 Tres configuraciones de lanzamiento del cohete Apollo Saturn IB: sin nave espacial ( AS-203 ), módulo de comando y servicio (la mayoría de las misiones); y módulo lunar ( Apolo 5 ) | |
| Función | Desarrollo de la nave espacial Apolo ; Desarrollo de la etapa S-IVB en apoyo de Saturno V ; Lanzador de tripulación Skylab |
|---|---|
| Fabricante | Chrysler ( S-IB ) Douglas ( S-IVB ) |
| País de origen | Estados Unidos |
| Tamaño | |
| Altura | 141,6 pies (43,2 m) sin carga útil [1] |
| Diámetro | 21,67 pies (6,61 m) [1] |
| Masa | 1.300.220 lb (589.770 kg) sin carga útil [2] |
| Etapas | 2 |
| Capacidad | |
| Carga útil a LEO (87,5 nmi (162,1 km)) | |
| Masa | 46.000 libras (21.000 kg) [3] |
| Historial de lanzamiento | |
| Estado | Retirado |
| Sitios de lanzamiento | LC-37 y LC-34 , Cabo Cañaveral LC-39B , Centro Espacial Kennedy |
| Lanzamientos totales | 9 |
| Éxito (s) | 9 |
| Fracaso (s) | 0 |
| Primer vuelo | 26 de febrero de 1966 |
| Último vuelo | 15 de julio de 1975 |
| Cargas útiles notables | Sin tripulación Apolo CSM sin tripulación Apolo LM con tripulación Apolo CSM |
| Primera etapa - S-IB | |
| Longitud | 80,17 pies (24,44 m) |
| Diámetro | 21,42 pies (6,53 m) |
| Masa vacía | 92,500 libras (42,000 kg) |
| Masa bruta | 973.000 libras (441.000 kg) |
| Masa propulsora | 880,500 libras (399,400 kg) |
| Motores | 8 × Rocketdyne H-1 |
| Empuje | 1,600,000 lbf (7,100 kN) |
| Impulso específico | 272 segundos (2,67 km / s) |
| Quemar tiempo | 150 segundos |
| Gasolina | RP-1 / LOX |
| Segunda etapa - S-IVB -200 | |
| Longitud | 58,42 pies (17,81 m) |
| Diámetro | 21,42 pies (6,53 m) |
| Masa vacía | 23,400 libras (10,600 kg) |
| Masa bruta | 251,900 libras (114,300 kg) |
| Masa propulsora | 228,500 libras (103,600 kg) |
| Motores | Rocketdyne J-2 |
| Empuje | 200.000 lbf (890 kN) |
| Impulso específico | 420 segundos (4,1 km / s) |
| Quemar tiempo | 480 segundos |
| Gasolina | LH 2 / LOX |
El Saturno IB (pronunciado "Saturno una abeja", también conocido como Saturno I mejorado ) fue un vehículo de lanzamiento estadounidense encargado por la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) para el programa Apolo . Se mejoró el Saturno I al reemplazar la segunda etapa S-IV (90.000 libras de fuerza (400.000 N), 43.380.000 libras-seg de impulso total), con el S-IVB (200.000 libras de fuerza (890.000 N), 96.000.000 libras de fuerza -seg impulso total). La primera etapa S-IB también aumentó el SIel empuje de la línea de base de 1,500,000 libras-fuerza (6,700,000 N) a 1,600,000 libras-fuerza (7,100,000 N) y carga propulsora en 3.1%. Esto aumentó la capacidad de carga útil de la órbita terrestre baja del Saturno I de 20.000 libras (9.100 kg) a 46.000 libras (21.000 kg), suficiente para las primeras pruebas de vuelo de un módulo de servicio y comando de Apolo (CSM) con medio combustible o un módulo lunar Apolo completamente alimentado. (LM), antes de que el Saturno V más grande necesario para el vuelo lunar estuviera listo.
