Comité Silverstein

El Comité de Evaluación de Vehículos de Saturno , más conocido como el Comité de Silverstein , fue una comisión del gobierno de los Estados Unidos reunida en 1959 para recomendar direcciones específicas que la NASA podría tomar con el programa de cohetes Saturno . El comité fue presidido por Abe Silverstein , un ingeniero de la NASA desde hace mucho tiempo, con la intención expresa de seleccionar etapas superiores para Saturno después de que estallara un desacuerdo entre la Fuerza Aérea y el Ejército sobre su desarrollo. Durante las reuniones, los miembros del Comité describieron una serie de diseños potenciales diferentes, incluida la solución de bajo riesgo que von Braun estaba desarrollando con un misil balístico intercontinental existente.fuselajes, así como versiones que utilizan etapas superiores completamente nuevas desarrolladas para aprovechar al máximo la etapa de refuerzo. Las ventajas de utilizar nuevos elementos superiores fueron tan grandes que el comité se ganó a un von Braun inicialmente escéptico, y el futuro del programa de Saturno cambió para siempre.

Fondo

En 1957, el Departamento de Defensa (DoD) publicó un conjunto de requisitos para un nuevo propulsor de carga pesada para misiones que comenzaron a principios de la década de 1960. En ese momento, las tres ramas del ejército de EE. UU. Estaban en el proceso de desarrollar sus propios cohetes, lo que llevó a una considerable lucha interna entre ellos sobre la prioridad de los desarrollos futuros. En 1956, la Fuerza Aérea de los EE. UU. Ganó la concesión de que los cohetes de largo alcance eran su dominio, incluidos todos los misiles tierra-tierra de más de 200 millas (320 km) de alcance. Sin embargo, el acuerdo no cubría "otros roles" y los proyectos existentes en la Armada y el Ejército continuaron como antes.

La Fuerza Aérea estaba en medio de su proyecto Dyna-Soar y estaba diseñando un nuevo propulsor para lanzarlo bajo su requisito "SLV-4". Su respuesta primaria a este requisito era un Titan II misil equipado con una nueva etapa superior de combustión del hidrógeno, el Titan C . El diseño resultante tenía una apariencia algo bulbosa; como el combustible de hidrógeno requería tanques grandes, la etapa superior tenía 160 pulgadas (4.100 mm) de diámetro, en comparación con las 120 pulgadas (3.000 mm) del Titan II. Otros equipos dentro de la Fuerza Aérea también estaban desarrollando el concepto del Sistema Lanzador Espacial , que combinaba el mismo Titan II con varios cohetes de combustible sólido.como una "etapa cero". Al combinar diferentes números y tamaños de estos cohetes, la pila de lanzamiento podría ajustarse a diferentes cargas útiles. El equipo de SLS también esbozó una ruta de desarrollo para una misión lunar tripulada bajo su propuesta del Proyecto Lunex , utilizando el Titán con cuatro sólidos para probar el vehículo de reentrada desde la órbita terrestre, y etapas de sólidos y líquidos completamente nuevos para vuelos a la luna.

Para cumplir con el mismo requisito del Departamento de Defensa para un lanzador espacial pesado, el equipo del Ejército de la Agencia de Misiles Balísticos del Ejército (ABMA) bajo la dirección de un equipo dirigido por Wernher von Braunestudió una serie de diseños que agruparon los fuselajes de misiles existentes y, opcionalmente, agregaron nuevos motores. La serie de diseño incluyó el "Super-Titan", "Super-Atlas" y "Super-Júpiter". El último se convirtió rápidamente en su enfoque, ya que consistía en tecnología desarrollada en ABMA, mientras que Atlas y Titan eran diseños de la Fuerza Aérea que sufrían problemas de desarrollo extendidos. El diseño de Super-Júpiter se basó casi en su totalidad en el equipo existente, utilizando un grupo de misiles Redstone y Júpiter para formar una etapa inferior impulsada por un nuevo motor, con una etapa superior adaptada del Titán. Su propuesta era mucho más simple y de menor riesgo que la propuesta de la Fuerza Aérea, que requería el desarrollo de una nueva etapa superior de combustión de hidrógeno. Como el equipo de la Fuerza Aérea,ABMA también describió su visión de una misión lunar tripulada como Project Horizon, utilizando quince de estos cohetes para construir un gran vehículo en órbita terrestre.

