Saturn V

Saturn V
Característiques
Funció	Vehicle de llançament pesant
Fabricant	Boeing (S-IC) North American (S-II) Douglas (S-IVB)
País d'orígen	Estats Units
Mides
Alçària	110,6 m
Diàmetre	10,1 m
Massa	3.038.500 kg
Trams	3
Combustible	RP-1/LOX
Capacitat
Càrrega útil a LEO	118.800 kg
Càrrega útil a GEO
Historial de llançaments
Estat	Retirat
Llocs de llançament	LC-39 del Centre Espacial Kennedy
Total de llançaments	13
Vol inaugural	9 de novembre del 1967
Càrregues Importants	Nau Apollo Skylab

El Saturn V (Saturn V) fou un coet d'un sol ús de múltiples trams i de combustible líquid utilitzat en els programes Apollo i Skylab de la NASA. El seu disseny estigué a càrrec de Wernher von Braun al Marshall Space Flight Center (Centre de vol espacial Marshall) i els seus principals constructors foren Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft Company i IBM. Fou el més gran de la família de coets Saturn.

En els seus vols, el Saturn V passa per tres trams: S-IC, el primer tram, S-II, el segon, i S-IVB com últim tram. En els tres s'utilitzava oxigen líquid (LOX) com oxidant. Al primer tram s'utilitzava RP-1 (petroli refinat) com combustible, mentre que els altres dos trams utilitzaven hidrogen líquid (LH2). En una missió, de mitjana, el coet funcionava durant uns 20 minuts.

La NASA llançà tretze coets Saturn V entre el 1967 i el 1973 sense cap pèrdua de càrrega útil, tot i que els Apollo 6 i Apollo 13 tingueren problemes de motors. La principal càrrega per aquests coets foren les naus Apollo que portaren als astronautes de la NASA a la Lluna.

Fou utilitzat per llançar l'estació espacial Skylab, però el projecte per utilitzar-lo com vehicle llançador per sondes a Mart fou cancel·lat.

Rerefons

Al començament dels anys 1960, la Unió Soviètica liderava la carrera espacial contra els Estats Units. En 1957, els soviètics van llançar el Sputnik 1, el primer satèl·lit artificial. I el 12 d'abril de 1961, Yuri Gagarin va ser la primera persona a viatjar a l'espai.

El 25 de maig de 1961, el President Kennedy va anunciar que el país intentaria enviar un home a la Lluna abans del final de la dècada. En aquest moment, l'única experiència que Estats Units tenia amb el vol espacial tripulat eren els 15 minuts de Alan Shepard en el vol suborbital del Freedom 7. Cap coet del món podria llançar un vehicle espacial a la Lluna en una peça. El Saturn I va ser desenvolupat però, fins i tot sense volar, i a causa de la seva petita grandària, caldria realitzar diversos llançaments per situar tots els components de la suposada nau lunar.

En un començament, la NASA tenia tres idees principals per a la missió:

• La trobada en òrbita terrestre (o EOR en anglès). Era una idea original de Von Braun i consistia a usar una sèrie de petits coets (la meitat del Saturn V) per anar posant en òrbita sobre la Terra les diferents parts del vehicle lunar. Va ser desestimat a causa del poc temps que tenien per experimentar amb objectes a l'espai i les seves trobades, i no es coneixia si la nau podria ser muntada.

• El ascens directe o DÓNA, proposava usar un coet anomenat Nova que es dirigís directament a la Lluna, que aterrés i després fora de nou llançat fins a la Terra. La idea va ser rebutjada ja que requeria un coet d'una grandària superior al Saturn V i era impossible que aterrés per després desenganxar.

• La trobada l'òrbita lunar (o LOR), que consistia a transportar la nau fins a la Lluna, i part d'ella aterraria en la superfície lunar, l'altra es mantindria en òrbita lunar per tornar a la Terra.

Encara que la NASA va rebutjar la idea de LOR, va anar finalment la solució escollida ja que era el mètode més ràpid i senzill per aconseguir la meta que va proposar Kennedy.

Entre 1960 i 1962 el Marshall Space Flight Center (MSFC) va dissenyar els coets que serien usats per a diverses missions, començant pel C-1, que més tard es va transformar en el Saturn I. El coet C-2 no va arribar molt lluny en el seu disseny abans que el MSFC ho abandonés a favor del C-3, que constava de 2 motors F-1 en la seva primera fase, 4 motors J-2 en la segona i una fase S-IV amb 6 motors RL-10. La NASA va planejar usar aquest coet com a part del concepte de trobada en òrbita terrestre amb almenys quatre o cinc llançaments per a una missió.

No obstant això, el MSFC estava planificant un coet fins i tot major, el C-4. Est usaria la fase S-IVB amb 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 del C-3. Amb aquest coet només eren necessaris dos vols per a una missió de trobada en òrbita terrestre.

