Saturno V

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Saturno V
Apollo 4 Saturn V, s67-50531.jpg
El Saturno V a l'amanecida del día 9 de payares de 1967, poco antes del llanzamientu del Apolo 4.
Fueya de Datos
Tamañu
Altor 110,6 m
Diámetru 10 m
Pesu 2.900.000 kg
Fases 3 (2 pa Skylab)
Capacidá
Carga útil a
OBT
118.000 kg (3 fases)
75.000 kg (2 fases)
Carga útil a
la Lluna
47.000 kg
Primer Fase — S-IC
Motores 5 motores F-1
Emburrie 33,4 MN
Tiempu 150 segundos
Combustible RP-1 y osíxenu líquido
Segunda Fase — S-II
Motores 5 motores J-2
Emburrie 5 MN
Tiempu 360 segundos
Combustible Hidróxenu líquidu y
osíxenu líquido
Tercer Fase — S-IVB
Motores 1 motor J-2
Emburrie 1 MN
Tiempu 165 + 335 segundos
(2 usos)
Combustible Hidróxenu líquidu y
osíxenu líquido


El Saturno V (Saturn V) foi un cohete desechable de múltiples fases y de combustible líquidu usáu nos programes Apolo y Skylab de la NASA. El so diseñu tuvo al cargu de Wernher von Braun nel Marshall Space Flight Center (Centru de vuelu espacial Marshall) y los sos principales constructores fueron Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft Company y IBM. Foi'l más grande de la familia de cohetes Saturno.

Nos sos vuelos, el Saturno V pasaba por trés fases: S-IC, la primer fase, S-II, la segunda, y S-IVB como última fase. Nos trés utilizábase osíxenu líquido (LOX) como oxidante. Na primer fase usábase RP-1 (petróleu refinao) como combustible, ente que les otres dos fases usaben hidróxenu líquidu (LH2). Nuna misión, por permediu, el cohete funcionaba mientres unos 20 minutos.

La NASA llanzó trece cohetes Saturno V ente 1967 y 1973 ensin nenguna perda de carga útil, anque los Apolo 6 y Apolo 13 tuvieron problemes de motores. La principal carga pa estos cohetes fueron les naves Apolo que llevaron a los astronautes de la NASA a la Lluna.

Foi usáu pa llanzar la estación espacial Skylab, pero'l proyeutu pa utilizalo como vehículu llanzador pa sondes a Marte foi canceláu.

Fonderada[editar | editar la fonte]

A empiezos de los años 1960, la Xunión Soviética lideraba la carrera espacial contra los Estaos Xuníos. En 1957, los soviéticos llanzaron el Sputnik 1, el primer satélite artificial. Y el 12 d'abril de 1961, Yuri Gagarin foi la primer persona en viaxar al espaciu.

El 25 de mayu de 1961, el Presidente Kennedy anunció que'l país intentaría unviar un home a la Lluna antes del final de la década. Nesi momentu, la única esperiencia qu'Estaos Xuníos tenía col vuelu espacial tripuláu yeren los 15 minutos de Alan Shepard nel vuelu suborbital del Freedom 7. Nengún cohete del mundu podría llanzar un vehículu espacial a la Lluna nuna pieza. El Saturno I foi desenvueltu pero, inclusive ensin volar, y por cuenta de el so pequeñu tamañu, habría que realizar dellos llanzamientos p'asitiar tolos componentes de la supuesta nave llunar.

Nun empiezu, la NASA tenía trés escurres principales pa la misión:

  • El alcuentru n'órbita terrestre (o EOR n'inglés). Yera una idea orixinal de Von Braun y consistía n'usar una serie de pequenos cohetes (la metá del Saturno V) pa dir poniendo n'órbita sobre la Tierra les distintes partes del vehículu llunar. Foi tornáu debíu al poco tiempu que teníen pa esperimentar con oxetos nel espaciu y los sos alcuentros, y nun se conocía si la nave podría ser montada.
  • El ascensu directu o DA, proponía usar un cohete llamáu Nova que se dirixiera directamente a la Lluna, qu'aterrizara y depués fora de nuevu llanzáu hasta la Tierra. La idea foi refugada yá que riquía un cohete d'un tamañu cimeru al Saturno V y yera imposible qu'aterrizara pa dempués desapegar.
  • El alcuentru n'órbita llunar (o LOR), que consistía en tresportar la nave hasta la Lluna, y parte d'ella aterrizaría na superficie llunar, la otra caltener n'órbita llunar pa tornar a la Tierra.