La recién formada Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada (ARPA), que se encargó del desarrollo del lanzador, se puso del lado del diseño de ABMA. Su única preocupación era que los nuevos motores pudieran ser un riesgo, lo que sugiere que en su lugar se usen actualizaciones más moderadas de los motores existentes. ABMA adaptó rápidamente el diseño para usar ocho motores desarrollados a partir del S-3D de Júpiter como el H-1 , en contraposición a cuatro del E-1 propuesto del diseño original. ARPA estaba satisfecho y comenzó a financiar el desarrollo tanto del propulsor en ABMA como de los nuevos motores H-1 en Rocketdyne.. Los contratos se licitaron en octubre de 1958 y el trabajo avanzó rápidamente; la primera prueba de disparo del H-1 ocurrió en diciembre y ya se había completado una maqueta del propulsor. Originalmente conocido como Super-Júpiter, el diseño se convirtió en el Juno V durante el desarrollo, y el 3 de febrero un memorando de ARPA rebautizó oficialmente el proyecto Saturno.

Poco después, la NASA recién formada también expresó su interés en el diseño de Saturno como parte de su estrategia a largo plazo. Los lanzamientos a principios de la década de 1960 se centrarían en la órbita terrestre baja utilizando misiles balísticos intercontinentales existentes como lanzadores, el desarrollo de tecnología para el programa lunar se basaría en Saturno y la misión lunar de ascenso directo real utilizaría el cohete Nova masivo., luego bajo diseño en la NASA. Poco después, el 9 de junio de 1959, Herbert York, Director del Departamento de Investigación e Ingeniería de Defensa, anunció que había decidido terminar el programa Saturno. York consideró que el Departamento de Defensa no debería financiar un impulsor cuya única función concreta era apoyar un programa espacial civil. Se organizó una reunión para "salvar" el programa, lo que resultó en que el programa Saturno, y todo ABMA con él, fuera transferido a la NASA.

Miembros y Directiva

A solicitud del Administrador Asociado de la NASA en noviembre de 1959, el Director de Desarrollo de Vuelos Espaciales formó un grupo de estudio interinstitucional compuesto por miembros de la NASA, la Dirección de Investigación e Ingeniería de Defensa, ARPA, ABMA y la Fuerza Aérea. Estos miembros fueron Abe Silverstein (NASA) como presidente, luego el coronel N. Appold (USAF), A. Hyatt (NASA), TC Muse (ODDR & E), GP Sutton (ARPA), W. von Braun (ABMA) y E . Hall (NASA) como Secretario.

La solicitud era que el grupo formulara recomendaciones para el desarrollo del cohete Saturno, específicamente en relación con la selección de las configuraciones de la etapa superior. El estudio también tenía la tarea de centrarse en cuatro áreas principales: determinar las misiones y cargas útiles deseadas, identificar problemas potenciales con el desarrollo técnico, determinar el costo y el tiempo de desarrollo y comparar el crecimiento futuro en el rendimiento del vehículo. ^{[1] [Nota 1]}

Seleccionar una etapa superior

Sin embargo, la Fuerza Aérea continuó agitando el proceso de desarrollo. En diciembre, ABMA, todavía parte del Ejército en este momento, recibió una orden para cambiar la etapa superior del Saturno del vehículo derivado de Titán con un diámetro de 120 pulgadas, a uno nuevo con un diámetro de 160 pulgadas que requeriría considerablemente más. desarrollo. La etapa de 160 pulgadas de diámetro era la misma que la etapa superior de Titan C, y al hacer este cambio en la Saturn, el Departamento de Defensa tendría dos diseños de etapa superior en competencia para el requisito de SLV-4, además de permitir que Saturn lance Dyna-Soar si surgió la necesidad. ABMA ya estaba probando los motores para su etapa superior derivada de Titan y estaba molesta con esta nueva solicitud.

