Saturno I

Saturno I

El primer Saturno I fue lanzado el 27 de octubre de 1961.
Función	Vehículo de lanzamiento de carga media
Fabricante	Chrysler ( SI ) Douglas ( S-IV ) Convair ( SV )
País natal	Estados Unidos
Tamaño
Altura	55 m (180 pies)
Diámetro	6,60 m (21 pies 8 pulgadas)
Masa	510.000 kg (1.124.000 libras)
Etapas	2 o 3 (la 3.ª etapa voló, pero nunca en una configuración activa)
Capacidad
Carga útil a LEO
Altitud	185 kilómetros (115 millas)
Inclinación orbital	28°
Masa	9.100 kg (20.000 lb) (2 etapas)
Carga útil a TLI
Masa	2.200 kg (4.900 lb) (2 etapas)
Historial de lanzamiento
Estado	Jubilado
Sitios de lanzamiento	Cabo Cañaveral , LC-34 y LC-37
Lanzamientos totales	10
Éxito(s)	10
Primer vuelo	27 de octubre de 1961 ( SA-1 )
Último vuelo	30 de julio de 1965 ( AS-105 )
Tipo de pasajeros/carga	Texto estándar Apollo CM , Pegasus
Primera etapa – SI
Desarrollado por	8 × H-1
Empuje máximo	6.700 kN (1.500.000 lbf )
Tiempo de combustión	~150 segundos
Propulsor	Óxido de uranio / RP-1
Segunda etapa – S-IV
Desarrollado por	6× RL10
Empuje máximo	400 kN (90 000 lbf )
Impulso específico	421 s (4,13 km/s) de vacío
Tiempo de combustión	~482 segundos
Propulsor	Oxígeno disuelto / LH 2
Tercera etapa – SV (voló inactivamente) [1]
Desarrollado por	2 × RL10
Empuje máximo	133 kN (30 000 lb -pie )
Tiempo de combustión	~430 segundos
Propulsor	Oxígeno disuelto / LH 2
[editar en Wikidata]

El Saturno I ^[a] fue un cohete diseñado como el primer vehículo de lanzamiento de elevación media de los Estados Unidos para cargas útiles en órbita terrestre baja de hasta 20.000 libras (9.100 kg) . ^[2] Su desarrollo fue asumido por la Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada (ARPA) en 1958 por la recién formada NASA civil . Su diseño demostró ser sólido y flexible. Tuvo éxito en iniciar el desarrollo de la propulsión de cohetes alimentada con hidrógeno líquido , el lanzamiento de los satélites Pegasus y la verificación en vuelo de la aerodinámica de la fase de lanzamiento del módulo de comando y servicio Apolo . Se volaron diez cohetes Saturno I antes de que fuera reemplazado por el derivado de carga pesada Saturno IB , que usaba una segunda etapa más grande y de mayor impulso total y un sistema de guía y control mejorado . También abrió el camino al desarrollo del cohete de elevación superpesada Saturno V que llevó a los primeros hombres a aterrizar en la Luna en el programa Apolo .

El presidente John F. Kennedy identificó el lanzamiento del Saturno I, y en particular el del SA-5 , como el punto en el que la capacidad de transporte estadounidense superaría a la soviética, después de estar rezagada desde el Sputnik . ^{[3] [4]}

El proyecto Saturno se inició como una de varias propuestas para cumplir con un nuevo requisito del Departamento de Defensa (DoD) de un vehículo de carga pesada para orbitar una nueva clase de satélites de comunicaciones y "otros" satélites. ^[2] Los requisitos exigían un vehículo capaz de poner en órbita de 20.000 a 40.000 libras (9.100 a 18.100 kg), o acelerar de 13.200 a 26.200 libras (6.000 a 11.900 kg) para la inyección translunar . Los lanzadores estadounidenses existentes podían colocar un máximo de aproximadamente 3.900 libras (1.800 kg) en órbita, pero podrían ampliarse hasta 9.900 libras (4.500 kg) con nuevas etapas superiores de alta energía. En cualquier caso, estas etapas superiores no estarían disponibles hasta 1961 como muy pronto, y aún así no cumplirían con los requisitos del DoD para cargas pesadas.