Anque la NASA refugó la idea de LOR, foi finalmente la solución escoyida yá que yera'l métodu más rápidu y senciellu p'algamar la meta que propunxo Kennedy.

Ente 1960 y 1962 el Marshall Space Flight Center (MSFC) diseñó los cohetes que seríen usaos pa delles misiones, empezando pol C-1, que más tarde se tresformó nel Saturno I. El cohete C-2 nun llegó bien llueñe nel so diseñu primero que'l MSFC abandonar a favor del C-3, que constaba de 2 motores F-1 na so primer fase, 4 motores J-2 na segunda y una fase S-IV con 6 motores RL-10. La NASA entamó usar esti cohete como parte del conceutu d'alcuentru n'órbita terrestre con siquier cuatro o cinco lanzamientos pa una misión.

Sicasí, el MSFC taba planiando un cohete inclusive mayor, el C-4. Este usaría la fase S-IVB con un únicu motor J-2. La primer fase consistía en 4 motores F-1; la segunda fase yera una versión engrandada de la segunda fase del C-3. Con esti cohete namái yeren necesarios dos vuelos pa una misión d'alcuentru n'órbita terrestre.

El 10 de xineru de 1962, la NASA anunció los planes de construyir el C-5. Utilizaría 5 motores F-1 na so primer fase, 5 motores J-2 na segunda y una S-IVB como tercer. Los primeros cuatro vuelos seríen de pruebes, comprobando con ésitu los trés fases ya incluyendo una prueba de vuelu alredor de la Lluna. El primer vuelu tripuláu nun sería hasta 1969, anque a la fin realizóse n'avientu de 1968.

A mediaos de 1962, la NASA decidió usar un sistema aceleráu de pruebes, colos trés fases probaes d'una vegada nel primer llanzamientu. Esto encurtiaría'l tiempu de desenvolvimientu y pruebes, pero significaba que toles fases debíen de funcionar a la perfección. Tamién dexaría amenorgar el númberu de cohetes de 25 a 15.

En 1963, el C-5 yera renombráu como Saturno V; los primeros motores F-1 de Rocketdyne empezaron a ser producíos. En 1966 los F-1 pasaron los controles de la NASA pa poder ser usaos en vuelos tripulaos. Dempués d'un intensu trabayu de diseñu y pruebes, el 9 de payares de 1967 el primera Saturno V yera llanzáu col Apolo 4 ensin tripulación a bordu.

Teunoloxía[editar | editar la fonte]

El Saturno V ye una de les máquines más impresionantes de la hestoria humana. Con más de 110 metros d'altor y 10 metros de diámetru, con una masa total de casi 3.000 tonelaes, podía unviar 118 tonelaes a OBT. El Saturno V dexó amenorgaos, en términos de dimensiones y potencia, a los demás cohetes qu'hasta la fecha fueren llanzaos con ésitu.

Foi principalmente diseñáu nel Marshall Space Flight Center en Alabama, anque munchos sistemes importantes, incluyendo la propulsión, fueron diseñaos por subcontratistas. Usaba los nuevos motores F-1 y J-2 pa la propulsión. El diseñadores decidieron rápido usar tanta teunoloxía del Saturno I como fuera posible. D'esta forma, la tercer fase S-IVB taba basada na segunda fase S-IV del Saturno I. La unidá de preseos que controlaba'l cohete compartía característiques cola que llevaba'l Saturno I.

El cohete constaba de tres fases y l'unidá de preseos, que fueron construyíes por dellos contratistes de la NASA. Curiosamente, les empreses que desenvolvieron los trés fases formen parte de Boeing al traviés de compres y fusiones.

Los trés fases tamién usaben pequenos motores de combustible sólidu qu'ayudaben a la separación de les fases mientres el llanzamientu, y p'asegurar que los propelentes líquidos taben na situación apropiada pa ser bombiaos.

Nel casu d'albortar el llanzamientu riquiendo la destrucción del cohete, l'oficial de seguridá unviaría una señal a unes cargues esplosives xuníes na superficie esterior pa españales. Esto fadría cortes nos tanques de combustible y oxidante pa esvalixalos rápido y amenorgar l'amiestu. Dempués la torre de salvamentu sería disparada pa salvar la cápsula colos astronautes.

