserva de la tercera etapa d'un Saturn V. La de reserva s'exhibix en el Museu Nacional de l'Aire i l'Espai. Tres tripulants varen viure a bordo del Skylab des del 25 de maig de 1973 al 8 de febrer de 1975, mantenint-se en òrbita fins a maig de 1979.
S'esperava que el Skylab estiguera en òrbita el temps suficient per a que el transbordador espacial li visitara en els seus primers vols. En açò es podria haver aumentat l'òrbita i ser utilisat com a base per a futures estacions espacials. No obstant, la llançadora espacial no volaria fins a 1981.
El transbordador va ser inicialment concebut com un transport de càrrega per a ser utilisat en conjunció en el Saturn V. La llançadora manejaria la llogística de l'estació espacial, mentres que l'eixida duria els components. La falta de finançament per a la producció del segon Saturn V va acabar en este pla, i va deixar als Estats Units sense un elevador de càrrega pesada.
Wernher von Braun i uns atres també tenia plans per a una eixida que duguera 8 motors F-1 en la seua primera fase, permetent el llançament d'una nau tripulada en directe ascens a la Lluna. Atres plans per al Saturn V era l'us d'un Centaur com a fase superior. Estes millores haurien incrementat la seua capacitat per a enviar una nau no tripulada de gran tamany o una tripulada a Mart.
La segona producció de Saturn V (si haguera ocorregut) hauria utilisat molt provablement el motor F-1A, aumentant la capacitat d'espente. Atres canvis provables haurien segut el retir de les aletes, puix proporcionaven poca ventaja comparats al seu pes; una primera fase S-IC allargada per a soportar els motors F-1A; i motors J-2 millorats per a les etapes superiors.
El Saturn V seria també el vehícul de llançament per al programa RIFT, un motor nuclear, cridat més tarde NERVA. Les proposicions d'una eixida major que el Saturn V varen durar des de finals dels anys 1950 a principis de la década de 1980, i es denominaven genèricament Nova. Més d'una trentena de propostes varen dur el nom de Nova.
Cost
Des de 1964 a 1973, un total de 6500 millons de dólars USD varen ser destinats al Saturn V, sent en 1966 la cantitat màxima de 1200 millons. Una de les principals raons per a la seua cancelació va ser el seu alt cost. En 1966, la NASA va rebre el seu presupost més alt de 4500 millons USD, el 0,5 % del PNB dels Estats Units d'aquell moment.
Taula de llançaments
| Número de série | Missió | Data de llançament | Notes | |
|---|---|---|---|---|
| Apolo 4 | 9 de novembre de 1967 | Primer vol en proves | ||
| Apolo 6 | 4 d'abril de 1968 | Segon vol en proves | ||
| Apolo 8 | 21 de decembre de 1968 | Primer vol tripulat del Saturn V i òrbita llunar | ||
| Apolo 9 | 3 de març de 1969 | Proves del mòdul llunar (LM) en òrbita terrestre | ||
| Apolo 10 | 18 de maig de 1969 | Proves del mòdul llunar (LM) en òrbita llunar | ||
| Apolo 11 | 16 de juliol de 1969 | Primer alunizaje tripulat | ||
| Apolo 12 | 14 de novembre de 1969 | Alunizaje propenc al Surveyor 3 | ||
| Apolo 13 | 11 d'abril de 1970 | Missió fallanca, tripulació fòra de perill | ||
| Apolo 14 | 31 de giner de 1971 | Alunizaje propenc al cràter Fra Mauro | ||
| Apolo 15 | 26 de juliol de 1971 | Primer rover llunar | ||
| Apolo 16 | 16 d'abril de 1972 | Alunizaje en els alts de Descartes | ||
| Apolo 17 | 6 de decembre de 1972 | Primer i únic llançament nocturn; final del programa Apolo | ||
| Skylab 1 | 14 de maig de 1973 | Skylab de dos etapes | ||
| Sense utilisar | ||||
| Sense utilisar | ||||
Miscelànea
En l'actualitat es conserven tres eixides per a la seua visita, tots disposts horisontalment:
En el centre espacial Lyndon B. Johnson, l'unió de la primera fase de el SA-514, la segona fase de el SA-515 i la tercera de el SA-513.
En el centre espacial John F. Kennedy, format de la S-IC-T (una etapa de prova) i les dos etapes de el SA-514.
I en l'U.S. Space & Rocket Center, en Alabama, a partir de les fases S-IC-D, S-II-F/D i S-IVB-D (totes etapes de proves que no es varen utilisar).
Dels tres, solament el del centre espacial Johnson està compost de fases que podrien ser utilisades per a un llançament. En el U.S. Space & Rocket també existix una maqueta a tamany natural. La primera fase de el SA-515 es conserva en Nova Orleans, mentres que la tercera s'exhibix en el Museu Nacional de l'Aire i l'Espai.
Existix una llegenda urbana, encara que incerta, que els plans del Saturn V varen ser destruïts o s'han perdut. No obstant, la realitat és que encara existixen en format microfilm en el MSFC.
Vore també
Nau Apolo Programa Apolo Saturn I Skylab Saturn C-2 Saturn C-3 Saturn C-8 Eixida llunar N-1
Nota
Referències
- ↑ Relat de la NASA traduït a l'espanyol | L'artícul original en anglés [1] archivat en Wayback Machine., 20 de setembre de 2002.
- ↑ Artícul sobre el succés en el periòdic espanyol El Món, 24 d'octubre de 2002.
Bibliografia
Bilstein, Roger E. (1980). Stages to Saturn: A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles. HTML o PDF NASA SP-4206. ISBN 0-16-048909-1. Saturn illustrated chronology: Saturn's first eleven years, Abril de 1957 – Abril de 1968. HTML o PDF Moonport: A history of Apollo launch facilities and operations. HTML [2] archivat en Wayback Machine. o PDF (publicat per University Press of Florida en dos volums: Gateway to the Moon: Building the Kennedy Space Center Launch Complex, 2001, ISBN 0-8130-2091-3 and Moon Launch!: A History of the Saturn-Apollo Launch Operations, 2001 ISBN 0-8130-2094-8 Apollo By The Numbers: A Statistical Reference. HTML o PDF (publicat per Government Reprints Press, 2001, ISBN 1-931641-00-5)
Saturn 5 launch vehicle flight evaluation report: AS-501 Apollo 4 mission en PDF. Saturn 5 launch vehicle flight evaluation report: AS-508 Apollo 13 mission en PDF. Saturn V Flight Manual - SA-503 en PDF. Saturn V Press Kit [3] archivat en Wayback Machine. (en anglés) Lawrie, Alan, Saturn, Collectors Guide Publishing, 2005, ISBN 1-894959-19-1
Enllaços externs
Wikimedia Commons alberga contingut multimèdia sobre eixides Saturn.
En anglés
Saturn Vehicle History Saturn V en Encyclopedia Astronautica Apollo Saturn Reference Page Project Apollo Archive
En espanyol
Fotos Saturn V
- Este artícul conté una traducció derivada de «Saturno V» de Wikipedia en castellà publicada baix la Llicència de documentació lliure de GNU i la Llicència Creative Commons Reconeiximent-CompartirIgual 4.0 Internacional.
- Vehículs de llançament desechables
- Programa Apolo
- Invents d'Estats Units del sigle XX
- Estats Units en 1967
- Exploració espacial en 1967
- Exploració espacial en 1968
- Exploració espacial en 1969
- Exploració espacial en 1970
- Exploració espacial en 1971
- Exploració espacial en 1972
- Exploració espacial en 1973
- Wernher von Braun