Se organizó una reunión de todas las partes involucradas bajo la dirección de Abe Silverstein, cuyos esfuerzos anteriores fueron fundamentales para que Saturno fuera seleccionado para las misiones de la NASA. El grupo enumeró tres misiones para el vehículo Saturno inicial: misiones no tripuladas en el espacio lunar y profundo con una carga útil de escape de aproximadamente 10,000 libras (4,500 kg); 5.000 libras (2.300 kg) de carga útil a la órbita geoestacionaria; y misiones de naves espaciales tripuladas de unas 10.000 libras (4.500 kg) en órbitas bajas, como Dyna-Soar. ^[1]

Para hacer prácticas tales misiones de "gran altitud", el desempeño de las etapas superiores sería clave. Cada libra utilizada en la etapa o su combustible significaría mucha menos carga, dado cualquier refuerzo en particular (primera etapa). Dado que lo que necesitaban era la relación potencia-peso , las etapas superiores basadas en hidrógeno líquido parecían ser la única forma de avanzar: el peso ligero del combustible compensa cualquier dificultad para manipularlo. La propuesta de Saturno siempre había incluido una etapa para la inserción orbital, el Centauro , una etapa de combustión de hidrógeno derivada del Atlas ICBM.

Para las etapas intermedias, los diseñadores tuvieron algo más de flexibilidad. Los miembros del Comité describieron una serie de posibles soluciones agrupadas en tres clases diferentes: clase "A", clase "B" y clase "C". Común entre las tres clases, con la excepción del propuesto C-3, fue la nueva primera etapa que constaba de un grupo de ocho motores H-1 conectados al grupo de tanques Jupiter / Redstone, que se convertiría en la etapa SI, así como la etapa superior de dos motores Centaur. Los diseños de clase "A" fueron las soluciones de bajo riesgo; El diseño actual de von Braun se convirtió en el A-1, que consta de una segunda etapa Titán I entre la primera etapa SI y la tercera etapa Centaur. El A-2 reemplazó la segunda etapa del A-1 con un grupo de ThorIRBM. Aunque los vehículos de clase "A" habrían tenido la disponibilidad de vuelo más temprana debido a la utilización del hardware existente, no cumplieron con las dos primeras misiones del cohete Saturno. Además, las etapas superiores de 120 pulgadas plantearon una debilidad estructural potencial, y la actualización propuesta de 160 pulgadas limitaría el potencial de crecimiento, violando la cuarta solicitud de la directiva original.

El diseño de una sola clase "B" considerado por el comité, el B-1, consistió en un diseño de cuatro etapas con la primera etapa SI mencionada y la cuarta etapa Centaur. La segunda etapa sería un nuevo diseño LOX / RP-1 de 220 pulgadas que utilizaría cuatro de los motores H-1 utilizados por la primera etapa, junto con una nueva tercera etapa de cuatro motores derivada de Centaur pero con un diámetro de 220 pulgadas. Aunque el vehículo B-1 cumplió con los requisitos de la misión, habría sido demasiado costoso y habría llevado demasiado tiempo desarrollar la nueva segunda etapa.

Los diseños de clase "C" utilizaron hidrógeno líquido en todas las etapas superiores. C-1 consistiría en el refuerzo SI existente, un nuevo avión DouglasEtapa S-IV de 220 pulgadas impulsada por cuatro versiones mejoradas de los motores Centaur con 15,000 lbf (67 kN) a 20,000 lbf (89 kN) de empuje por motor, y un Centaur modificado que usa los mismos motores que una tercera etapa. El C-1 se convertiría en el C-2 al insertar una nueva etapa S-III con dos nuevos motores de empuje de 150,000 lbf (670 kN) a 200,000 lbf (890 kN), manteniendo el S-IV y el Centaur en la parte superior. El C-3 fue una adaptación similar, insertando la etapa S-II con cuatro de los mismos motores de empuje de 150-200,000 lbf, manteniendo las etapas S-III y S-IV del C-2, pero eliminando el Centaur. La primera etapa del C-3 también se incrementaría a más de 2,000,000 lbf (8,900 kN) reemplazando los cuatro motores H-1 centrales con un motor F-1, o mejorando los ocho motores H-1.

El examen de los resultados sugirió firmemente que los modelos C eran los únicos con los que valía la pena continuar, ya que ofrecían un rendimiento mucho más alto que cualquier otra combinación y una gran flexibilidad al permitir que las etapas se mezclaran y combinaran para cualquier necesidad de lanzamiento en particular. Además, al desarrollar el cohete en forma de bloque de construcción, se lograría la máxima confiabilidad del vehículo a medida que cada nueva etapa se agrega a las etapas ya probadas y probadas.