La primer fase: S-IC[editar | editar la fonte]

La S-IC foi construyida pola compañía Boeing nel Michoud Assembly Facility de Nueva Orleans, onde más tarde s'encargaríen de tanques esternos del tresbordador espacial. Como en casi toles fases d'un cohete, el pesu de más de 2.000 tonelades nel despegue correspondía al combustible. Usaba pa ello un tipu de querosenu bien refináu denomináu RP-1 y como oxidante, osíxenu líquido. Midía 42 metros d'altu y 10 metros de diámetru, y aprovía 33,4 MN d'emburrie pa consiguir los primeres 61 km d'ascensu. De los 5 motores F-1 que disponía, el central yera fixu, ente que los 4 esteriores podíen ser dirixíos pa controlar el cohete.

Fabricación[editar | editar la fonte]

La Boeing ganó la contratación pa fabricar la S-IC el 15 d'avientu de 1961. Por esi tiempu, el diseñu xeneral taba al cargu de los inxenieros del MSFC, que construyeron los trés primeros prototipos de prueba (modelos S-IC-T, S-IC-S y S-IC-F) y los dos primeros pa vuelu (S-IC-1 y S-IC-2). El restu foi construyíu por Boeing, tardando ente 7 y 9 meses nos tanques y unos 14 meses en rematar una fase completa.

Los modelos S-IC-3 a S-IC-12 fueron usaos nes misiones Apolo 8 a Apolo 17; el S-IC-13 na misión del Skylab. Dos más se construyeron y al pie de los de prueba esponer en distintos llugares.

Componentes[editar | editar la fonte]

Esquema de la fase S-IC.

La parte mayor y más pesada de la S-IC yera la estructura de los motores, con 21 tonelaes. Foi diseñada pa soportar l'emburrie de los cinco motores y distribuyilo uniformemente sobre la base del cohete. Los cuatro ales estabilizador que tenía soportaben unes temperatures de 1.100 °C

Sobre dicha estructura de los motores taba'l tanque de combustible. Contenía 770.000 llitros de RP-1. El tanque pesaba 11 tonelaes en vacíu y podía lliberar 7.300 llitros per segundu. Mientres el llanzamientu, el combustible yera presurizáu usando heliu, que s'almacenaba nunos tanques xuntu al tanque d'osíxenu líquido.

El tanque de osíxenu líquidu (LOX) tenía capacidá pa 204.000 llitros. Amenó problemes especiales pa'l diseñadores. Les tuberíes por onde tenía de salir l'osíxenu hasta los motores teníen de ser rectes, lo que significaba que travesaríen el tanque de combustible. Esto significó l'aislamientu de les tuberíes por que'l RP-1 nun se conxelara y tamién cinco agujeros extra na parte cimera del tanque de combustible.

La segunda fase: S-II[editar | editar la fonte]

La S-II foi construyida por North American Aviation (NAA) en California. Usaba hidróxenu líquidu (LH2) y LOX con cinco motores J-2 na mesma disposición que los de la primer fase. Esta segunda etapa aceleraba al Saturno V con un emburrie de 5 MN. De too el so pesu en carga, el 97% pertenecía al combustible.

Historia[editar | editar la fonte]

La S-II nació n'avientu de 1959 cuando un comité encamentó'l diseñu y construcción d'un motor d'hidróxenu líquidu. El contratu pal motor foi dáu a Rocketdyne y llamaríase J-2. Al empar, la fase S-II foi diseñada: primeramente usaría cuatro d'esos motores y midiría 22,5 metros d'altor y 6,5 metros de diámetru.

En 1961, el MSFC empezó a buscar un contratista pa la construcción de la fase. D'una trentena de compañíes aeroespaciales invitaes pa proxectar los requisitos iniciales, namái 7 unviaron propuestes. A la fin, el 11 de setiembre de 1961 la NAA llevóse'l contratu (tamién ganaría los contratos pa los módulos de serviciu y mandu de la nave Apolo).

Configuración[editar | editar la fonte]

Esquema de la fase S-II.

Pesaba casi 500.000 kg, anque namái yera'l 3 % de la etapa puramente felicidá, el restu constituyir l'osíxenu líquido y l'hidróxenu líquidu. No fondero de la fase taba la estructura d'emburrie, onde se sofitaben los cinco motores J-2. El central yera fixu, ente que los otros cuatro yeren dirixibles.