El equipo de Wernher von Braun en la Agencia de Misiles Balísticos del Ejército de los EE. UU . (ABMA) comenzó a estudiar el problema en abril de 1957. Calcularon que un cohete con el rendimiento requerido requeriría un propulsor de etapa inferior con un empuje de aproximadamente 1,5 millones de libras-fuerza (6,7 MN) de empuje en el despegue. Resultó que la Fuerza Aérea había comenzado recientemente a trabajar en un motor de ese tipo, que finalmente surgió como el F-1 . Pero el F-1 no estaría disponible en el marco de tiempo que exigía el Departamento de Defensa y, de todos modos, estaría limitado a aproximadamente 1 millón de libras-fuerza en el corto plazo. Otra posibilidad era un motor Rocketdyne , entonces conocido como E-1 , que proporcionaba alrededor de 360.000 a 380.000 libras-fuerza (1.600 a 1.700 kN), cuatro de los cuales alcanzarían los niveles de empuje requeridos. Este enfoque se convirtió en el favorito y se emparejó con una primera etapa construida a partir de un grupo de nueve tanques colocados sobre una placa de empuje donde se unirían los motores y la plomería. El diseño preveía ocho tanques cohete similares a la etapa Redstone atados alrededor de un tanque central más grande derivado de un cohete Júpiter . Las similitudes de diseño y diámetro permitirían el uso de las mismas herramientas e instalaciones utilizadas para producir los tanques más antiguos, acelerando las fases de diseño y producción de la nueva etapa. ^[5] Al contrario de lo que se informó a la prensa en ese momento (y se propagó comúnmente desde entonces), los tanques no eran simplemente tanques Redstone y Júpiter, sino versiones mucho más largas construidas de nuevo con el mismo diámetro. ^[5] Sin embargo, la percepción era que la primera etapa era un grupo de tanques de propulsor diseñados a partir de diseños de cohetes más antiguos, lo que llevó a los críticos a referirse a ella en broma como " La última resistencia del grupo" , un juego de palabras con el apodo de la Batalla de Little Bighorn , "La última resistencia de Custer".

Von Braun devolvió el diseño al Departamento de Defensa en diciembre de 1957 como Programa Nacional Integrado de Desarrollo de Misiles y Vehículos Espaciales , describiendo el nuevo diseño, entonces conocido simplemente como "Super-Júpiter". Se propusieron varias variaciones, utilizando una primera etapa agrupada común y etapas superiores basadas en el Atlas o el Titan I. ABMA favoreció el Titan ya que la producción del Atlas era de extrema prioridad y había poco o ningún exceso de capacidad disponible. Propusieron utilizar las herramientas existentes del Titan con un diámetro de 120 pulgadas (3,0 m), pero alargándolas para producir una nueva etapa de 200 pies (61 m) de largo. Se utilizaría un Centaur como tercera etapa, que se esperaba que estuviera listo para su uso operativo en 1963, justo cuando las dos etapas inferiores hubieran completado sus pruebas. El diseño de tres etapas resultante era mucho más alto y delgado que el diseño Saturn que finalmente se construyó.

La Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada (ARPA, por sus siglas en inglés) se formó en febrero de 1958 como parte del Departamento de Defensa y estaba a cargo de los requisitos. ARPA solo pidió un cambio en el diseño; preocupados porque el E-1 todavía estaba en una etapa temprana de desarrollo, sugirieron buscar alternativas para garantizar que el cohete entrara en producción lo antes posible. La ABMA respondió rápidamente con un diseño ligeramente modificado que reemplazaba los cuatro E-1 con ocho motores H-1 , una actualización menor del motor S-3D utilizado en los misiles Thor y Júpiter. Calcularon que cambiar los motores ahorraría alrededor de 60 millones de dólares y hasta dos años de tiempo de investigación y desarrollo.

Von Braun había mencionado anteriormente los cohetes Redstone y Jupiter que se utilizaban como lanzaderas espaciales como Juno I y Juno II , respectivamente, y había presentado propuestas para versiones de varias etapas como Juno III y IV. Cambió el nombre del nuevo diseño a Juno V. El coste total de desarrollo de 850 millones de dólares (5.600 millones de dólares en dólares del año 2007) entre 1958 y 1963 también cubrió 30 vuelos de investigación y desarrollo, algunos de ellos con cargas espaciales tripuladas y no tripuladas.

Satisfecha con el resultado, la Orden ARPA Número 14-59, de fecha 15 de agosto de 1958, ordenó la existencia del programa: ^[6]

Iniciar un programa de desarrollo para proporcionar un gran propulsor para vehículos espaciales de aproximadamente 1.500.000 libras de empuje basado en un conjunto de motores de cohetes disponibles. El objetivo inmediato de este programa es demostrar un encendido dinámico cautivo a escala real para fines del año civil 1959.