Al compartir la etapa superior S-IVB, Saturn IB y Saturn V proporcionaron una interfaz común a la nave espacial Apollo. La única diferencia importante fue que el S-IVB del Saturno V quemó solo una parte de su propulsor para alcanzar la órbita terrestre, por lo que pudo reiniciarse para la inyección translunar . El S-IVB del Saturn IB necesitaba todo su propulsor para alcanzar la órbita terrestre.
El Saturn IB lanzó dos vuelos suborbitales CSM sin tripulación a una altura de 162 km, un vuelo orbital LM sin tripulación y la primera misión orbital CSM tripulada (primero planeada como Apolo 1 , luego volada como Apolo 7 ). También lanzó una misión orbital, AS-203 , sin carga útil, por lo que el S-IVB tendría combustible de hidrógeno líquido residual . Esta misión apoyó el diseño de la versión reiniciable del S-IVB utilizado en el Saturn V, al observar el comportamiento del hidrógeno líquido en ingravidez .
En 1973, un año después de que finalizara el programa lunar Apollo, tres Apollo CSM / Saturn IB transportaron tripulaciones a la estación espacial Skylab . En 1975, un último Apollo / Saturn IB lanzó la parte Apollo del Proyecto de prueba conjunto Apollo-Soyuz (ASTP) entre Estados Unidos y la URSS . Se montó un Apollo CSM / Saturn IB de respaldo y se preparó para una misión de rescate Skylab, pero nunca voló.
Los saturn IB restantes en el inventario de la NASA fueron desechados después de la misión ASTP, ya que no se les pudo encontrar ningún uso y todas las necesidades de carga pesada del programa espacial de EE. UU. Podrían ser atendidas por la familia Titan III, más barata y versátil, y también por el transbordador espacial .
Historia [ editar ]
En 1959, el Comité Silverstein de la NASA emitió recomendaciones para desarrollar los vehículos de lanzamiento de la clase Saturno , a partir del C-1 . Cuando se inició el programa Apollo en 1961 con el objetivo de llevar hombres a la Luna, la NASA eligió el Saturno I para misiones de prueba orbitales terrestres. Sin embargo, el límite de carga útil del Saturn I de 20,000 libras (9,100 kg) a 162 km permitiría probar solo el módulo de comando con un módulo de propulsión más pequeño conectado, ya que el módulo de comando y servicio tendría un peso seco de al menos 26,300 libras (11,900 kg). ), además del combustible de servicio de propulsión y control de reacción. En julio de 1962, la NASA anunció la selección del C-5para la misión de aterrizaje lunar, y decidió desarrollar otro vehículo de lanzamiento mejorando el Saturn I, reemplazando su segunda etapa S-IV con el S-IVB , que también sería modificado para su uso como tercera etapa Saturn V. La primera etapa SI también se actualizaría a la S-IB mejorando el empuje de sus motores y eliminando algo de peso. El nuevo Saturn IB, con una capacidad de carga útil de al menos 35.000 libras (16.000 kg), [4] reemplazaría al Saturn I para las pruebas de órbita terrestre, permitiendo que el módulo de comando y servicio vuele con una carga parcial de combustible. También permitiría el lanzamiento del módulo de excursión lunar de 32.000 libras (15.000 kg).por separado para las pruebas orbitales terrestres sin tripulación y tripuladas, antes de que el Saturn V estuviera listo para volar. También daría desarrollo temprano a la tercera etapa. [2]
El 12 de mayo de 1966, la NASA anunció que el vehículo se llamaría "Saturno I mejorado", al mismo tiempo que el "módulo de excursión lunar" pasó a llamarse módulo lunar . Sin embargo, la terminología de "Saturno I mejorado" fue revertida a Saturno IB el 2 de diciembre de 1967. [2]
Para cuando se desarrolló, la capacidad de carga útil del Saturn IB había aumentado a 41.000 libras (19.000 kg). [2] En 1973, cuando se utilizó para lanzar tres misiones Skylab , el motor de la primera etapa se había mejorado aún más, elevando la capacidad de carga útil a 46.000 libras (21.000 kg).