El 10 de gener de 1962, la NASA va anunciar els plans de construir el C-5. Utilitzaria 5 motors F-1 en la seva primera fase, 5 motors J-2 en la segona i una S-IVB com a tercera. Els primers quatre vols serien de proves, comprovant amb 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 realitzar al desembre de 1968.

A mitjan 1962, la NASA va decidir usar un sistema accelerat de proves, amb les tres fases provades d'una vegada en el primer llançament. Això escurçaria el temps de desenvolupament i proves, però significava que totes les fases devien funcionar a la perfecció. També permetria reduir el nombre de coets de 25 a 15.

En 1963, el C-5 era renombrado com Saturn V; els primers motors F-1 de Rocketdyne van començar a ser produïts. En 1966 els F-1 van passar els controls de la NASA per poder ser usats en vols tripulats. Després d'un intens treball de disseny i proves, el 9 de novembre de 1967 el primer Saturn V era llançat amb el Apol·lo 4 sense tripulació a bord.

Tecnologia

El Saturn V és una de les màquines més impressionants de la història humana. Amb més de 110 metres d'altura i 10 metres de diàmetre, amb un massa total de gairebé 3.000 tones, podia enviar 118 tones a OBT. El Saturn V va deixar reduïts, en termes de dimensions i potència, als altres coets que fins avui havien estat llançats amb èxit.

Va ser principalment dissenyat en el Marshall Space Flight Center en Alabama, encara que molts sistemes importants, incloent la propulsió, van ser dissenyats per subcontractistes. Usava els nous motors F-1 i J-2 per a la propulsió. Els dissenyadors van decidir ràpidament usar tanta tecnologia del Saturn I com fos possible. D'aquesta forma, la tercera fase S-IVB estava basada en la segona fase S-IV del Saturn I. La unitat d'instruments que controlava el coet compartia característiques amb la qual portava el Saturn I.

El coet constava de tres fases i la unitat d'instruments, que van ser construïdes per diversos contractistes de la NASA. Curiosament, les empreses que van desenvolupar les tres fases formen part de Boeing a través de compres i fusions.

Les tres fases també usaven petits motors de combustible sòlid que ajudaven a la separació de les fases durant el llançament, i per assegurar que els propelentes líquids estaven en la situació apropiada per ser bombats.

En el cas d'avortar el llançament requerint la destrucció del coet, l'oficial de seguretat enviaria un senyal a unes càrregues explosives unides en la superfície exterior per detonar-les. Això faria corts en els tancs de combustible i oxidant per dispersar-los ràpidament i reduir la barreja. Després la torre de salvament seria disparada per salvar la càpsula amb 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, on més tard s'encarregarien de tancs externs del transbordador espacial. Com en gairebé totes les fases d'un coet, el pes de més de 2.000 tonas en l'enlairament corresponia al combustible. Usava per a això un tipus de queroseno molt refinat denominat RP-1 i com oxidant, oxigen líquid. Mesurava 42 metres d'alt i 10 metres de diàmetre, i proveïa 33,4 MN d'embranzida per aconseguir els primers 61 km d'ascens. Dels 5 motors F-1 que disposava, el central era fix, mentre que els 4 exteriors podien ser dirigits per controlar el coet.

Fabricació

La Boeing va guanyar la contractació per fabricar la S-IC el 15 de desembre de 1961. Per aquest temps, el disseny general estava a càrrec dels enginyers del MSFC, que van 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). La resta va ser construïda per Boeing, trigant entre 7 i 9 mesos en els tancs i uns 14 mesos a finalitzar una fase completa.

Els models S-IC-3 a S-IC-12 van ser usats en les missions Apol·lo 8 a Apol·lo 17; el S-IC-13 en la missió del Skylab. Dos més es van construir i al costat dels de prova s'exposen en diferents llocs.

Components

Esquema de la fase S-IC.

La part major i més pesada de la S-IC era l'estructura dels motors, amb 21 tones. Va ser dissenyada per suportar l'embranzida dels cinc motors i distribuir-ho uniformement sobre la base del coet. Les quatre ales estabilitzadors que posseïa suportaven unes temperatures d'1.100 °C

Sobre aquesta estructura dels motors estava el tanc de combustible. Contenia 770.000 litres de RP-1. El tanc pesava 11 tones en buit i podia alliberar 7.300 litres per segon. Durant el llançament, el combustible era presurizado usant heli, que s'emmagatzemava en uns tancs al costat del tanc d'oxigen líquid.