El 11 de septiembre de 1958, se firmó otro contrato con Rocketdyne para comenzar a trabajar en el H-1. El 23 de septiembre de 1958, ARPA y el Mando de Misiles de Artillería del Ejército (AOMC) redactaron un acuerdo adicional que ampliaba el alcance del programa, en el que se establecía que "además del lanzamiento dinámico cautivo..., se acuerda que este programa se debe ampliar para permitir una prueba de vuelo de propulsión de este propulsor aproximadamente en septiembre de 1960". Además, querían que ABMA produjera tres propulsores adicionales, los dos últimos de los cuales serían "capaces de colocar cargas útiles limitadas en órbita".

Von Braun tenía grandes esperanzas en el diseño, pensando que sería un excelente banco de pruebas para otros sistemas de propulsión, en particular el F-1 si maduraba. Esbozó usos para el Juno V como vehículo de transporte general para la investigación y el desarrollo de "armas espaciales ofensivas y defensivas". Se pronosticaron usos específicos para cada uno de los servicios militares, incluidos satélites de navegación para la Armada; satélites de reconocimiento, comunicaciones y meteorológicos para el Ejército y la Fuerza Aérea; apoyo para misiones tripuladas de la Fuerza Aérea; y suministro logístico superficie-superficie para el Ejército a distancias de hasta 6400 kilómetros. Von Braun también propuso usar el Juno V como base de una misión lunar tripulada como parte del Proyecto Horizon . Juno podría elevar hasta 20.000 libras (9.000 kg) a la órbita baja de la Tierra, y propuso lanzar 15 de ellos para construir una nave espacial lunar de 200.000 libras (91.000 kg) en órbita terrestre.

En ese momento ya se utilizaba el nombre "Saturno", como "el que viene después de Júpiter". Un informe temprano de ARPA señalaba: "Se considera que el SATURN es el primer vehículo espacial real, ya que el Douglas DC-3 fue el primer avión de pasajeros real y un caballo de batalla duradero en la aeronáutica". El cambio de nombre se hizo oficial en febrero de 1959.

La formación de la NASA el 29 de julio de 1958 dio lugar a un esfuerzo por recopilar los programas existentes de cohetes de lanzamiento pesado y seleccionar un único conjunto de diseños para el trabajo futuro. En ese momento, tanto la Fuerza Aérea como el Ejército de los EE. UU. tenían equipos que desarrollaban dichos vehículos, el Saturn del Ejército y el Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) de la Fuerza Aérea. ^[7] El SLS utilizaba un conjunto de componentes modulares comunes con propulsores de combustible sólido y etapas superiores de hidrógeno/oxígeno para permitir una amplia variedad de configuraciones de lanzamiento y pesos de carga útil. Ambos grupos también habían desarrollado planes para bases lunares tripuladas, el Horizon de ABMA con su método Earth Orbit Rendezvous para construir un gran cohete lunar en órbita terrestre, y el Proyecto Lunex de la Fuerza Aérea que planeaba lanzar un único módulo de aterrizaje enorme utilizando la mayor de las configuraciones del SLS. Como si esto no fuera suficiente, los propios ingenieros de la NASA habían comenzado el diseño de su propia serie de diseños Nova , planeando usarlo en el perfil de ascenso directo similar al enfoque de la Fuerza Aérea.

Se le pidió a Von Braun que presidiera un comité para estudiar los esfuerzos existentes y redactar recomendaciones. El comité presentó su informe el 18 de julio de 1958, comenzando con una crítica de cómo el programa estadounidense había sido mal manejado hasta la fecha y señalando que el programa soviético estaba definitivamente por delante. Continuó describiendo cinco "generaciones" de cohetes, comenzando con el primer Vanguard, pasando por el Juno, misiles balísticos intercontinentales como Atlas y Titan, diseños en grupo como el Saturn y, finalmente, el desarrollo definitivo, un grupo que utilizaba el F-1 con 6 millones de libras-fuerza (27 MN) de empuje. El informe continuó describiendo un programa de exploración tripulado que utilizaría estos cohetes a medida que estuvieran disponibles; Utilizando los misiles balísticos intercontinentales existentes, una pequeña estación espacial con capacidad para cuatro personas podría estar operativa en 1961, los grupos apoyarían un aterrizaje lunar tripulado en 1965-1966 y una estación espacial más grande con capacidad para 50 hombres en 1967, mientras que el mayor de los cohetes apoyaría grandes expediciones a la Luna en 1972, establecería una base lunar permanente en 1973-1974 y lanzaría viajes interplanetarios tripulados en 1977.

