Saturno I

El proyecto Saturno se inició como una de varias propuestas para cumplir con un nuevo requisito del Departamento de Defensa (DoD) para un vehículo de carga pesada que pusiera en órbita una nueva clase de satélites de comunicaciones y "otros". ^{[ 2 ]} Los requisitos exigían un vehículo capaz de poner en órbita de 20 000 a 40 000 libras (9100 a 18 100 kg) , o acelerar de 13 200 a 26 200 libras (6000 a 11 900 kg) para inyección translunar . Los lanzadores estadounidenses existentes podían colocar un máximo de aproximadamente 3900 libras (1800 kg) en órbita, pero podrían ampliarse hasta 9900 libras (4500 kg) con nuevas etapas superiores de alta energía. En cualquier caso, estas etapas superiores no estarían disponibles hasta 1961 como muy pronto, y aún no cumplirían con los requisitos del DoD para cargas pesadas.    

El equipo de Wernher von Braun en la Agencia de Misiles Balísticos del Ejército de los EE. UU . (ABMA) comenzó a estudiar el problema en abril de 1957. Calcularon que un cohete con el rendimiento requerido necesitaría un propulsor de etapa inferior con un empuje de aproximadamente 1,5 millones de libras-fuerza (6,7 MN) en el despegue. Casualmente, la Fuerza Aérea había comenzado recientemente a trabajar en un motor de este tipo, que finalmente se convertiría en el F-1 . Pero el F-1 no estaría disponible en el plazo que exigía el Departamento de Defensa y, de todos modos, estaría limitado a aproximadamente 1 millón de libras-fuerza a corto plazo. Otra posibilidad era un motor Rocketdyne , entonces conocido como E-1 , que proporcionaba entre 360 000 y 380 000 libras-fuerza (1600 y 1700 kN) , cuatro de los cuales alcanzarían los niveles de empuje requeridos. Este enfoque se convirtió en el favorito y se combinó con una primera etapa construida a partir de un conjunto de nueve tanques colocados sobre una placa de empuje donde se conectarían los motores y las tuberías. El diseño contemplaba ocho tanques de cohete similares a la etapa Redstone , unidos alrededor de un tanque central más grande derivado de un cohete Júpiter . Las similitudes en el diseño y el diámetro permitirían el uso de las mismas herramientas e instalaciones utilizadas para producir los tanques anteriores, acelerando las fases de diseño y producción de la nueva etapa. ^{[ 5 ]} Contrariamente a lo que se informó a la prensa en ese momento (y que se ha propagado comúnmente desde entonces), los tanques no eran simplemente tanques Redstone y Júpiter, sino versiones mucho más largas construidas de nuevo con el mismo diámetro. ^{[ 5 ]} Sin embargo, la percepción era que la primera etapa era un conjunto de tanques de propulsor diseñados a partir de diseños de cohetes anteriores, lo que llevó a los críticos a referirse a ella en tono de broma como " La última resistencia del clúster" , un juego de palabras con el apodo de la Batalla de Little Bighorn , "La última resistencia de Custer".  

Von Braun devolvió el diseño al Departamento de Defensa en diciembre de 1957 como un Programa Nacional Integrado de Desarrollo de Misiles y Vehículos Espaciales , describiendo el nuevo diseño, entonces conocido simplemente como "Super-Júpiter". Se propusieron varias variantes, utilizando una primera etapa común agrupada y etapas superiores basadas en el Atlas o el Titan I. La ABMA favoreció al Titan, ya que la producción del Atlas era de altísima prioridad y había poca o ninguna capacidad de producción sobrante. Propusieron utilizar las herramientas existentes del Titan con un diámetro de 120 pulgadas (3,0 m) , pero alargándolas para producir una nueva etapa de 200 pies (61 m) de longitud. Un Centaur se utilizaría como tercera etapa, que se esperaba que estuviera lista para su uso operativo en 1963, justo cuando las dos etapas inferiores hubieran completado sus pruebas. El diseño resultante de tres etapas era mucho más alto y delgado que el diseño del Saturno que finalmente se construyó.  

La Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada (ARPA) se formó en febrero de 1958 como parte del Departamento de Defensa y fue la encargada de definir los requisitos. ARPA solicitó un único cambio en el diseño; preocupados por el hecho de que el E-1 aún se encontraba en una fase temprana de desarrollo, sugirieron buscar alternativas para asegurar que el cohete entrara en producción lo antes posible. ABMA respondió rápidamente con un diseño ligeramente modificado que reemplazaba los cuatro motores E-1 por ocho motores H-1 , una mejora menor del motor S-3D utilizado en los misiles Thor y Jupiter. Estimaron que el cambio de motores ahorraría alrededor de 60 millones de dólares y hasta dos años de investigación y desarrollo.

Von Braun se había referido anteriormente a los cohetes Redstone y Júpiter, utilizados como lanzadores espaciales, como Juno I y Juno II , respectivamente, y había presentado propuestas para versiones multietapa como Juno III y IV. Cambió el nombre del nuevo diseño a Juno V. El costo total de desarrollo de 850 millones de dólares (5600 millones de dólares en 2007) entre 1958 y 1963 también cubrió 30 vuelos de investigación y desarrollo, algunos con cargas útiles espaciales tripuladas y no tripuladas.

Satisfecha con el resultado, la Orden ARPA número 14-59, de fecha 15 de agosto de 1958, ordenó la creación del programa: ^{[ 6 ]}

Iniciar un programa de desarrollo para proporcionar un propulsor de gran tamaño para vehículos espaciales, con un empuje aproximado de 1.500.000 libras, basado en un conjunto de motores de cohete disponibles. El objetivo inmediato de este programa es demostrar un encendido dinámico a escala real en un sistema cautivo para finales de 1959.

A esto le siguió el 11 de septiembre de 1958 con otro contrato con Rocketdyne para comenzar a trabajar en el H-1. El 23 de septiembre de 1958, ARPA y el Comando de Misiles de Artillería del Ejército (AOMC) elaboraron un acuerdo adicional que ampliaba el alcance del programa, estableciendo: "Además del disparo dinámico cautivo..., se acuerda que este programa se extenderá para proporcionar una prueba de vuelo de propulsión de este propulsor para aproximadamente septiembre de 1960". Además, querían que ABMA produjera tres propulsores adicionales, los dos últimos de los cuales serían "capaces de colocar cargas útiles limitadas en órbita".

Von Braun tenía grandes esperanzas puestas en el diseño, pues creía que sería un excelente banco de pruebas para otros sistemas de propulsión, en particular el F-1 si este llegaba a desarrollarse. Describió los usos del Juno V como vehículo portador general para la investigación y el desarrollo de "armas espaciales ofensivas y defensivas". Se previeron usos específicos para cada una de las ramas militares, incluyendo satélites de navegación para la Armada; satélites de reconocimiento, comunicaciones y meteorológicos para el Ejército y la Fuerza Aérea; apoyo para misiones tripuladas de la Fuerza Aérea; y suministro logístico de superficie a superficie para el Ejército a distancias de hasta 6400 kilómetros. Von Braun también propuso utilizar el Juno V como base para una misión lunar tripulada dentro del Proyecto Horizonte . El Juno podía transportar hasta 9000 kg  a la órbita terrestre baja, y propuso lanzar 15 de ellos para construir una nave espacial lunar de 91 000 kg en órbita terrestre.  

Incluso en ese momento, se utilizaba el nombre "Saturno", como "el que sigue a Júpiter". Un informe inicial de ARPA señalaba: "El SATURN se considera el primer vehículo espacial real, al igual que el Douglas DC-3 fue el primer avión de pasajeros y un caballo de batalla duradero en la aeronáutica". El cambio de nombre se hizo oficial en febrero de 1959.