El tanc de oxigen líquid (LOX) tenia capacitat per 204.000 litres. Va suscitar problemes especials per als dissenyadors. Les canonades per on havia de sortir l'oxigen fins als motors havien de ser rectes, la qual cosa significava que travessarien el tanc de combustible. Això va significar l'aïllament de les canonades perquè el RP-1 no es congelés 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 líquid (LH2) i LOX amb cinc motors J-2 en la mateixa disposició que els de la primera fase. Aquesta segona etapa accelerava al Saturn V amb una embranzida de 5 Mn. De tot el seu pes en càrrega, el 97% pertanyia al combustible.

Història

La S-II va néixer al desembre de 1959 quan un comitè va recomanar el disseny i construcció d'un motor d'hidrogen líquid. El contracte per al motor va ser donat a Rocketdyne i es cridaria J-2. Alhora, la fase S-II va ser dissenyada: inicialment usaria quatre d'aquests motors i mesuraria 22,5 metres d'altura i 6,5 metres de diàmetre.

En 1961, el MSFC va començar a buscar un contractista per a la construcció de la fase. D'una trentena de companyies aeroespacials convidades per projectar els requisits inicials, només 7 van enviar propostes. Al final, el 11 de setembre de 1961 la NAA es va portar el contracte (també guanyaria els contractes per als mòduls de servei i comandament de la nau Apol·lo).

Configuració

Esquema de la fase S-II.

Pesava gairebé 500.000 kg, encara que només era el 3% de l'etapa pròpiament aquesta, la resta ho constituïa l'oxigen líquid i l'hidrogen líquid. En el fons de la fase estava l'estructura d'embranzida, on es recolzaven els cinc motors J-2. El central era fix, mentre que els altres quatre eren dirigibles.

En comptes d'usar una estructura de tancs com la S-IC, la S-II va utilitzar un sistema corrent. Consistia en dues plaques de alumini separades per una estructura en forma de panell d'abelles fet de fenol. Això havia d'aïllar els 70 °C de diferència entre els dos tancs. També va alleugerir el pes en 3,6 tones.

El tanc de LOX era un contenidor el·lipsoide de 10 m de diàmetre per 6,7 m d'altura. Estava format per 12 seccions triangulars, juntament amb dues peces circulars a dalt i a baix.

D'altra banda, el dipòsit pel LH2 estava format per sis cilindres, cinc d'ells de 2,4 m d'altura i el sisè de només 69 cm. El principal problema en el seu disseny i construcció era l'aïllament. L'hidrogen líquid està a uns 20 °C per sobre del zero absolut, per tant era necessari que l'aïllament funcionés extremadament bé. Les idees inicials no van ser bones, creant borses d'aire entre el tanc i l'aïllament. Al final es va decidir ruixar l'aïllament a mà i llevar l'excés.

La tercera fase: S-IVB

La S-IVB va ser muntada per Douglas Aircraft Company en Califòrnia. Tenia un motor J-2 i usava el mateix tipus de combustible que la fase S-II. Aquesta fase s'usava dues vegades: la primera per entrar en òrbita després de la separació amb l'etapa anterior; i en el viatge lunar per a la maniobra denominada injecció translunar (o TLI en anglès).

Història

Esquema de la fase S-IVB.

La S-IVB era una evolució de la fase última del Saturn I, la S-IV, i va ser la primera fase del Saturn 5 a ser dissenyada. La S-IV usava sis motors però el mateix tipus de combustible que la S-IVB, LOX i LH2. També era originalment la quarta fase del coet C-4, d'aquí el nom de S-IV.

Onze companyies van enviar propostes per ser la contractista de la fase, abans de la data límit, el 29 de febrer de 1960. L'administrador de la NASA, T. Keith Glennan va triar el 19 d'abril a Douglas com a guanyadora.

El MSFC va decidir usar el coet C-5 (posteriorment anomenat Saturn V), que tindria tres fases i utilitzaria una nova versió de la S-IV com a última etapa, la S-IVB. Al mateix temps, es va construir el coet C-IB (Saturn IB) que també usaria la fase S-IVB com la seva segona etapa i podria ser utilitzat per provar les naus Apol·lo en òrbita terrestre.

La S-IVB portava 72.200 litres d'oxigen líquid (LOX) i 229.000 litres d'hidrogen líquid (LH2). Un S-IVB que no va ser usat va servir com a casc pel Skylab. Durant les missions Apol·lo 13, Apol·lo 14, Apol·lo 15, Apol·lo 16 i Apol·lo 17, la fase es llançava contra la superfície lunar per realitzar mesuraments sísmics.

Esquema de la unitat d'instruments.

La unitat d'instruments

La unitat d'instruments del Saturn V era una estructura en forma d'anell, de gairebé un metre d'alt, que es fixava damunt de la tercera fase S-IVB. Estava immediatament sota els panells del mòdul de l'adaptador lunar (SLA en anglès) que contenia el mòdul lunar.