En diciembre de 1958, todos los equipos se reunieron para presentar sus diseños. La NASA seleccionó la propuesta de von Braun el 6 de enero de 1959, lo que le dio un impulso vital. A fines de enero, la NASA describió su programa de desarrollo completo, que incluía las etapas superiores Vega y Centaur, así como Juno V y sus propios cohetes Nova. Vega fue cancelado más tarde cuando se publicó información sobre la etapa superior Agena, anteriormente secreta (entonces conocida como "Hustler"), y tenía un rendimiento aproximadamente comparable al diseño de la NASA.

El diseño del Saturno parecía avanzar sin contratiempos. En abril de 1959, los primeros motores H-1 empezaron a llegar a ABMA y las pruebas de encendido comenzaron en mayo. La construcción de los sitios de lanzamiento del Complejo 34 comenzó en Cabo Cañaveral en junio.

Entonces, de manera bastante inesperada, el 9 de junio de 1959, Herbert York , Director del Departamento de Investigación e Ingeniería de Defensa, anunció que había decidido terminar el programa Saturn. Más tarde declaró que le preocupaba que el proyecto estuviera quitando dinero de ARPA a proyectos más urgentes y que, al parecer, las mejoras a los misiles balísticos intercontinentales existentes proporcionarían la capacidad de carga pesada necesaria a corto plazo. Como lo expresó el comandante de la ABMA , John B. Medaris :

En ese momento, mi nariz comenzaba a percibir un extraño olor a "pescado". Puse a trabajar a mis perros de caza para tratar de averiguar qué estaba pasando y con quién teníamos que competir. Descubrimos que la Fuerza Aérea había propuesto un vehículo completamente diferente y completamente nuevo como propulsor para Dynasoar , utilizando un grupo de motores Titan y mejorando su rendimiento para obtener el empuje necesario en la primera etapa para el despegue. Esta criatura fue bautizada de diversas formas: Super Titan o Titan C. No se había realizado ningún trabajo en este vehículo, salvo un apresurado esbozo de ingeniería. Sin embargo, se afirmó que el vehículo en una configuración de dos o tres etapas podría volar más rápidamente que el Saturn, en el que ya habíamos estado trabajando arduamente durante muchos meses. Se adjuntaron fechas y estimaciones a esa propuesta que, en el mejor de los casos, ignoraban muchos factores de costos y, en el peor, eran estrictamente propaganda.

Para evitar la cancelación, los partidarios de Saturn del Departamento de Defensa y de la ARPA redactaron su propio memorando argumentando en contra de la cancelación. En su contra estaba el hecho de que ni el Ejército ni la NASA tenían ningún requisito por escrito para el cohete en ese momento. A continuación se celebró una reunión de tres días entre el 16 y el 18 de septiembre de 1959, en la que York y Dryden revisaron el futuro de Saturn y discutieron los papeles del Titan C y del Nova. El resultado fue igualmente inesperado; York aceptó aplazar la cancelación y continuar con la financiación a corto plazo, pero sólo si la NASA aceptaba hacerse cargo del equipo ABMA y continuar el desarrollo sin la ayuda del Departamento de Defensa. La NASA también estaba preocupada de que al depender de terceros para sus cohetes estuviera poniendo en peligro todo su programa, y ​​estaba muy abierta a la idea de hacerse cargo del equipo.

Durante la semana siguiente, las partes continuaron las negociaciones y se llegó a un acuerdo: el equipo de von Braun en la ABMA se mantendría unido y seguiría trabajando como los principales desarrolladores de Saturno, pero toda la organización pasaría a manos de la NASA. Por orden ejecutiva presidencial del 15 de marzo de 1960, la ABMA se convirtió en el Centro de Vuelos Espaciales George C. Marshall (MSFC) de la NASA.

En julio de 1959, se recibió una solicitud de cambio de ARPA para actualizar la etapa superior a un diseño mucho más potente utilizando cuatro nuevos motores de 20.000 lbf (89 kN) propulsados ​​por hidrógeno líquido/ oxígeno líquido en una segunda etapa de mayor diámetro de 160 pulgadas (4,1 m), con un Centaur mejorado que utiliza dos motores del mismo diseño para la tercera etapa. Sobre este cambio, Medaris señaló:

Por razones de economía, habíamos recomendado, y se había aprobado, que en la construcción de la segunda etapa se utilizara el mismo diámetro que la primera etapa del Titán: 120 pulgadas. Los principales costos de herramientas para la fabricación de los tanques de misiles y la estructura principal están relacionados con el diámetro. Los cambios en la longitud cuestan poco o nada en herramientas. La forma en que se dividen internamente los tanques, o la estructura reforzada en el interior, o el tipo de detalle estructural que se utiliza al final para unir la estructura a un gran propulsor debajo, o a una etapa de diferente tamaño arriba, tienen muy poco efecto en los problemas de herramientas. Sin embargo, un cambio en el diámetro plantea una cuestión importante de herramientas, costos y tiempo.