En cuenta de usar una estructura de tanques como la S-IC, la S-II utilizó un sistema corriente. Consistía en dos plaques de aluminiu dixebraes por una estructura en forma de panel d'abeyes fechu de fenol. Esto tenía d'aisllar los 70 °C de diferencia ente los dos tanques. Tamién allixeró'l pesu en 3,6 tonelaes.

El tanque de LOX yera un contenedor elipsoide de 10 m de diámetru por 6,7 m d'altor. Taba formáu por 12 secciones triangulares, xuntu con dos pieces circulares enriba y embaxo.

Per otra parte, el depósitu pal LH2 taba formáu por seis cilindros, cinco d'ellos de 2,4 m d'altor y el sestu de namái 69 cm. El principal problema nel so diseñu y construcción yera l'aislamientu. L'hidróxenu líquidu ta a unos 20 °C percima del cero absolutu, por tantu yera necesariu que l'aislamientu funcionara desaxeradamente bien. Les idees iniciales nun fueron bones, creando bolses d'aire ente'l tanque y l'aislamientu. A la fin decidióse rociar l'aislamientu a mano y quitar l'escesu.

La tercer fase: S-IVB[editar | editar la fonte]

La S-IVB foi montada por Douglas Aircraft Company en California. Tenía un motor J-2 y usaba el mesmu tipu de combustible que la fase S-II. Esta fase usaba dos vegaes: la primera pa entrar n'órbita tres la separación cola etapa anterior; y nel viaxe llunar pa la maniobra denomada inyección translunar (o TLI n'inglés).

Historia[editar | editar la fonte]

Esquema de la fase S-IVB.

La S-IVB yera una evolución de la fase última del Saturno I, la S-IV, y foi la primer fase del Saturno 5 en ser diseñada. La S-IV usaba seis motores pero'l mesmu tipu de combustible que la S-IVB, LOX y LH2. Tamién yera originalmente la cuarta fase del cohete C-4, d'ende'l nome de S-IV.

Once compañíes unviaron propuestes pa ser la contratista de la fase, antes de la fecha llende, el 29 de febreru de 1960. L'alministrador de la NASA, T. Keith Glennan escoyó'l 19 d'abril a Douglas como ganadora.

El MSFC decidió usar el cohete C-5 (darréu llamáu Saturno V), que tendría tres fases y utilizaría una nueva versión de la S-IV como última etapa, la S-IVB. Coles mesmes, construyóse'l cohete C-IB (Saturno IB) que tamién usaría la fase S-IVB como la so segunda etapa y podría ser utilizáu pa probar les naves Apolo n'órbita terrestre.

La S-IVB llevaba 72.200 llitros d'osíxenu líquido (LOX) y 229.000 llitros d'hidróxenu líquidu (LH2). Un S-IVB que nun foi usáu sirvió como cascu pal Skylab. Mientres les misiones Apolo 13, Apolo 14, Apolo 15, Apolo 16 y Apolo 17, la fase llanzar contra la superficie llunar pa realizar midíes sísmiques.

Esquema de la unidá de preseos.

La unidá de preseos[editar | editar la fonte]

La unidá de preseos del Saturno V yera una estructura en forma d'aníu, de casi un metro d'altu, que s'afitaba enriba de la tercer fase S-IVB. Taba darréu debaxo de los paneles del módulu del adaptador llunar (SLA n'inglés) que contenía'l módulu llunar.

Na unidá llevaba'l sistema de guía del cohete. Dalgunos de los aparatos electrónicos que formaben parte yeren un ordenador dixital, un ordenador de control del vuelu, el sistema de detección d'emerxencia, sistemes de telemetría, etc. Foi construyida por IBM nel Centru de sistemes espaciales en Alabama.

Comparances[editar | editar la fonte]

La contrapartida soviética al Saturno V yera'l cohete N-1. Yera de dimensiones asemeyaes al Saturno V, pero nunca consiguió realizar la separación de la primer etapa con ésitu. La decisión d'usar cinco motores de gran potencia na primer fase resultó ser más segura que los 30 motores pequenos del N-1.