En la unitat portava el sistema de guia del coet. Alguns dels aparells electrònics que formaven part eren un ordinador digital, un ordinador de control del vol, el sistema de detecció d'emergència, sistemes de telemetría, etc. Va ser construïda per IBM al Centre de sistemes espacials a Alabama.

Comparacions

La contrapartida soviètica al Saturn V era el coet N-1. Era de dimensions semblants al Saturn V, però mai va aconseguir realitzar la separació de la primera etapa amb èxit. La decisió d'usar cinc motors de gran potència en la primera fase va resultar ser més segura que els 30 motors petits del N-1.

El Saturn V aconseguia un embranzida màxim de 33,4 MN i portava 118 tones a òrbita baixa terrestre (OBT). Només uns quants coets han pogut desafiar les marques del Saturn V:

• El Energia soviètic tenia major força de propulsió, aconseguint 46 MN d'embranzida i podia portar 175 tones a OBT en la seva configuració "Vulkan". Mai va volar en aquesta configuració i només va ser llançat un parell de vegades (ambdues amb èxit).

• El transbordador espacial aconsegueix fins a 34,8 MN d'embranzida, encara que la seva càrrega útil per OBT és, excloent la pròpia llançadora, de 28,8 tones.

• El nou Ariane 5, en la seva variant ECA pot portar 10 tones de càrrega útil fins a òrbita de transferència geoestacionaria (OTG).

• El coet Delta IV Pesat, que va llançar un satèl·lit de prova el 21 de desembre de 2004, té una capacitat de 13,1 tones a OTG.

• El Atles V (usant motors de disseny rus) aconsegueix portar 25 tones a OBT i una mica més de 13,5 tones a OTG.

Muntatge

Muntatge del Apol·lo 4 en el VAB.

Després que una etapa fos completada, era enviada al Centro espacial Kennedy. Les dues primeres fases eren tan grans que l'única manera de transportar-les era en una barcassa. La S-IC, construïda a Nova Orleans, baixava pel riu Mississipí fins al golf de Mèxic. Després envoltava Florida fins a arribar a l'edifici de muntatge vertical (ara anomenat edifici de muntatge de vehicles).

La S-II viatjava des de Califòrnia passant pel Canal de Panamà. La tercera fase i la unitat d'instruments eren més fàcils de transportar: utilitzaven avions Super Guppy i Pregnant Guppy d'Aero Spacelines.

A l'edifici de muntatge vertical (o VAB en anglès), cada fase era revisada abans de la seva col·locació en posició vertical. La NASA també va construir falses estructures que podien ser usades en lloc d'una etapa si aquesta es retardava. Aquestes tenien les mateixes dimensions que les reals.

La NASA va decidir usar una torre de llançament mòbil, emprant un gran vehicle tractor amb erugues per al seu transport. El coet es muntava en la plataforma en el VAB i portava mitjançant el tractor fins a arribar a la zona de llançament, a uns 5 km. A causa de la velocitat del tractor, el recorregut trigava entre 5 i 8 hores. Aquest sistema es va seguir emprant amb els transbordadors espacials.

Seqüència de llançament en les missions lunars

Les missions lunars, que van usar els coets Saturn V, desenganxaven des del Complex de llançament 39 en el Centre espacial John F. Kennedy (o KSC en anglès). Una vegada que el coet deixava la torre de llançament, el control de la missió es transferia al Centro espacial Johnson (JSC) en Houston, Texas.

Seqüència de la S-IC

Enlairament del Apol·lo 11.

La primera etapa funcionava durant dos minuts i mitjà, alçant al coet a 61 km d'altitud a una velocitat de 8.600 km/h, consumint per a això 2.000 tones de diversos combustibles.

A 8,9 segons abans del llançament, la seqüència d'ignició de la primera fase començava. El motor central era el primer a funcionar, seguit pels exteriors cada 300 mil·lisegons per reduir les sobrecàrregues estructurals del coet. Al moment que les computadores internes confirmaven la màxima potència es realitzava un enlairament alliberant al coet suaument en dos moments:

• Primer, els braços que mantenia al Saturn V unit a la plataforma s'alliberaven d'ell, i
• segon, mentre el coet accelerava un sistema de perns ho retenia durant mig segon aproximadament.

Una vegada que el coet realitzava l'enlairament no hi havia una forma segura que retornés a la plataforma en cas de fallada dels motors.

El Saturn V trigava uns 12 segons a deixar enrere la torre. Després d'això, el coet començava a allunyar-se girant per deixar un espai lliure adequat, en cas de vents forts o avaries. A 130 metres d'altitud el coet es preparava per aconseguir el azimut correcte. A uns 2 km del sòl, la velocitat ha aconseguit els 500 m/s (1.800 km/h).

Onda de xoc visible entre les dues primeres etapes.