De repente, de repente, llegó una orden para suspender el trabajo en la segunda etapa y una solicitud de una nueva serie de estimaciones de costos y tiempo, incluida la consideración de aumentar el diámetro de la segunda etapa a 160 pulgadas. Parecía que el Dr. York había entrado en escena y había señalado que los requisitos futuros de Dynasoar eran incompatibles con el diámetro de 120 pulgadas. Había planteado la cuestión de si era posible que el Saturno estuviera diseñado de manera que permitiera que fuera el cohete propulsor para ese proyecto de la Fuerza Aérea.

Nos quedamos estupefactos y atónitos. No se trataba de un problema nuevo y no pudimos encontrar ninguna razón por la que no se hubiera tenido en cuenta, de ser necesario, durante el tiempo en que el Departamento de Defensa y la NASA estaban debatiendo toda la cuestión de qué tipo de etapas superiores deberíamos utilizar. Sin embargo, nos pusimos a trabajar rápidamente en la estimación del proyecto sobre la base de aceptar el diámetro de 160 pulgadas. Al mismo tiempo, se nos pidió que presentáramos cotizaciones para un programa operativo completo para impulsar el Dynasoar para un número determinado de vuelos. Como de costumbre, nos dieron dos o tres números, en lugar de una cantidad fija, y nos pidieron que hiciéramos una estimación de cada uno de ellos.

Para llegar a algún tipo de acuerdo, en diciembre se formó un grupo formado por representantes de la NASA, la Fuerza Aérea, la ARPA, la ABMA y la Oficina del Departamento de Investigación e Ingeniería de Defensa, bajo el Comité Silverstein . von Braun era escéptico respecto del hidrógeno líquido como combustible para la etapa superior, pero el Comité lo convenció de que era la manera de proceder en el desarrollo futuro de la etapa superior. Una vez realizados estos cambios, el proyecto de cohetes de la NASA ya no dependía en absoluto de los desarrollos militares. En ese momento, cualquier tipo de etapa superior era una opción válida y "si se aceptan estos propulsores para las difíciles aplicaciones de la etapa superior", concluyó el comité, "no parece haber razones de ingeniería válidas para no aceptar el uso de propulsores de alta energía para las aplicaciones menos difíciles de las etapas intermedias".

El Comité esbozó una serie de posibles configuraciones de lanzamiento diferentes, agrupadas en tres amplias categorías. El grupo "A" eran versiones de bajo riesgo similares a los diseños de Saturno propuestos antes de la reunión; el diseño original que utilizaba las etapas superiores Titán y Centaur se convirtió en el A-1, mientras que otro modelo que reemplazaba al Titán con un grupo de misiles balísticos de alcance intermedio se convirtió en el A-2. El diseño B-1 proponía una nueva segunda etapa que reemplazaba el grupo de misiles balísticos de alcance intermedio A-2 con un nuevo diseño de cuatro motores que utilizaba el H-1 como etapa inferior. Finalmente, había tres modelos de la serie C que reemplazaban todas las etapas superiores con otras de hidrógeno líquido. El C-1 utilizaba el grupo de misiles balísticos de alcance inferior existente, añadiendo la nueva etapa S-IV con cuatro nuevos motores de 15.000 a 20.000 lbf (67 a 89 kN), y manteniendo el Centaur de dos motores en la parte superior, que ahora se conocería como etapa SV. El modelo C-2 añadió una nueva etapa S-III con dos nuevos motores de 150.000 a 200.000 lbf (670 a 890 kN), manteniendo los S-IV y SV en la parte superior. Finalmente, la configuración C-3 añadió la etapa S-II con cuatro de estos mismos motores, manteniendo solo los S-III y S-IV en la parte superior. Los modelos C superaron fácilmente a los A y B, con la ventaja añadida de que eran intercambiables y podían construirse para adaptarse a cualquier requisito de carga útil necesario.

De estos nuevos diseños de etapa, sólo el S-IV sería entregado, y no en la forma que se había elaborado en el informe del Comité. Para cumplir con los plazos de desarrollo, se colocó un grupo de seis motores Centaur en la nueva etapa de 220 pulgadas (5,6 m) para producir el "nuevo" S-IV con aproximadamente el mismo rendimiento que los cuatro motores originales mejorados. Una gran cantidad de motores pequeños son menos eficientes y más problemáticos que una cantidad menor de motores grandes, y esto lo convirtió en un objetivo para una actualización temprana a un solo J-2 . La etapa resultante, la S-IVB , mejoró tanto el rendimiento que el Saturn fue capaz de lanzar el CSM Apollo , lo que resultó invaluable durante el Proyecto Apollo .