El Saturno V consiguía un emburrie máximu de 33,4 MN y llevaba 118 tonelaes a órbita baxa terrestre (OBT). Namái unos cuantos cohetes pudieron desafiar les marques del Saturno V:

  • El Enerxía soviéticu tenía mayor fuerza de propulsión, algamando 46 MN d'emburrie y podía llevar 175 tonelaes a OBT na so configuración "Vulkan". Nunca voló nesa configuración y namái foi llanzáu un par de vegaes (dambes con ésitu).
  • El tresbordador espacial consigue hasta 34,8 MN d'emburrie, anque la so carga útil pa OBT ye, escluyendo la mesma danzadera, de 28,8 tonelaes.
  • El cohete Delta IV Pesáu, que llanzó un satélite de prueba'l 21 d'avientu de 2004, tien una capacidá de 13,1 tonelaes a OTG.
  • El Atles V (usando motores de diseñu rusu) consigue llevar 25 tonelaes a OBT y daqué más de 13,5 tonelaes a OTG.

Montaxe[editar | editar la fonte]

Dempués de qu'una etapa fuera completada, yera unviada al Centru espacial Kennedy. Los dos primeres fases yeren tan grandes que la única manera de tresportales yera nuna barcaza. La S-IC, construyida en Nueva Orleans, baxaba pol ríu Misisipi hasta'l golfu de Méxicu. Depués arrodiaba Florida hasta llegar al edificiu de montaxe vertical (agora llamáu edificiu de montaxe de vehículos).

La S-II viaxaba dende California pasando pol Canal de Panamá. La tercer fase y l'unidá de preseos yeren más fáciles de tresportar: utilizaben aviones Super Guppy y Pregnant Guppy de Aero Spacelines.

Nel edificiu de montaxe vertical (o VAB n'inglés), cada fase yera revisada antes del so allugamientu en posición vertical. La NASA tamién construyó falses estructures que podíen ser usaes en llugar d'una etapa si ésta retrasábase. Estes teníen les mesmes dimensiones que les reales.

La NASA decidió usar una torre de llanzamientu móvil, emplegando un gran vehículu tractor con guxanos pal so tresporte. El cohete montar na plataforma nel VAB y llevaba por aciu el tractor hasta llegar a la parte de llanzamientu, a unos 5 km. Por cuenta de la velocidá del tractor, el percorríu tardaba ente 5 y 8 hores. Esti sistema siguió emplegándose colos tresbordadores espaciales.

Secuencia de llanzamientu nes misiones llunares[editar | editar la fonte]

Les misiones llunares, qu'usaron los cohetes Saturno V, desapegaben dende'l Complexu de llanzamientu 39 nel Centru espacial John F. Kennedy (o KSC n'inglés). Una vegada que'l cohete dexaba la torre de llanzamientu, el control de la misión tresferir al Centro espacial Johnson (JSC) en Houston, Texas.

Secuencia de la S-IC[editar | editar la fonte]

Despegue del Apolo 11.

La primer etapa funcionaba mientres dos minutos y mediu, alzando al cohete a 61 km d'altitú a una velocidá de 8.600 km/h, consumiendo pa ello 2.000 tonelaes de diversos combustibles y comburentes criogénicos.

A 8,9 segundos antes del llanzamientu, la secuencia de ignición de la primer fase empezaba. El motor central yera'l primeru en funcionar, siguíu pelos esteriores cada 300 milisegundos p'amenorgar les sobrecargues estructurales del cohete. Nel momentu que los ordenadores internos confirmaben la máxima potencia realizábase un despegue lliberando al cohete selemente en dos momentos:

  • Primero, los brazos que caltenía al Saturno V xuníu a la plataforma lliberar d'él, y *

segundu, mientres el conxuntu de motores F1 emburriaba, un sistema de pernos retener mientres mediu segundu aprosimao.

Una vegada que'l cohete realizaba'l despegue nun había una forma segura de que retornara a la plataforma en casu de fallu de los motores.

El Saturno V tardaba unos 12 segundos en dexar tras la torre. Tres esto, el cohete empezaba a alloñar xirando pa dexar un espaciu llibre fayadizu, en casu de vientos fuertes o averíes. A 130 metros d'altitú'l cohete preparar pa consiguir el acimut correctu. A unos 2 km del suelu, la velocidá algamó los 500 m/s (1.800 km/h).

Onda de choque visible ente los dos primeres etapes.