A uns 80 segons des de l'enlairament, el coet aconsegueix el punt del vol amb pressió màxima dinàmica (Max Q). La pressió dinàmica d'un coet és proporcional a la densitat de l'aire sobre el coet i el quadrat de la velocitat. Encara que la velocitat augmenti, la densitat atmosfèrica disminueix amb l'altitud i en aquest moment és visible l'ona de xoc.

Als 135,5 segons, el motor central s'apagava per reduir la tensió del coet. El motor F-1 no era regulable, així que era el mètode més senzill. La tripulació també experimentava la seva major acceleració, 4G (39 m/s²), just abans que la primera fase es tallés. Els altres motors continuarien fins que els sensors avisessin de la fi de combustible (carburant) o de l'oxidant (comburente).

600 mil·lisegons després del tall dels motors, la primera fase se separava amb l'ajuda de vuit retrocohetes. Això ocorria a una altitud aproximada de 62 km. La primera etapa continuava fins a una altura de 110 km, caient més tard al oceà Atlàntic a uns 560 km de la plataforma d'enlairament.

Seqüència de la S-II

Separació de la interfase de la S-II.

Després de la seqüència de la S-IC, la segona fase S-II durava 6 minuts i impulsava al coet a 185 km d'altura i 24.600 km/h, apropant-ho a la velocitat orbital.

La segona fase tenia un procés d'ignició de dues parts.

• En la primera, vuit motors de combustible sòlid funcionaven durant quatre segons per donar una acceleració positiva, seguida pels cinc motors J-2.

• En la segona part, sobre 30 segons després de la separació amb la primera fase, la interfase posterior se separava de la S-II. Era una maniobra d'alta precisió ja que la interfase no podia tocar als motors i només tenia un metre d'espai lliure. En aquest moment el sistema de fuita que coronava el coet era rebutjat.

Als 38 segons de l'inici de la segona fase, el control de guia del Saturn V canviava a una rutina preprogramada a la manera de guia iteratiu (o IGM), controlat per la unitat d'instruments. Uns 90 segons abans de finalitzar la segona fase, el motor central es tallava per reduir les oscil·lacions longitudinals.

En aquests moments, el cabal de LOX (oxigen líquid) disminuïa, canviant la barreja dels dos propelentes, assegurant-se que hi hauria tan poc combustible com fos possible en finalitzar l'etapa. Això es feia amb un delta-v predeterminat.

Hi havia cinc sensors en el fons de cada tanc del S-II. Quan dos d'ells estaven descoberts, la unitat d'instruments iniciaria la seqüència d'etapa. Un segon més tard la segona fase s'interrompia i se separava; i una desena de segon després la tercera fase començava. La S-II impactava a uns 4.200 km del lloc d'enlairament.

Seqüència de la S-IVB

La tercera fase durava una mica més de dos minuts i mitjà, començant a 12 minuts del llançament. La S-IVB seguia unida mentre la nau espacial orbitaba al voltant de la Terra dues vegades i mitjana en una òrbita d'estacionament. En aquests moments, els astronautes revisaven la nau i el coet per cerciorar-se que tot funcionava correctament.

A diferència de l'anterior separació, no hi havia una separació de dues etapes. La 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).

La fase S-IVB del Apol·lo 8 després de la seva separació amb la nau Apol·lo.

Als 10 minuts i 30 segons del llançament, el Saturn V estava a 164 km d'altitud i a 1.700 km del punt de llançament. Durant 5 minuts de funcionament, el motor es tallava. La nau estava en una òrbita d'1.800 per 165 km. Això era bastant baix en termes d'òrbites terrestres, i no es mantindria molt temps estable a causa del contacte entre la nau i l'atmosfera. En les missions Apol·lo 9 i Skylab l'òrbita hauria de ser més alta. Les següents dues revolucions i mitjana en òrbita servien per comprovar els sistemes de la nau i preparar-la per a la injecció translunar (o TLI en anglès).

La TLI s'iniciava a les 2 hores i mitjana del llançament, quan la tercera fase es reiniciava per impulsar la nau a la Lluna. La S-IVB funcionava gairebé 6 minuts posant la nau a una velocitat de 10 km/s, la velocitat de fuita.

Un parell d'hores després de la TLI, el mòdul de comandament i servei (CSM) de la Apol·lo se separava de la tercera fase, giraria 180 graus i s'acoblaria amb el mòdul lunar (LM), que estava situat sota durant el llançament. Llavors, el CSM i el LM se separarien de la tercera fase.