Especificaciones [ editar ]
Vehículo de lanzamiento [ editar ]
| Parámetro [1] | S-IB 1ra etapa | S-IVB-200 2da etapa | Unidad de instrumentos |
|---|---|---|---|
| Altura | 80,17 pies (24,44 m) | 58,42 pies (17,81 m) | 3,00 pies (0,91 m) |
| Diámetro | 21,42 pies (6,53 m) | 21,67 pies (6,61 m) | 21,67 pies (6,61 m) |
| Masa estructural | 92,500 libras (42,000 kg) | 23.400 libras (10.600 kg) | 4400 libras (2000 kg) |
| Propulsor | RP-1 / LOX | LH 2 / LOX | N / A |
| Masa propulsora | 880,500 libras (399,400 kg) | 228,500 libras (103,600 kg) | N / A |
| Motores | Ocho - H-1 | Uno - J-2 | N / A |
| Empuje | 1,600,000 lbf (7,100 kN) nivel del mar | 200.000 lbf (890 kN) de vacío | N / A |
| Duración de la quema | 150 s | 480 segundos | N / A |
| Impulso específico | 272 s (2,67 km / s) nivel del mar | 420 s (4,1 km / s) de vacío | N / A |
| Contratista | Chrysler | Douglas | IBM |
Configuraciones de carga útil [ editar ]
| Parámetro | Módulo de comando y servicio | Apolo 5 | Como-203 |
|---|---|---|---|
| Masa del sistema de escape de lanzamiento | 9.200 libras (4.200 kg) | N / A | N / A |
| Masa del módulo de servicio y comando de Apollo | 36,400 libras (16,500 kg) a 46,000 libras (21,000 kg) | N / A | N / A |
| Masa del módulo lunar del Apolo | N / A | 31.650 libras (14.360 kg) | N / A |
| Masa del adaptador de nave espacial-LM | 4.050 libras (1.840 kg) | 4.050 libras (1.840 kg) | N / A |
| Altura del cono de la nariz | N / A | 8,3 pies (2,5 m) | 27,7 pies (8,4 m) |
| Altura de carga útil | 81,8 pies (24,9 m) | 36,3 pies (11,1 m) | N / A |
| Altura total del vehículo espacial | 223,4 pies (68,1 m) | 177,9 pies (54,2 m) | 169,4 pies (51,6 m) |
Etapa S-IB [ editar ]
El escenario S-IB fue construido por la corporación Chrysler en Michoud Assembly Facility , Nueva Orleans . [5] Fue propulsado por ocho motores cohete Rocketdyne H-1 que quemaban combustible RP-1 con oxígeno líquido (LOX). Ocho tanques Redstone (cuatro con combustible y cuatro con LOX) se agruparon alrededor de un tanque LOX del cohete Júpiter . Los cuatro motores fuera de borda estaban montados sobre cardanes , lo que les permitía dirigirlos para controlar el cohete. Ocho aletas que rodeaban la estructura de empuje de la base proporcionaban estabilidad y control aerodinámicos.
Datos de: [6]
Características generales
- Longitud: 80,17 pies (24,44 m)
- Diámetro: 21,42 pies (6,53 m)
- Envergadura : 39,42 pies (12,02 m)
Motor
- 8 Rocketdyne H-1
- Empuje: 1,600,000 lbf (7,100 kN)
- Tiempo de combustión: 150 s
- Combustible: RP-1 / LOX
Etapa S-IVB-200 [ editar ]
El S-IVB fue construido por Douglas Aircraft Company en Huntington Beach, California . El modelo S-IVB-200 era similar a la tercera etapa S-IVB-500 utilizada en el Saturn V , con la excepción del adaptador entre etapas , módulos de control de propulsión auxiliares más pequeños y la falta de capacidad de reinicio del motor en órbita. Estaba propulsado por un solo motor Rocketdyne J-2 . Los tanques de combustible y oxidante compartían un mamparo común, lo que ahorraba unas diez toneladas de peso y reducía la longitud del vehículo en más de diez pies.