La formación de la NASA el 29 de julio de 1958 impulsó un esfuerzo por recopilar los programas existentes de cohetes de lanzamiento pesado y seleccionar un conjunto único de diseños para trabajos futuros. En ese momento, tanto la Fuerza Aérea como el Ejército de los EE. UU. contaban con equipos que desarrollaban este tipo de vehículos: el Saturno del Ejército y el Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) de la Fuerza Aérea. ^{[ 7 ]} El SLS utilizaba un conjunto de componentes modulares comunes con propulsores de combustible sólido y etapas superiores de hidrógeno/oxígeno para permitir una amplia variedad de configuraciones de lanzamiento y pesos de carga útil. Ambos grupos también habían desarrollado planes para bases lunares tripuladas: el Horizon de la ABMA con su método de encuentro en órbita terrestre para construir un gran cohete lunar en órbita terrestre, y el Proyecto Lunex de la Fuerza Aérea, que planeaba lanzar un único módulo de aterrizaje gigante utilizando la mayor de las configuraciones del SLS. Como si esto no fuera suficiente, los propios ingenieros de la NASA habían comenzado el diseño de su propia serie de diseños Nova , planeando utilizarla en un perfil de ascenso directo similar al enfoque de la Fuerza Aérea.

Se le pidió a Von Braun que presidiera un comité para estudiar los esfuerzos existentes y redactar recomendaciones. El comité presentó su informe el 18 de julio de 1958, comenzando con una crítica sobre cómo se había manejado mal el programa estadounidense hasta la fecha y señalando que el programa soviético estaba definitivamente por delante. Continuó describiendo cinco "generaciones" de cohetes, comenzando con el Vanguard inicial, pasando por el Juno, los ICBM como el Atlas y el Titan, diseños agrupados como el Saturn y, finalmente, el desarrollo definitivo, un grupo que utilizaba el F-1 con 6 millones de libras-fuerza (27 MN) de empuje. El informe continuó describiendo un programa de exploración tripulada utilizando estos cohetes a medida que estuvieran disponibles; Utilizando misiles balísticos intercontinentales (ICBM) existentes, una pequeña estación espacial para cuatro personas podría estar operativa en 1961; los consorcios apoyarían un alunizaje tripulado entre 1965 y 1966 y una estación espacial más grande para 50 personas en 1967, mientras que el mayor de los cohetes apoyaría grandes expediciones a la Luna en 1972, establecería una base lunar permanente entre 1973 y 1974 y lanzaría viajes interplanetarios tripulados en 1977.  

En diciembre de 1958, todos los equipos se reunieron para presentar sus diseños. La NASA seleccionó la propuesta de von Braun el 6 de enero de 1959, lo que le dio un impulso crucial. A finales de enero, la NASA delineó su programa de desarrollo completo. Este incluía las etapas superiores Vega y Centaur, así como el Juno V y sus propios cohetes Nova. El proyecto Vega fue posteriormente cancelado cuando se reveló información sobre la etapa superior Agena, hasta entonces secreta (conocida como "Hustler"), cuyo rendimiento era comparable al del diseño de la NASA.

El desarrollo del diseño del Saturno parecía transcurrir sin contratiempos. En abril de 1959, los primeros motores H-1 comenzaron a llegar a ABMA, y las pruebas de encendido se iniciaron en mayo. La construcción de las plataformas de lanzamiento del Complejo 34 comenzó en Cabo Cañaveral en junio.

Entonces, de forma totalmente inesperada, el 9 de junio de 1959, Herbert York , director de Investigación e Ingeniería del Departamento de Defensa, anunció su decisión de cancelar el programa Saturno. Posteriormente declaró que le preocupaba que el proyecto estuviera desviando fondos de ARPA de proyectos más urgentes y que, al parecer, las mejoras a los misiles balísticos intercontinentales existentes proporcionarían la capacidad de carga pesada necesaria a corto plazo. Como lo expresó el comandante de la ABMA , John B. Medaris :

Para entonces, mi nariz comenzaba a percibir un extraño olor a "pescado". Puse a mis perros de caza a trabajar para intentar averiguar qué estaba pasando y con quién teníamos que competir. Descubrimos que la Fuerza Aérea había propuesto un vehículo totalmente diferente y completamente nuevo como propulsor para Dynasoar , utilizando un conjunto de motores Titan y mejorando su rendimiento para obtener el empuje necesario en la primera etapa para el despegue. Esta criatura fue bautizada indistintamente como Super Titan o Titan C. No se había realizado ningún trabajo en este vehículo más allá de un esquema de ingeniería apresurado. Sin embargo, se afirmaba que el vehículo, en una configuración de dos o tres etapas, podría volar más rápido que el Saturn, en el que ya habíamos estado trabajando arduamente durante muchos meses. A esa propuesta se le adjuntaban fechas y estimaciones que, en el mejor de los casos, ignoraban muchos factores de costos y, en el peor, eran pura propaganda.

