En sus vuelos, el Saturno V pasaba por tres fases: S-IC, la primera fase, S-II, la segunda, y S-IVB como última fase. En las tres se utilizaba oxígeno líquido (LOX) como oxidante. En la primera fase se usaba RP-1 (petróleo refinado) como combustible, mientras que las otras dos fases usaban hidrógeno líquido (LH2). En una misión, por término medio, el cohete funcionaba durante unos 20 minutos.
La NASA lanzó trece cohetes Saturno V entre 1967 y 1973 sin ninguna pérdida de carga útil, aunque los Apolo 6 y Apolo 13 tuvieron problemas de motores. La principal carga para estos cohetes fueron las naves Apolo que llevaron a los astronautas de la NASA a la luna.
Fue usado para lanzar la estación espacial Skylab, pero el proyecto para utilizarlo como vehículo lanzador para sondas a Marte fue cancelado.
Tecnología
El Saturno V es una de las máquinas más impresionantes de la historia humana. Con más de 110 metros de altura y 10 metros de diámetro, con un masa total de casi 3.000 toneladas, podía enviar 118 toneladas a OBT. El Saturno V dejó reducidos, en términos de dimensiones y potencia, a los demás cohetes que hasta la fecha habían sido lanzados con éxito.
Fue principalmente diseñado en el Marshall Space Flight Center en Alabama, aunque muchos sistemas importantes, incluyendo la propulsión, fueron diseñados por subcontratistas. Usaba los nuevos motores F-1 y J-2 para la propulsión. Los diseñadores decidieron rápidamente usar tanta tecnología del Saturno I como fuera posible. De esta forma, la tercera fase S-IVB estaba basada en la segunda fase S-IV del Saturno I. La unidad de instrumentos que controlaba el cohete compartía características con la que llevaba el Saturno I.
El cohete constaba de tres fases y la unidad de instrumentos, que fueron construidas por varios contratistas de la NASA. Curiosamente, las empresas que desarrollaron las tres fases forman parte de Boeing a través de compras y fusiones.
Las tres fases también usaban pequeños motores de combustible sólido que ayudaban a la separación de las fases durante el lanzamiento, y para asegurar que los propelentes líquidos estaban en la situación apropiada para ser bombeados.
En el caso de abortar el lanzamiento requiriendo la destrucción del cohete, el oficial de seguridad enviaría una señal a unas cargas explosivas unidas en la superficie exterior para detonarlas. Esto haría cortes en los tanques de combustible y oxidante para dispersarlos rápidamente y reducir la mezcla. Después la torre de salvamento sería disparada para salvar la cápsula con los astronautas.
La primera fase: S-IC
La S-IC fue construida por la compañía Boeing en el Michoud Assembly Facility de Nueva Orleans, donde más tarde se encargarían de tanques externos del transbordador espacial. Como en casi todas las fases de un cohete, el peso de más de 2.000 toneladas en el despegue correspondía al combustible. Usaba para ello un tipo de queroseno muy refinado denominado RP-1 y como oxidante, oxígeno líquido. Medía 42 metros de alto y 10 metros de diámetro, y proveía 33,4 MN de empuje para conseguir los primeros 61 km de ascenso. De los 5 motores F-1 que disponía, el central era fijo, mientras que los 4 exteriores podían ser dirigidos para controlar el cohete.
Fabricación
La Boeing ganó la contratación para fabricar la S-IC el 15 de diciembre de 1961. Por ese tiempo, el diseño general estaba a cargo de los ingenieros del MSFC, que construyeron los tres primeros prototipos de prueba (modelos S-IC-T, S-IC-S y S-IC-F) y los dos primeros para vuelo (S-IC-1 y S-IC-2). El resto fue construido por Boeing, tardando entre 7 y 9 meses en los tanques y unos 14 meses en finalizar una fase completa.
Los modelos S-IC-3 a S-IC-12 fueron usados en las misiones Apolo 8 a Apolo 17; el S-IC-13 en la misión del Skylab 1. Dos más se construyeron y junto a los de prueba se exponen en distintos lugares.
Esquema de la fase S-IC.
La parte mayor y más pesada de la S-IC era la estructura de los motores, con 21 toneladas. Fue diseñada para soportar el empuje de los cinco motores y distribuirlo uniformemente sobre la base del cohete. Las cuatro alas estabilizadores que poseía soportaban unas temperaturas de 1.100 °C
Sobre dicha estructura de los motores estaba el tanque de combustible. Contenía 770.000 litros de RP-1. El tanque pesaba 11 toneladas en vacío y podía liberar 7.300 litros por segundo. Durante el lanzamiento, el combustible era presurizado usando helio, que se almacenaba en unos tanques junto al tanque de oxígeno líquido.
El tanque de oxígeno líquido (LOX) tenía capacidad para 204.000 litros. Suscitó problemas especiales para los diseñadores. Las tuberías por donde debía salir el oxígeno hasta los motores debían ser rectas, lo que significaba que atravesarían el tanque de combustible. Esto significó el aislamiento de las tuberías para que el RP-1 no se congelase y también cinco agujeros extra en la parte superior del tanque de combustible.