Características generales
- Longitud: 58,42 pies (17,81 m)
- Diámetro: 21,67 pies (6,61 m)
Motor
- 1 J-2
- Empuje: 200.000 lbf (890 kN)
- Tiempo de combustión: ~ 420 s
- Combustible: LH 2 / LOX
Unidad de instrumentos [ editar ]
IBM construyó la unidad de instrumentos en el Space Systems Center en Huntsville, Alabama . Ubicado en la parte superior del escenario S-IVB, consistía en una Computadora Digital de Vehículo de Lanzamiento (LVDC), una plataforma inercial, acelerómetros, un sistema de rastreo, telemetría y comando y controles ambientales asociados. Controlaba todo el cohete desde antes del despegue hasta que se agotaba la batería. Al igual que otros sistemas de guiado de cohetes, mantuvo su vector de estado (estimaciones de posición y velocidad) mediante la integración de medidas de acelerómetro, envió comandos de disparo y dirección a los motores principales y propulsores auxiliares, y disparó los motores de cohetes sólidos y de artillería apropiados durante los eventos de separación de carga y preparación .
Al igual que con otros cohetes, se podría invocar un sistema de seguridad de alcance completamente independiente y redundante mediante un comando de radio terrestre para terminar el empuje y destruir el vehículo en caso de que funcione mal y amenace a las personas o la propiedad en el suelo. En el Saturn IB y V, el sistema de seguridad de alcance fue desactivado permanentemente por comando de tierra después de alcanzar la órbita de manera segura. Esto se hizo para garantizar que la etapa S-IVB no se rompiera inadvertidamente y creara una nube de escombros en órbita que pudiera poner en peligro a la tripulación del Apollo CSM.
Lanzar eventos de secuencia [ editar ]
| Evento de lanzamiento [7] | Hora (s) | Altitud (km) | Velocidad (m / s) |
|---|---|---|---|
| Lanzamiento de referencia de guía | -5,0 | 0,09 | 0 |
| Primer movimiento | 0.0 | 0,09 | 0 |
| Mach uno | 58,9 | 7.4 | 183 |
| Presión dinámica máxima | 73,6 | 12,4 | 328 |
| Inclinación de congelación | 130,5 | 48,2 | 1587 |
| Corte del motor interno | 137,6 | 54,8 | 1845 |
| Corte del motor fuera de borda | 140,6 | 57.6 | 1903 |
| Separación S-IB / S-IVB | 142,0 | 59,0 | 1905 |
| Encendido S-IVB | 143,4 | 59,9 | 1900 |
| Caso Ullage Jettison | 154,0 | 69,7 | 1914 |
| Lanzar Escape Tower Jettison | 165,6 | 79,5 | 1960 |
| Inicio del modo de guía iterativa | 171,0 | 83,7 | 1984 |
| Cambio de relación de mezcla del motor | 469,5 | 164,8 | 5064 |
| Señal C / O de guía | 581,9 | 158,4 | 7419 |
| Inserción de órbita | 591,9 | 158,5 | 7426 |
La aceleración del Saturn IB aumentó de 1.24G en el despegue a un máximo de 4.35G al final de la combustión de la etapa S-IB, y aumentó nuevamente de 0G a 2.85G desde la separación de la etapa hasta el final de la combustión S-IVB. [7]
AS-206, 207 y 208 insertaron el módulo de comando y servicio en una órbita elíptica de 150 por 222 kilómetros (81 por 120 millas náuticas) que era coplanar con la del Skylab . El motor SPS del módulo de comando y servicio se utilizó en el apogeo de la órbita para lograr una transferencia de Hohmann a la órbita del Skylab a 431 kilómetros (233 millas náuticas). [7]
Vehículos y lanzamientos de Saturno IB [ editar ]
Los primeros cinco lanzamientos de Saturn IB para el programa Apollo se realizaron desde LC-34 y LC-37 , Cape Kennedy Air Force Station .