Al final, el Titan C nunca fue entregado, y la Fuerza Aérea en su lugar recurrió a los Titan II "de empuje aumentado" que utilizaban cohetes de combustible sólido en racimo . Estos nuevos diseños, los Titan III , se convirtieron en el principal vehículo de lanzamiento de carga pesada del Departamento de Defensa durante décadas después, ya que costaba significativamente menos fabricarlos y volarlos, en parte debido al uso de propulsores hipergólicos que podían almacenarse a temperatura ambiente. Un factor importante en esta decisión fue que el Departamento de Defensa prefería tener un vehículo de lanzamiento del que estuviera en completo control en lugar de tener que compartir el Saturn con la NASA (de todos los vehículos Titan III/ IV lanzados durante sus 40 años de funcionamiento, solo un puñado transportaba cargas útiles de la NASA). Del mismo modo, el desarrollo del Titan III eliminó la necesidad de los conceptos de puesta en escena "flexibles" del Saturn, que ahora solo estaba destinado a usarse para lanzamientos tripulados en el programa Apolo. Al eliminar la necesidad de flexibilidad en la configuración de lanzamiento, la mayoría de estos diseños se abandonaron posteriormente. Sólo el SV sobrevivió en su forma original, mientras que el S-IV aparecería en forma modificada y el Saturno V presentaría una etapa S-II completamente diferente.

El Saturno I realizó su vuelo inaugural el 27 de octubre de 1961 con una etapa superior de prueba y una primera etapa parcialmente cargada de combustible. La tensión en el fortín era alta, ya que hasta la fecha ningún vehículo de lanzamiento había tenido éxito en el primer intento y existía el temor generalizado de una explosión en la plataforma. Como el Saturno era el cohete más grande que había volado hasta entonces, un evento de ese tipo seguramente sería extremadamente destructivo y posiblemente dejaría el complejo de lanzamiento fuera de servicio durante seis meses.

Al final, sin embargo, estas preocupaciones se disiparon cuando el cohete se elevó y realizó un vuelo de prueba impecable. Durante los siguientes 17 meses se realizaron tres vuelos más con etapas superiores simuladas, que fueron todos completamente o casi exitosos. En dos de ellos, el S-IV se llenó de agua y se detonó a gran altitud después de la separación de las etapas para formar una nube de hielo que luego fue fotografiada.

El quinto vuelo, en enero de 1964, fue el primero en llevar un S-IV en funcionamiento, que reinició su motor en órbita para alcanzar una gran altitud, donde permanecería hasta desintegrarse dos años después. Durante el año siguieron otros dos vuelos con CSM estándar del Apolo.

En este punto, sin embargo, la llegada del Titan III había privado al Saturno de su papel como lanzador del DoD y con el nuevo y mejorado Saturno IB en desarrollo (ya que el Apollo CSM terminó siendo más pesado de lo esperado originalmente y, por lo tanto, necesitaba un vehículo de lanzamiento más poderoso), el propulsor rápidamente quedó huérfano y no se le pudo encontrar ningún uso práctico.

La carga útil principal del Saturno I era la versión estándar de los módulos de mando y servicio y del sistema de escape de lanzamiento del Apolo . Los tres últimos también llevaban satélites micrometeoroides Pegasus en el adaptador de la nave espacial de la segunda etapa.

El Saturno I fue considerado para el lanzamiento del avión espacial X-20 Dyna-Soar , ^[8] y más tarde, para el lanzamiento de una cápsula Gemini en una misión circunlunar propuesta . ^{[9] [10]} Sin embargo, como la financiación del Dyna-Soar se cortó en 1963 y el desarrollo del Apolo ya estaba muy avanzado, estas propuestas nunca se hicieron realidad.

Mucho más tarde, el Saturno I también fue considerado como un sistema de misiles balísticos de corto alcance en el concepto TABAS. ^{[ cita requerida ]} TABAS armó al Saturno con 25 toneladas métricas (55.000 libras) de armas convencionales en un sistema de transporte mecánico que aseguraba que el misil impactaría y destruiría una pista enemiga, dejándola fuera de servicio durante tres días. El sistema se consideró demasiado peligroso para desplegarse; cuando se lanzara parecería un ataque nuclear y podría provocar una respuesta en especie.