Si l'etapa romangués en la mateixa trajectòria que la nau espacial podria presentar un perill més endavant per a la missió. Per tant, el combustible restant era expulsat, canviant així la seva trajectòria. Les terceres fases, des del Apol·lo 13 d'ara endavant, eren dirigides cap a la Lluna per impactar contra ella. Els sismómetros deixats en ella per les missions anteriors detectaven els xocs, i la informació va ajudar a crear un mapa de l'interior del satèl·lit. Abans d'això, les etapes (excepte en el Apol·lo 9 i Apol·lo 12) eren dirigides cap a l'òrbita lunar que les enviarien a una òrbita solar. La S-IVB de l'Apol·lo 9 va ser dirigida directament a una òrbita solar.

La S-IVB de l'Apol·lo 12, d'altra banda, va tenir una destinació diferent. El 3 de setembre de 2002, Bill Yeung va descobrir un suposat asteroide, que va ser denominat J002I3. Apareixia estar en òrbita al voltant de la Terra, i després d'una anàlisi espectral es va descobrir que estava cobert d'una pintura blanca de diòxid de titani. El mateix tipus que s'usava en el Saturn V.

Els controladors havien planejat enviar la fase S-IVB de l'Apol·lo 12 a un òrbita solar, però la ignició després de la separació va durar massa temps, sense aconseguir que passés prou prop de la Lluna i acabant en una òrbita semiestable entre la Terra i la Lluna.

Altres usos del Saturn V

L'únic llançament del Saturn V no relacionat amb el programa Apol·lo va ser l'enviament a òrbita de la estació espacial Skylab. En 1968, el Programa d'aplicacions Apol·lo (AAP) va ser creat per realitzar possibles missions científiques amb el material sobrant de l'Apol·lo. El planejament principal es va centrar en la idea d'una estació espacial.

Originalment, el pla consistia a llançar una etapa del coet i després equipar-la a l'espai. Aquesta idea va ser abandonada per convertir la fase S-IVB en una estació espacial en terra i llançar-la en un Saturn V. En aquest cas, el Skylab era una fase S-IVB d'un Saturn IB, i un altre en reserva de la tercera etapa d'un Saturn V. La de reserva s'exhibeix en el Museu Nacional de l'Aire i l'Espai. Tres tripulants van viure abordo del Skylab des del 25 de maig de 1973 al 8 de febrer de 1974, mantenint-se en òrbita fins a maig de 1979.

S'esperava que el Skylab estigués en òrbita el temps suficient perquè el transbordador espacial li visités en els seus primers vols. Amb això es podria haver augmentat l'òrbita i ser utilitzat com a base per a futures estacions espacials. No obstant això, la llançadora espacial no volaria fins a 1981.

El transbordador va ser inicialment concebut com un transport de càrrega per ser utilitzat en conjunció amb el Saturn V. La llançadora manejaria la logística de l'estació espacial, mentre que el coet portaria els components. La falta de finançament per a la producció del segon Saturn V va acabar amb aquest pla, i va deixar als Estats Units sense un elevador de càrrega pesada.

Wernher von Braun i uns altres també tenia plans per a un coet que portés 8 motors F-1 en la seva primera fase, permetent el llançament d'una nau tripulada en directe ascens a la Lluna. Altres plans pel Saturn V era l'ús d'un Centaur com a fase superior. Aquestes millores haurien incrementat la seva capacitat per enviar una nau no tripulada de gran grandària o una tripulada a Mart.

La segona producció de Saturn V (si hagués ocorregut) hauria utilitzat molt probablement el motor F-1A, augmentant la capacitat d'embranzida. Altres canvis probables haurien estat el retir de les aletes, doncs proporcionaven poc avantatge comparats al seu pes; una primera fase S-IC allargada per suportar els motors F-1A; i motors J-2 millorats per a les etapes superiors.

El Saturn V seria també el vehicle de llançament per al programa RIFT, un motor nuclear, cridat més tard NERVA. Les proposicions d'un coet major que el Saturn V van durar des de finals dels anys 1950 a principis de la dècada de 1980, i es denominaven genèricament Nova. Més d'una trentena de propostes van portar el nom de Nova.

Proposed post-Apollo developments

After Apollo, the Saturn V was planned to be the prime launch vehicle for Prospector intended to deliver a 330kg robotic rover on the Moon similar to Lunokhod and the Voyager Mars probes, as well an upscaled version of the Voyager interplanetary probes. It was also to have been the launch vehicle for the nuclear rocket stage RIFT test program and the later NERVA. All of these planned uses of the Saturn V were cancelled, with cost being a major factor. Edgar Cortright, who had been director of NASA Langley, stated decades later that "JPL never liked the big approach. They always argued against it. I probably was the leading proponent in using the Saturn V, and I lost. Probably very wise that I lost."

The (canceled) second production run of Saturn Vs would very likely have used the F-1A engine in its first stage, providing a substantial performance boost. Other likely changes would have been the removal of the fins (which turned out to provide little benefit when compared to their weight); a stretched S-IC first stage to support the more powerful F-1As; and uprated J-2s for the upper stages.