Por lo tanto, la decisión no se redujo al rendimiento, que estaba claramente resuelto, sino al riesgo de desarrollo. El Saturn siempre había sido diseñado para tener el menor riesgo posible, siendo los únicos componentes realmente nuevos una pequeña actualización del motor para la etapa inferior y el Centaur para la etapa superior. El desarrollo de etapas de combustión de hidrógeno completamente nuevas para toda la "pila" aumentaría el riesgo de que una falla de cualquiera de los componentes pudiera interrumpir todo el programa. Pero como señalaron los miembros del Comité: "Si estos propulsores deben ser aceptados para las difíciles aplicaciones de la etapa superior, no parece haber razones de ingeniería válidas para no aceptar el uso de propulsores de alta energía para la aplicación menos difícil en las etapas intermedias. " von Braun estaba convencido; El desarrollo del diseño actual continuaría como respaldo,pero el futuro de Saturno se basó en el hidrógeno y se adaptó únicamente a los requisitos de la NASA.

El último día de 1959, el administrador de la NASA T. Keith Glennan aprobó las recomendaciones de Silverstein. Las posibilidades de cumplir con el cronograma mejoraron con dos decisiones de la administración de Eisenhower en enero de 1960. El proyecto Saturn recibió una calificación DX, que designó un programa de máxima prioridad nacional, lo que otorgó a los administradores de programas un estatus privilegiado en la obtención de materiales escasos. Más importante aún, la administración aceptó la solicitud de fondos adicionales de la NASA. El presupuesto de Saturno para el año fiscal 1961 se incrementó de $ 140 millones a $ 230 millones. El 15 de marzo de 1960, el presidente Eisenhower anunció oficialmente la transferencia de la División de Operaciones de Desarrollo del Ejército a la NASA.

Saturno emerge

Los vehículos Saturn C imaginados en el informe del Comité Silverstein nunca se construyeron. Tan pronto como el Saturno se convirtió en un diseño de alto rendimiento ajustado por la NASA, el Departamento de Defensa se interesó menos en él para sus propias necesidades. El desarrollo del Titán continuó para estos roles y, como resultado, la flexibilidad ofrecida por la variedad de etapas intermedias del modelo C de Saturno simplemente no fue necesaria y finalmente se abandonó.

Todo lo que sobrevivió a la recomendación fue la primera etapa SI y la más pequeña de las nuevas etapas superiores, la S-IV. Originalmente se pensó que el S-IV estaría equipado con cuatro motores Centaur mejorados, pero para disminuir el riesgo se decidió usar los motores existentes y aumentar su número de cuatro a seis. Un motor nuevo y más grande, el J-2 , ya estaba en proyecto que podría reemplazarlos. El diseño original del S-IV, el 220 pulgadas con seis motores, se usó solo por un corto período hasta que se creó una versión de mayor diámetro de 260 pulgadas para los modelos Saturn Block II, y finalmente se reemplazó con el S-IVB con motor J-2. del Saturno IB .

Notas

1. ^{^} El texto completo de la solicitud se puede encontrar en el Apéndice del Informe resumido técnico semestral de las Órdenes ARPA 14-59 y 47-59.

Hasta 1963, los Saturnos se clasificaban con una C y un número arábigo. La gente generalmente asume que C significa configuración; pero de acuerdo con Spaceport News del Centro Espacial Kennedy (17 de enero de 1963), los ingenieros de MSFC lo usaron para designar "conceptos" vehiculares. Saturno C-1 denota el concepto del propulsor S-1 rematado con etapas superiores que utilizan hidrógeno líquido como propulsor. C-2, C-3 y C-4 eran conceptos de tablero de dibujo que precedieron al cohete lunar C-5 (Saturno V). Para obtener información adicional sobre los orígenes de Saturno, véase John L. Sloop, Liquid Hydrogen as a Propulsion Fuel, 1945-1959, NASA SP-4404 , en prensa, cap. 12.

Referencias

1. Informe resumido técnico semestral sobre las órdenes ARPA 14-59 y 47-59 (PDF) , 25 de febrero de 1960, págs. 201–213

• Informe sobre Saturno, págs. 4, 7, 8 y tabla III.
• Emme, "Perspectivas históricas", pág. 18; Robert L. Rosholt, Una historia administrativa