La segunda fase: S-II
La S-II fue construida por North American Aviation (NAA) en California. Usaba hidrógeno líquido (LH2) y LOX con cinco motores J-2 en la misma posición que los de la primera fase. Esta segunda etapa aceleraba al Saturno V con un empuje de 5 MN. De todo su peso en carga, el 97% pertenecía al combustible.
Historia
La S-II nació en diciembre de 1959 cuando un comité recomendó el diseño y construcción de un motor de hidrógeno líquido. El contrato para el motor fue dado a Rocketdyne y se llamaría J-2. A la vez, la fase S-II fue diseñada: inicialmente usaría cuatro de esos motores y mediría 22,5 metros de altura y 6,5 metros de diámetro.
En 1961, el MSFC empezó a buscar un contratista para la construcción de la fase. De una treintena de compañías aeroespaciales invitadas para proyectar los requisitos iniciales, sólo 7 enviaron propuestas. Al final, el 11 de septiembre de 1961 la NAA se llevó el contrato (también ganaría los contratos para los módulos de servicio y mando de la nave Apolo).
Esquema de la fase S-II.
Pesaba casi 500.000 kg, aunque sólo era el 3% de la etapa propiamente dicha, el resto lo constituía el oxígeno líquido y el hidrógeno líquido. En el fondo de la fase estaba la estructura de empuje, donde se apoyaban los cinco motores J-2. El central era fijo, mientras que los otros cuatro eran dirigibles.
En vez de usar una estructura de tanques como la S-IC, la S-II utilizó un sistema corriente. Consistía en dos placas de aluminio separadas por una estructura en forma de panel de abejas hecho de fenol. Esto debía aislar los 70 °C de diferencia entre los dos tanques. También aligeró el peso en 3,6 toneladas.
El tanque de LOX era un contenedor elipsoide de 10 m de diámetro por 6,7 m de altura. Estaba formado por 12 secciones triangulares, junto con dos piezas circulares arriba y abajo.
Por otra parte, el depósito para el LH2 estaba formado por seis cilindros, cinco de ellos de 2,4 m de altura y el sexto de sólo 69 cm. El principal problema en su diseño y construcción era el aislamiento. El hidrógeno líquido está a unos 20 °C por encima del cero absoluto, por tanto era necesario que el aislamiento funcionase extremadamente bien. Las ideas iniciales no fueron buenas, creando bolsas de aire entre el tanque y el aislamiento. Al final se decidió rociar el aislamiento a mano y quitar el exceso.
La tercera fase: S-IVB
La S-IVB fue montada por Douglas Aircraft Company en California. Tenía un motor J-2 y usaba el mismo tipo de combustible que la fase S-II. Esta fase se usaba dos veces: la primera para entrar en órbita tras la separación con la etapa anterior; y en el viaje lunar para la maniobra denominada inyección translunar (o TLI en inglés).
Esquema de la fase S-IVB.
Historia
La S-IVB era una evolución de la fase última del Saturno I, la S-IV, y fue la primera fase del Saturno 5 en ser diseñada. La S-IV usaba seis motores pero el mismo tipo de combustible que la S-IVB, LOX e LH2. También era originalmente la cuarta fase del cohete C-4, de ahí el nombre de S-IV.
Once compañías enviaron propuestas para ser la contratista de la fase, antes de la fecha límite, el 29 de febrero de 1960. El administrador de la NASA, T. Keith Glennan eligió el 19 de abril a Douglas como ganadora.
El MSFC decidió usar el cohete C-5 (posteriormente llamado Saturno V), que tendría tres fases y utilizaría una nueva versión de la S-IV como última etapa, la S-IVB. Al mismo tiempo, se construyó el cohete C-IB (Saturno IB) que también usaría la fase S-IVB como su segunda etapa y podría ser utilizado para probar las naves Apolo en órbita terrestre.
La S-IVB llevaba 72.200 litros de oxígeno líquido (LOX) y 229.000 litros de hidrógeno líquido (LH2). Un S-IVB que no fue usado sirvió como casco para el Skylab. Durante las misiones Apolo 13, Apolo 14, Apolo 15, Apolo 16 y Apolo 17, la fase se lanzaba contra la superficie lunar para realizar mediciones sísmicas.
La unidad de instrumentos
La unidad de instrumentos del Saturno V era una estructura en forma de anillo, de casi un metro de alto, que se fijaba encima de la tercera fase S-IVB. Estaba inmediatamente debajo de los paneles del módulo del adaptador lunar (SLA en inglés) que contenía el módulo lunar.
En la unidad llevaba el sistema de guía del cohete. Algunos de los aparatos electrónicos que formaban parte eran un ordenador digital, un ordenador de control del vuelo, el sistema de detección de emergencia, sistemas de telemetría, etc. Fue construida por IBM en el Centro de sistemas espaciales en Alabama.