La tercera etapa SV se desarrolló como la etapa del cohete Centaur. Voló de forma inactiva cuatro veces en el Saturno I con los tanques llenos de agua. Nunca realizó una misión activa. La SV se convertiría en una etapa superior para los vehículos de lanzamiento Atlas-Centaur y Titan III y sus derivados.

La primera etapa del SI estaba propulsada por ocho motores de cohete H-1 que quemaban combustible RP-1 con oxígeno líquido (LOX) como oxidante. Los tanques de propulsión consistían en un tanque de cohete Júpiter central que contenía LOX, rodeado por un grupo de ocho tanques de cohete Redstone : cuatro pintados de blanco, que contenían LOX; y cuatro pintados de negro, que contenían el combustible RP-1. Los cuatro motores externos estaban montados sobre cardanes , lo que les permitía ser dirigidos para guiar el cohete. En los vehículos del Bloque II (SA-5 a SA-10), ocho aletas proporcionaban estabilidad aerodinámica en el vuelo a través de la atmósfera.

Características generales

• Longitud: 80,3 pies (24,5 m)
• Diámetro: 21,4 pies (6,5 m)

Motor

• 8 × H-1
  • Empuje: 1.500.000 libras-fuerza (6.700 kN)
  • Tiempo de combustión: 150 segundos
  • Combustible: RP-1 / LOX

La segunda etapa del S-IV estaba propulsada por seis motores cohete RL10 que quemaban hidrógeno líquido (LH2 ₎ como combustible con LOX como oxidante, montados sobre cardanes. Los tanques de combustible utilizaban un único mamparo común para separar los tanques de LOX y LH2 _, ahorrando un 20% de peso estructural junto con la longitud y complejidad asociadas a la construcción.

Características generales

• Longitud: 40 pies (12 m)
• Diámetro: 18 pies (5,5 m)

Motor

• 6×RL10
  • Empuje: 90.000 libras-fuerza (400 kN)
  • Tiempo de combustión: ~410 segundos
  • Combustible: LH ₂ / LOX

Los vehículos Saturno I Bloque I (SA-1 a SA-4) eran guiados por instrumentos transportados en botes sobre la primera etapa del SI, e incluían la plataforma estabilizada ST-90, fabricada por Ford Instrument Company y utilizada en el misil Redstone. ^[11] Estos primeros cuatro vehículos seguían trayectorias balísticas, no orbitales, y las etapas superiores ficticias no se separaban de la etapa única propulsada.

Los vehículos del Bloque II (SA-5 a SA-10) incluían dos etapas motorizadas y entraban en órbita. A partir del SA-5, los instrumentos de guía se transportaban en la unidad de instrumentos (IU) , justo por delante de la etapa S-IV. La primera versión de la IU tenía 154 pulgadas (3,9 m) de diámetro y 58 pulgadas (150 cm) de alto, y fue diseñada y construida por el Centro Marshall de Vuelos Espaciales . Los componentes de guía, telemetría, seguimiento y potencia estaban contenidos en cuatro contenedores cilíndricos presurizados unidos como radios a un eje central. ^[12] Esta versión voló en el SA-5, SA-6 y SA-7.

La MSFC voló la versión 2 del IU en los SA-8, SA-9 y SA-10. La versión 2 tenía el mismo diámetro que la versión 1, pero solo 34 pulgadas (86 cm) de alto. En lugar de contenedores presurizados, los componentes estaban colgados en el interior de la pared cilíndrica, logrando una reducción de peso. ^[13]

La computadora de guía para el Bloque II fue la IBM ASC-15 . Otros instrumentos que llevaba la IU incluían componentes activos, que guiaban el vehículo; y componentes de pasajeros, que telemetaban datos a tierra para pruebas y evaluación para su uso en vuelos posteriores. La plataforma estabilizada ST-90 fue la IMU activa para SA-5 y la primera etapa de SA-6. El ST-124 fue el pasajero en SA-5 y activo para la segunda etapa de SA-6 y misiones posteriores. La IU tenía una ventana óptica para permitir la alineación de la plataforma inercial antes del lanzamiento.

La etapa SV estaba destinada a ser propulsada por dos motores RL-10A-1 que quemaban hidrógeno líquido como combustible y oxígeno líquido como oxidante. Los tanques de propulsor usaban un mamparo común para separar los propulsores. La etapa SV voló cuatro veces ^[14] en las misiones SA-1 a SA-4 ; en las cuatro misiones los tanques del SV se llenaron con agua para usarla como lastre durante el lanzamiento. La etapa nunca voló en una configuración activa en ningún vehículo de lanzamiento Saturn. Esta etapa también se usó en el Atlas-LV3C como Centaur, del cual todavía se vuelan derivados modernos en la actualidad, lo que la convierte en la única etapa del cohete Saturno que todavía está en funcionamiento.