El Saturn IB se utilizó entre 1973 y 1975 para tres vuelos Skylab tripulados y un vuelo del Proyecto de prueba Apollo-Soyuz . Esta serie de producción final no tenía tanques de etapa S-IB en blanco y negro alternos, ni rayas verticales en el faldón del tanque de popa S-IVB, que estaban presentes en los vehículos anteriores. Dado que LC-34 y 37 estaban inactivos para entonces, estos lanzamientos utilizaron LC-39B del Centro Espacial Kennedy . [8] La Plataforma Lanzadora Móvil No. 1 fue modificada, agregando una plataforma elevada conocida como el "taburete de leche" para acomodar la diferencia de altura entre el Saturn IB y el Saturn V, mucho más grande. [8]Esto permitió la alineación de los brazos de acceso de la Torre Umbilical de Lanzamiento para acomodar el acceso de la tripulación, el abastecimiento de combustible y las conexiones eléctricas de tierra para la nave espacial Apollo y la etapa superior del S-IVB. Los brazos de acceso de la segunda etapa de la torre se modificaron para dar servicio a la primera etapa S-IB. [8]
| Número de serie | Misión | Masa de la nave espacial (kg) | Fecha de lanzamiento (UTC) | Notas |
|---|---|---|---|---|
| SA-201 | Como-201 | 20,820 | 26 de febrero de 1966 16:12:01 | Prueba suborbital desatornillada del Bloque I CSM (módulo de comando y servicio) |
| SA-203 | Como-203 | Ninguno | 5 de julio de 1966 14:53:17 | Prueba sin tripulación del comportamiento de LH 2 no quemado en órbita para admitir el diseño de reinicio del S-IVB-500 |
| SA-202 | Como-202 | 25,810 | 25 de agosto de 1966 17:15:32 | Prueba suborbital sin tripulación del bloque I CSM |
| SA-204 | Apolo 1 | 20,412 | Iba a ser la primera prueba orbital tripulada del bloque I CSM. El incendio de la cabina el 27 de enero de 1967 mató a los astronautas y dañó a CM durante el ensayo general para el lanzamiento previsto para el 21 de febrero de 1967. | |
| Apolo 5 | 14.360 | 22 de enero de 1968 22:48:08 | Prueba orbital sin tripulación del módulo lunar, vehículo de lanzamiento Apolo 1 usado | |
| SA-205 | Apolo 7 | 16,520 | 11 de octubre de 1968 15:02:45 | Prueba orbital con tripulación del bloque II CSM |
| SA-206 | Skylab 2 | 19,979 | 25 de mayo de 1973 13:00:00 | Block II CSM transportó a la primera tripulación al taller orbital Skylab |
| SA-207 | Skylab 3 | 20,121 | 28 de julio de 1973 11:10:50 | Block II CSM transportó a la segunda tripulación al taller orbital Skylab |
| SA-208 | Como-208 | Reserva de rescate Skylab 3 CSM-119; innecesario | ||
| Skylab 4 | 20,847 | 16 de noviembre de 1973 14:01:23 | Block II CSM transportó a la tercera tripulación al taller orbital Skylab | |
| SA-209 | Como-209 | Standby Skylab 4 y posterior rescate Apollo-Soyuz CSM-119. No es necesario, actualmente en exhibición en el jardín de cohetes KSC | ||
| Skylab 5 | Misión CSM planificada para levantar la órbita del taller Skylab para que aguante hasta que el transbordador espacial esté listo para volar; cancelado. | |||
| SA-210 | ASTP | 16.780 | 15 de julio de 1975 19:50:01 | Apollo CSM con módulo adaptador de acoplamiento especial, encuentro con Soyuz 19. Último vuelo de Saturn IB. |
| SA-211 | No usado. Primera etapa en el Centro de Bienvenida de Alabama en la I-65 en Ardmore, Alabama. El escenario S-IVB se apoya en el hardware del simulador de entrenamiento submarino Skylab y se exhibe al aire libre en el US Space and Rocket Center en Huntsville, Alabama. | |||
| SA-212 | No usado. Primera etapa desguazada. [5] Etapa S-IVB convertida en estación espacial Skylab . | |||
| SA-213 | Solo primera etapa construida. Sin usar y desguazado. [5] | |||
| SA-214 | Solo primera etapa construida. Sin usar y desguazado. [5] | |||
Para lanzamientos anteriores de vehículos de la serie Saturn I, consulte la lista en el artículo de Saturn I.