A number of alternate Saturn vehicles were proposed based on the Saturn V, ranging from the Saturn INT-20 with an S-IVB stage and interstage mounted directly onto an S-IC stage, through to the Saturn V-23(L) which would not only have five F-1 engines in the first stage, but also four strap-on boosters with two F-1 engines each: giving a total of thirteen F-1 engines firing at launch.

The Space Shuttle was initially conceived of as a cargo transport to be used in concert with the Saturn V, even to the point that a "Saturn-Shuttle," using the orbiter and external tank, but with the tank mounted on a modified, fly-back version of the S-IC, would be used to power the Shuttle during the first two minutes of flight, after which the S-IC would be jettisoned (which would then fly back to KSC for refurbishment) and the Space Shuttle Main Engines would then fire and place the orbiter into orbit. The Shuttle would handle space station logistics, while Saturn V would launch components. Lack of a second Saturn V production run killed this plan and has left the United States without a heavy-lift launch vehicle. Some in the U.S. space community have come to lament this situation,Plantilla:Who as continued production would have allowed the International Space Station, using a Skylab or Mir configuration with both U.S. and Russian docking ports, to have been lifted with just a handful of launches, with the "Saturn Shuttle" concept possibly eliminating the conditions that caused the Challenger Disaster in 1986.

Proposed successors

U.S. proposals for a rocket larger than the Saturn V from the late 1950s through the early 1980s were generally called Nova. Over thirty different large rocket proposals carried the Nova name, but none were developed.

Wernher von Braun and others also had plans for a rocket that would have featured eight F-1 engines in its first stage allowing it to launch a manned spacecraft on a direct ascent flight to the Moon. Other plans for the Saturn V called for using a Centaur as an upper stage or adding strap-on boosters. These enhancements would have increased its ability to send large unmanned spacecraft to the outer planets or manned spacecraft to Mars.

In 2006, as part of the cancelled Constellation Program that would have replaced the Space Shuttle, NASA unveiled plans to construct the heavy-lift Ares V rocket, a Shuttle Derived Launch Vehicle using some existing Space Shuttle and Saturn V infrastructure. Named in homage of the Saturn V, the original design, based on the Space Shuttle External Tank, was 360 ft (110 m )

tall, and powered by five Space Shuttle Main Engines (SSMEs) and two uprated five-segment Space Shuttle Solid Rocket Boosters, which a modified variation would be used for the crew-launched Ares I rocket.  As the design evolved, the Ares V was slightly modified, with the same 33 ft (10 m

)

diameter as that of the Saturn V's S-IC and S-II stages, and in place of the five SSMEs, five RS-68 rocket engines, the same engines used on the Delta IV EELV, would be used.  The switch from the SSME to the RS-68 was due to the steep price of the SSME, as that it would be thrown away along with the Ares V core stage after each use, while the RS-68 engine, which is expendable, is cheaper, simpler to manufacture, and more powerful than the SSME.

In 2008, NASA again redesigned the Ares V, lengthening and widening the core stage and added an extra RS-68 engine, giving the launch vehicle a total of six engines. The six RS-68B engines, during launch, would have been augmented by two "5.5-segment" SRBs instead of the original five-segment designs, although no decision was made on the number of segments NASA would have used on the final design. If the six RS-68B/5.5-segment SRB variant had been used, the vehicle would have had a total of approximately Plantilla:Convert/lbf of thrust at liftoff, making it more powerful than the Saturn V or the Soviet/Russian Energia boosters, but less than 50–43 MN for the Soviet N-1. An upper stage, known as the Earth Departure Stage and based on the S-IVB, would have utilized a more advanced version of the J-2 engine known as the "J-2X," and would have placed the Altair lunar landing vehicle into a low earth orbit. At 381 ft (116 m )

tall and with the capability of placing 180 tonsPlantilla:Vague into low Earth orbit, the Ares V would have surpassed the Saturn V and the two Soviet/Russian superboosters in both height, lift, and launch capability.

The RS-68B engines, based on the current RS-68 and RS-68A engines built by the Rocketdyne Division of Pratt and Whitney (formerly under the ownerships of Boeing and Rockwell International), produce less than half the thrust per engine as the Saturn V's F-1 engines, but are more efficient and can be throttled up or down, much like the SSMEs on the Shuttle. The J-2 engine used on the S-II and S-IVB would have been modified into the improved J-2X engine for use both on the Earth Departure Stage (EDS) as well as on the second stage of the proposed Ares I. Both the EDS and the Ares I second stage would have used a single J-2X motor, although the EDS was originally designed to use two motors until the redesign employing the five (later six) RS-68Bs in place of the five SSMEs.