Características generales

• Longitud: 29,9 pies (9,1 m)
• Diámetro: 10 pies (3,0 m)

Motor

• 2 × RL10
  • Empuje: 29.899 libras-fuerza (133,00 kN)
  • Tiempo de combustión: ~430 segundos
  • Combustible: LH ₂ / LOX

Para conocer otros lanzamientos de vehículos de la serie Saturno-1, consulte la página de Saturno IB.

A partir de 2021 ^[actualizar], hay tres lugares donde se exhiben los vehículos de prueba Saturno I (o partes de ellos): ^[15]

SA-T Primera etapa de prueba estática del Saturno I. Fabricada en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales, utilizada en varias pruebas de disparo estático del MSFC desde 1960, luego enviada y utilizada en la Instalación de Ensamblaje de Michoud para pruebas de ajuste, antes de ser devuelta a Alabama. Ahora en exhibición horizontal, junto a la torre de prueba estática en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales. En 2019, se informó que la NASA había puesto a disposición esta etapa para donarla a una organización, con la única condición de una "tarifa de envío" de aproximadamente $250,000 para los costos de transporte. ^[16]

Al no haber habido ninguna investigación por parte de instituciones calificadas para obtener la etapa SA-T, el cohete fue demolido el 4 de abril de 2022 o alrededor de esa fecha. ^[17]

• 
  SA-T, ubicado en el lado norte del banco de pruebas estático MSFC, 1965.
• 
  SA-T en MSFC
• 
  Foto alternativa de SA-T en MSFC.
• 
  Banco de pruebas estático MSFC, SA-T en la parte inferior derecha.
• 
  Banco de pruebas estático MSFC, con SA-T a la izquierda.

Vehículo de pruebas dinámicas SA-D Saturn I Block 1. Fabricado en MSFC, utilizado en varias pruebas dinámicas de MSFC hasta 1962. Actualmente se exhibe en posición vertical con una etapa superior ficticia en el jardín de cohetes cerca de la sede de MSFC, junto con varios ejemplos de vehículos históricos como el cohete V-2 (A4), Redstone, Jupiter-C y Jupiter IRBM.

• 
  SA-D al fondo, entre otros cohetes desarrollados en MSFC.
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  La NASA mueve el adaptador de la etapa del vehículo de lanzamiento SLS, con SA-D en la parte posterior.

SA-D5 Bloque 2 Vehículo de prueba dinámica: consta de la etapa de refuerzo SI-D5 y la etapa superior hidrostática/dinámica S-IV-H/D, utilizada en pruebas en el puesto dinámico de MSFC en 1962. También se envió y se utilizó para la verificación en LC-37B en Cabo Cañaveral en 1963. Se devolvió a Alabama y se modificó para su uso como etapa de prueba dinámica S-IB. Donado por la NASA/MSFC al estado de Alabama al mismo tiempo que el vehículo de prueba dinámica Saturno V y ahora en exhibición en posición vertical en el Centro Espacial y de Cohetes de EE. UU. (anteriormente Centro Espacial y de Cohetes de Alabama), Huntsville, Alabama, donde se ha convertido en un punto de referencia local muy conocido.

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  SA-D5 (izquierda) en el Centro Espacial y de Cohetes de Alabama, 1970
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  SA-D5 (izquierda) en el Centro Espacial y de Cohetes de Estados Unidos, 2011.
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  SA-D5 en el Centro Espacial y de Cohetes de EE. UU., 2017.

• Comparación de familias de lanzadores orbitales
• Comparación de sistemas de lanzamiento orbital

• Bilstein, Roger E. (1996). Etapas de Saturno: Una historia tecnológica de los vehículos de lanzamiento Apolo/Saturno. Serie de Historia de la NASA. Washington: NASA. ISBN 978-0-16-048909-9. Archivado desde el original el 15 de octubre de 2004.
• Cadbury, Deborah (2006). Carrera espacial: la batalla épica entre Estados Unidos y la Unión Soviética por el dominio del espacio . Nueva York: Harper Collins Publishers. ISBN 978-0-06-084553-7.
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• Memorando técnico de la NASA X-881 - Descripción de los sistemas Apollo, volumen II - Vehículos de lanzamiento Saturno (PDF)