A unos 80 segundos dende'l despegue, el cohete algama'l puntu del vuelu con presión máxima dinámica (Max Q). La presión dinámica d'un cohete ye proporcional a la densidá del aire sobre'l cohete y el cuadráu de la velocidá. Anque la velocidá aumente, la densidá atmosférica mengua cola altitú y nesi momentu ye visible la onda de choque.

A los 135,5 segundos, el motor central apagar p'amenorgar la tensión del cohete. El motor F-1 nun yera regulable, asina que yera'l métodu más senciellu. La tripulación tamién esperimentaba la so mayor aceleración, 4G (39 m/s2), xusto primero que la primer fase cortárase. Los otros motores siguiríen hasta que los sensores avisaren del fin de combustible (carburante) o del oxidante (comburente).

600 milisegundos dempués de la corte de los motores, la primer fase dixebrar cola ayuda d'ocho retrocohetes. Eso asocedía a una altitú averada de 62 km. La primer etapa siguía hasta un altor de 110 km, cayendo más tarde al océanu Atlánticu a unos 560 km de la plataforma de despegue.

Secuencia de la S-II[editar | editar la fonte]

Separación de la interfase de la S-II.

Tres la secuencia de la S-IC, la segunda fase S-II duraba 6 minutos ya impulsaba al cohete a 185 km d'altor y 24.600 km/h, averándolo a la velocidá orbital.

La segunda fase tenía un procesu de ignición de dos partes.

  • Na primera, ocho motores de combustible sólidu funcionaben mientres cuatro segundos pa dar una aceleración positiva, siguida polos cinco motores J-2.
  • Na segunda parte, sobre 30 segundos dempués de la separación cola primer fase, la interfase posterior dixebrar de la S-II. Yera una maniobra d'alta precisión yá que la interfase nun podía tocar a los motores y namái tenía un metro d'espaciu llibre. Nesi momentu'l sistema d'escape que coronaba'l cohete yera refugáu.

A los 38 segundos del entamu de la segunda fase, el control de guía del Saturno V camudaba a una rutina preprogramada a la manera de guía iterativu (o IGM), controláu pola unidá de preseos. Unos 90 segundos antes de rematar la segunda fase, el motor central cortar p'amenorgar les oscilaciones llonxitudinales.

Nesos momentos, el caudal de LOX (osíxenu líquido) menguaba, camudando l'amiestu de los dos propelentes, asegurándose qu'habría tan pocu combustible como fuera posible al rematar la etapa. Esto faía con un delta-v predeterminado.

Había cinco sensores no fondero de cada tanque del S-II. Cuando dos d'ellos taben descubiertos, la unidá de preseos empecipiaría la secuencia d'etapa. Un segundu más tarde la segunda fase atayábase y dixebrábase; y una décima de segundu dempués la tercer fase empezaba. La S-II impactaba a unos 4.200 km del sitiu de despegue.

Secuencia de la S-IVB[editar | editar la fonte]

La tercer fase duraba daqué más de dos minutos y mediu, empezando a 12 minutos del llanzamientu. La S-IVB siguía xunida mientres la nave espacial orbitaba alredor de la Tierra dos veces y media nuna órbita de estacionamiento. Nesos momentos, los astronautes revisaben la nave y el cohete pa cerciorase que tou funcionaba correchamente.

A diferencia de l'anterior separación, nun había una separación de dos etapes. La interfase ente les etapes la S-II y la S-IVB siguía xunida a la segunda fase (anque foi construyida como parte de la tercer fase).

La fase S-IVB del Apolo 8 tres la so separación cola nave Apolo.

A los 10 minutos y 30 segundos del llanzamientu, el Saturno V taba a 164 km d'altitú y a 1.700 km del puntu de llanzamientu. Mientres 5 minutos de funcionamientu, el motor cortábase. La nave taba nuna órbita de 1.800 por 165 km. Eso yera bastante baxu en términos d'órbites terrestres, y nun se caltendría enforma tiempu estable debíu al contactu ente la nave y l'atmósfera. Nes misiones Apolo 9 y Skylab la órbita tendría de ser más alta. Les siguientes dos revoluciones y media n'órbita sirvíen pa comprobar los sistemes de la nave y preparar pa la inyección translunar (o TLI n'inglés).

La TLI empecipiar a les 2 hores y media del llanzamientu, cuando la tercer fase reiniciar pa impulsar la nave a la Lluna. La S-IVB funcionaba casi 6 minutos poniendo la nave a una velocidá de 10 km/s, la velocidá d'escape.