In September 2011, NASA announced the Space Launch System (SLS) as the United States' new heavy-lift rocket for manned deep-space exploration, and which will be comparable in size and capabilities to the Saturn V. The new SLS has an upper-stage powered by a J2-X engine derived from the Saturn V launch vehicle, the first stage powered by five liquid-fueled rocket engines derived from the Space Shuttle's main engines, along with two strap-on SRBs also derived from the Shuttle program. The initial configuration of the new booster as proposed by NASA could lift approximately 70 metric tons to LEO, with later variants possibly lifting up to 130 metric tons.

Cost

Des de 1964 a 1973, un total de 6.500 milions de dòlars USD van ser destinats al Saturn V, sent en 1966 la quantitat màxima d'1.200 milions. Una de les principals raons per a la seva cancel·lació va ser el seu alt cost. En 1966, la NASA va rebre el seu pressupost més alt de 4.500 milions USD, el 0,5% del PNB dels Estats Units d'aquell moment.

Taula de llançaments

Imatge composta de tots els llançaments de coets Saturn V.

Nombre de sèrie	Missió	Data de llançament	Notes
SA-501	Apol·lo 4	9 de novembre de 1967	Primer vol en proves
SA-502	Apol·lo 6	4 d'abril de 1968	Segon vol en proves
SA-503	Apol·lo 8	21 de desembre de 1968	Primer vol tripulat del Saturn V i òrbita lunar
SA-504	Apol·lo 9	3 de març de 1969	Proves del mòdul lunar (LM) en òrbita terrestre
SA-505	Apol·lo 10	18 de maig de 1969	Proves del mòdul lunar (LM) en òrbita lunar
SA-506	Apol·lo 11	16 de juliol de 1969	Primer alunizaje tripulat
SA-507	Apol·lo 12	14 de novembre de 1969	Alunizaje proper al Surveyor 3
SA-508	Apol·lo 13	11 d'abril de 1970	Missió fallida, tripulació fora de perill
SA-509	Apol·lo 14	31 de gener de 1971	Alunizaje proper al cràter Fra Mauro
SA-510	Apol·lo 15	26 de juliol de 1971	Primer rover lunar
SA-511	Apol·lo 16	16 d'abril de 1972	Alunizaje en els alts de Descartis
SA-512	Apol·lo 17	6 de desembre de 1972	Primer i únic llançament nocturn; final del programa Apol·lo
SA-513	Skylab 1	14 de maig de 1973	Skylab de dues etapes
SA-514	Sense utilitzar
SA-515	Sense utilitzar

Miscel·lània

En l'actualitat es conserven tres coets per a la seva visita, tots disposats horitzontalment:

• En el centro espacial Lyndon B. Johnson, la unió de la primera fase del SA-514, la segona fase del SA-515 i la tercera del SA-513.

• En el centre espacial John F. Kennedy, format de la S-IC-T (una etapa de prova) i les dues etapes del SA-514.

• I en el O.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 van utilitzar).

Dels tres, només el del centre espacial Johnson està compost de fases que podrien ser utilitzades per a un llançament. En l'O.S. Space & Rocket també existeix una maqueta a grandària natural. La primera fase del SA-515 es conserva en Nova Orleans, mentre que la tercera s'exhibeix en el Museu Nacional de l'Aire i l'Espai.

Existeix una llegenda urbana, encara que incerta, que els plànols del Saturn V van ser destruïts o s'han perdut. No obstant això, la realitat és que encara existeixen en format microfilm en el MSFC.

El parell màxim que pot desenvolupar un dels cotxes més potents en l'actualitat, el Bugatti Veyron, és d'uns 1250 NM, que suposa uns 20 kN de força màxima efectiva lliurada a la transmissió des del motor, considerant els 35 MN aproximats d'embranzida d'un coet Saturn, podem raonablement establir la relació de forces com 1.750 vegades favorable al coet Saturn, i establir la seva potència a l'enlairament en aproximadament 1,3 GW, que és una potència equivalent a la qual necessitaria generar un endoll que estigués connectat a 1.200 centrals tèrmiques solars simultàniament, de 10.000 metres quadrats de superfície cadascuna.

Referències

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 o PDF (publicado por University Press of Florida en dos volúmenes: 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 (publicado por 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 (en inglés)
• Lawrie, Alan, Saturn, Collectors Guide Publishing, 2005, ISBN 1-894959-19-1

Vegeu també

• Nau Apol·lo
• Programa Apol·lo
• Saturn I
• Skylab
• Saturn C-2
• Saturn C-3
• Saturn C-8
• Nositel-1

Enllaços externs

A Wikimedia Commons hi ha contingut multimèdia relatiu a: coets Saturn

• Saturn Vehicle History
• Saturn V en Encyclopedia Astronautica
• Apollo Saturn Reference Page
• Project Apollo Archive
• Fotos del Saturn V