Cohetes Saturno IB en exhibición [ editar ]
A partir de 2019, hay tres ubicaciones donde se exhiben vehículos Saturn IB (o partes de los mismos):
- SA-209 está en exhibición en el Complejo de Visitantes del Centro Espacial Kennedy , con el Vehículo de Verificación de Instalaciones Apollo. Debido a la corrosión severa, los motores y el módulo de servicio de la primera etapa fueron reemplazados por duplicados fabricados en 1993-1994.
- La primera etapa SA-211 está en exhibición con una etapa S-IVB de maqueta apilada en una condición lista para el lanzamiento en el Centro de Bienvenida de Alabama en la Interestatal 65 en Ardmore, Alabama . 34,954548 ° N 86,89193 ° W [9] [10]34°57′16″N 86°53′31″W / / 34.954548; -86.89193
- El escenario SA-211 S-IVB se acopló con el adaptador de acoplamiento de entrenamiento submarino Skylab y el soporte del telescopio Apollo y se exhibe en el Rocket Garden del US Space & Rocket Center en Huntsville, Alabama.
Costo [ editar ]
En 1972, el costo de un Saturn IB, incluido el lanzamiento, fue de 55 millones de dólares estadounidenses (equivalente a 336 millones de dólares en 2019). [11]
Ver también [ editar ]
- Comparación de familias de lanzadores orbitales
- Comparación de sistemas de lanzamiento orbital
Referencias [ editar ]
- ^ a b c Informe posterior al lanzamiento de la misión AS-201 (nave espacial Apollo 009) - (PDF) , NASA, mayo de 1966 , consultado el 18 de marzo de 2011
- ^ a b c d Wade, Mark. "Saturno IB" . Enciclopedia Astronautica . Archivado desde el original el 14 de mayo de 2011 . Consultado el 17 de marzo de 2011 .
- ^ Hornung, John (2013). Entrar en la carrera hacia la luna: autobiografía de un científico de cohetes Apolo . Williamsburg, Virginia: Publicación de Jack Be Nimble.
- ^ Benson, Charles D .; Faherty, William Barnaby (1978). "El vehículo espacial Apolo-Saturno IB". Moonport: una historia de las instalaciones y operaciones de lanzamiento de Apollo . NASA . Consultado el 3 de febrero de 2016 .
- ^ a b c d "Historia de Saturno IB" . Consultado el 1 de noviembre de 2009 .
- ^ NASA Marshall Spaceflight Center, Skylab Saturn IB Flight Manual (MSFC-MAN-206), 30 de septiembre de 1972
- ^ a b c Skylab Saturn 1B Flight Manual - (PDF) , NASA, 30 de septiembre de 1972 , consultado el 8 de julio de 2020
- ↑ a b c Reynolds, David West (2006). Kennedy Space Center: puerta de entrada al espacio . Richmond Hill, Ontario: Firefly Books Ltd. págs. 154-157 . ISBN 978-1-55407-039-8.
- ^ Dooling, Dave (6 de mayo de 1979). "Celebración de verano de planes espaciales y cohetes". Los tiempos de Huntsville .
- ^ Hughes, Bayne (6 de abril de 2014). "Cohete icónico a punto de ser reparado" . El diario Decatur . Consultado el 8 de abril de 2014 .
- ^ "SP-4221 la decisión del transbordador espacial - capítulo 6: economía y el transbordador" . NASA . Consultado el 15 de enero de 2011 .
Enlaces externos [ editar ]
- http://www.apollosaturn.com/
- http://www.spaceline.org/rocketsum/saturn-Ib.html
- Centro Marshall de vuelos espaciales de la NASA, "Manual de vuelo del Skylab Saturn IB" (PDF) . (19,8 MB) , 30 de septiembre de 1972
- "Vehículos de lanzamiento de Saturno" (PDF) . Archivado desde el original (PDF) el 16 de abril de 2005. (61,2 MB)