Un par d'hores dempués de la TLI, el módulu de mandu y serviciu (CSM) de la Apolo dixebrar de la tercer fase, xiraría 180 graos y acoplaríase col módulu llunar (LM), que taba asitiáu debaxo mientres el llanzamientu. Entós, el CSM y el LM dixebrar de la tercer fase.

Si la etapa permaneciera na mesma trayectoria que la nave espacial podría presentar un peligru más palantre pa la misión. Poro, el combustible restante yera espulsáu, camudando asina la so trayectoria. Les terceres fases, dende'l Apolo 13 d'equí p'arriba, yeren dirixíes escontra la Lluna pa impactar contra ella. Los sismómetros dexaos nella poles misiones anteriores detectaben los choques, y l'información ayudó a crear un mapa del interior del satélite. Antes d'eso, les etapes (sacante nel Apolo 9 y Apolo 12) yeren dirixíes escontra la órbita llunar que les unviaríen a una órbita solar. La S-IVB del Apolo 9 foi dirixida directamente a una órbita solar.

La S-IVB del Apolo 12, per otra parte, tuvo un destín distintu. El 3 de setiembre de 2002, Bill Yeung[1] afayó un supuestu asteroide, que foi denomináu J002Y3. Apaecía tar n'órbita alredor de la Tierra, y tres un analís espectral afayóse que taba cubiertu d'una pintura blanca de dióxidu de titaniu. El mesmu tipu que s'usaba nel Saturno V.

El controladores entamaren unviar la fase S-IVB del Apolo 12 a una órbita solar, pero la ignición dempués de la separación duró demasiao tiempu, ensin consiguir que pasara lo suficientemente cerca de la Lluna y acabando nuna órbita semiestable ente la Tierra y la Lluna.[2]

Otros usos del Saturno V[editar | editar la fonte]

L'únicu llanzamientu del Saturno V ensin rellacionar col programa Apolo foi la unviada a órbita de la estación espacial Skylab. En 1968, el Programa d'aplicaciones Apolo (AAP) foi creáu pa realizar posibles misiones científiques col material sobrante del Apolo. El planiamientu principal centrar na idea d'una estación espacial.

Originalmente, el plan consistía en llanzar una etapa del cohete y depués fornila nel espaciu. Esta idea foi abandonada pa convertir la fase S-IVB nuna estación espacial en tierra y llanzala nun Saturno V. Nesti casu, el Skylab yera una fase S-IVB d'un Saturno IB, y otru en reserva de la tercer etapa d'un Saturno V. La de reserva esibir nel Muséu Nacional del Aire y l'Espaciu. Trés tripulantes vivieron a bordu del Skylab dende'l 25 de mayu de 1973 al 8 de febreru de 1974, calteniéndose n'órbita hasta mayu de 1979.

Esperábase qu'el Skylab tuviera n'órbita'l tiempu abondu por que el tresbordador espacial visitára-y n'el so primeros vuelos. Con esto podríase aumentar la órbita y ser utilizáu como base pa futures estaciones espaciales. Sicasí, la danzadera espacial nun volar hasta 1981.

El tresbordador foi primeramente concebíu como un tresporte de carga pa ser utilizáu en conxunción col Saturno V. La danzadera remanaría la loxística de la estación espacial, ente que'l cohete llevaría los componentes. La falta de financiamiento pa la producción del segundu Saturno V acabó con esti plan, y dexó a los Estaos Xuníos ensin un elevador de carga pesada.

Wernher von Braun y otros tamién tenía planes pa un cohete que llevara 8 motores F-1 na so primer fase, dexando'l llanzamientu d'una nave tripulada en directu ascensu a la Lluna. Otros planes pal Saturno V yera l'usu d'un Centaur como fase cimera. Estes meyores amontaríen la so capacidá pa unviar una nave ensin tripular de gran tamañu o una tripulada a Marte.

La segunda producción de Saturno V (si asocediera) utilizaría bien probablemente'l motor F-1A, aumentando la capacidá d'emburrie. Otros cambeos probables seríen el retiru de les aletes, pos apurríen poca ventaya comparaos al so pesu; una primer fase S-IC allargada pa soportar los motores F-1A; y motores J-2 ameyoraos pa les etapes cimeres.

El Saturno V sería tamién el vehículu de llanzamientu pal programa RIFT, un motor nuclear, llamáu más tarde NERVA. Les proposiciones d'un cohete mayor qu'el Saturno V duraron dende finales de los años 1950 a principios de la década de 1980, y denominábense genéricamente Nova. Más d'una trentena de propuestes llevaron el nome de Nova.

Costu[editar | editar la fonte]

Dende 1964 a 1973, un total de 6.500 millones de dólares USD fueron destinaos al Saturno V, siendo en 1966 la cantidá máxima de 1.200 millones. Una de les principales razones pa la so cancelación foi'l so altu costu. En 1966, la NASA recibió'l so presupuestu más altu de 4.500 millones USD, el 0,5% del PNB de los Estaos Xuníos d'aquel momentu.

Tabla de llanzamientos[editar | editar la fonte]

Imaxe compuesta de tolos llanzamientos de cohetes Saturno V.
Númberu de serie Misión Fecha de llanzamientu Notes
SA-501
Apolo 4 9 de payares de 1967 Primer vuelu en pruebes
SA-502
Apolo 6 4 d'abril de 1968 Segundu vuelu en pruebes
SA-503
Apolo 8 21 d'avientu de 1968 Primer vuelu tripuláu del Saturno V y órbita llunar
SA-504
Apolo 9 3 de marzu de 1969 Pruebes del módulu llunar (LM) n'órbita terrestre
SA-505
Apolo 10 18 de mayu de 1969 Pruebes del módulu llunar (LM) n'órbita llunar
SA-506
Apolo 11 16 de xunetu de 1969 Primer alunizaje tripuláu
SA-507
Apolo 12 14 de payares de 1969 Alunizaje cercanu al Surveyor 3
SA-508
Apolo 13 11 d'abril de 1970 Misión fallida, tripulación a salvo
SA-509
Apolo 14 31 de xineru de 1971 Alunizaje cercanu al cráter Fra Mauro
SA-510
Apolo 15 26 de xunetu de 1971 Primer rover llunar
SA-511
Apolo 16 16 d'abril de 1972 Alunizaje nos altos de Descartes
SA-512
Apolo 17 6 d'avientu de 1972 Primer y únicu llanzamientu nocherniegu; final del programa Apolo
SA-513
Skylab 1 14 de mayu de 1973 Skylab de dos etapes
SA-514
Ensin utilizar
SA-515
Ensin utilizar

Miscelánea[editar | editar la fonte]

Na actualidá caltienen trés cohetes pa la so visita, toos dispuestos horizontalmente:

De los trés, namái'l del centru espacial Johnson ta compuestu de fases que podríen ser utilizaes pa un llanzamientu. Nel O.S. Space & Rocket tamién esiste una maqueta a tamañu natural. La primer fase del SA-515 caltener en Nueva Orleans, ente que la tercera esibir nel Muséu Nacional del Aire y l'Espaciu.

Esiste una lleenda urbana, anque incierta, que los planos del Saturno V fueron destruyíos o se perdieron. Sicasí, la realidá ye qu'entá esisten en formatu microfilme nel MSFC.

El par máximu que puede desenvolver unu de los coches más potentes na actualidá, el Bugatti Veyron, ye d'unos 1250 NM,[3]1000 Cv de potencia, que supon unos 20 kN (2000 kg), de fuerza máximo efectiva apurrida a la tresmisión dende'l motor, considerando los 35 MN averaos d'emburrie d'un cohete Saturno, podemos razonablemente establecer la relación de fuerces como 1.750 vegaes favorable al cohete Saturno, y establecer la so potencia al despegue n'aprosimao 1,3 GW, que ye una potencia equivalente a la que precisaría xenerar un enchufe que tuviera conectáu a 1.200 centrales térmiques solares simultáneamente, de 10.000 metros cuadraos de superficie caúna.

Ver tamién[editar | editar la fonte]

Referencies[editar | editar la fonte]

  1. Relatu de la NASA traducíu al español | L'artículu orixinal n'inglés
  2. Artículu sobre'l sucesu nel periódicu español El Mundo, 24 d'ochobre de 2002.
  3. Especificación Técnica Oficial del Bugatti Veyron [1]

Bibliografía[editar | editar la fonte]

Enllaces esternos[editar | editar la fonte]

N'inglés[editar | editar la fonte]

N'español[editar | editar la fonte]







Saturno V