Para evitar la cancelación, los partidarios del Saturno del Departamento de Defensa y de la ARPA redactaron un memorándum argumentando en contra de la misma. En su contra jugaba el hecho de que ni el Ejército ni la NASA tenían ningún requisito por escrito para el cohete en ese momento. A continuación, se celebró una reunión de tres días entre el 16 y el 18 de septiembre de 1959, donde York y Dryden revisaron el futuro del Saturno y discutieron las funciones del Titan C y el Nova. El resultado fue igualmente inesperado: York accedió a aplazar la cancelación y a continuar con la financiación a corto plazo, pero solo si la NASA aceptaba hacerse cargo del equipo de la ABMA y continuar el desarrollo sin la ayuda del Departamento de Defensa. La NASA también estaba preocupada porque, al depender de terceros para sus cohetes, ponía en peligro todo su programa, y ​​se mostró muy abierta a la idea de hacerse cargo del equipo.

Durante la semana siguiente, mientras las partes continuaban las conversaciones, se llegó a un acuerdo: el equipo de von Braun en ABMA se mantendría unido y seguiría trabajando como principal desarrollador del Saturno, pero toda la organización pasaría a estar bajo la dirección de la NASA. Mediante una orden ejecutiva presidencial del 15 de marzo de 1960, ABMA se convirtió en el Centro de Vuelos Espaciales George C. Marshall (MSFC) de la NASA.

En julio de 1959, ARPA solicitó un cambio para modernizar la etapa superior con un diseño mucho más potente, utilizando cuatro nuevos motores de hidrógeno líquido/ oxígeno líquido de 20 000 lbf (89 kN) en una segunda etapa de mayor diámetro (160 pulgadas, 4,1 m) , y un Centaur mejorado con dos motores del mismo diseño para la tercera etapa. Sobre este cambio, Medaris señaló:   

Por razones económicas, habíamos recomendado, y se aprobó, que para la construcción de la segunda etapa se utilizara el mismo diámetro que la primera etapa del Titan : 120 pulgadas. Los principales costos de utillaje para la fabricación de los tanques de misiles y la estructura principal están relacionados con el diámetro. Los cambios de longitud apenas suponen un coste en utillaje. La forma en que se dividen internamente los tanques, el refuerzo interno de la estructura o el tipo de detalle estructural que se utiliza al final para acoplar la estructura a un propulsor inferior de mayor tamaño, o a una etapa superior de diferente tamaño, tienen muy poca influencia en los problemas de utillaje. Sin embargo, un cambio de diámetro plantea un importante problema en cuanto a utillaje, costes y tiempo. 

De repente, de la nada, llegó una directiva para suspender el trabajo en la segunda etapa y una solicitud de una nueva serie de estimaciones de costos y plazos, incluyendo la posibilidad de aumentar el diámetro de la segunda etapa a 160 pulgadas. Al parecer, el Dr. York había entrado en escena y había señalado que los requisitos futuros de Dynasoar eran incompatibles con el diámetro de 120 pulgadas. Había planteado la cuestión de si sería posible diseñar el Saturno de tal manera que pudiera servir como propulsor para ese proyecto de la Fuerza Aérea.

Nos quedamos atónitos. No era un problema nuevo, y no encontrábamos razón alguna para que no se hubiera considerado, de ser necesario, durante el debate entre el Departamento de Defensa y la NASA sobre qué tipo de etapas superiores debíamos utilizar. Sin embargo, nos pusimos manos a la obra rápidamente para estimar el proyecto, aceptando el diámetro de 160 pulgadas. Al mismo tiempo, se nos solicitó que presentáramos presupuestos para un programa operativo completo que impulsara el Dynasoar para un número determinado de vuelos. Como de costumbre, nos dieron dos o tres cifras, en lugar de una cantidad fija, y nos pidieron que estimáramos cada una de ellas.

Para llegar a un acuerdo, en diciembre se formó un grupo integrado por representantes de la NASA, la Fuerza Aérea, ARPA, ABMA y la Oficina de Investigación e Ingeniería del Departamento de Defensa, bajo el Comité Silverstein . Von Braun se mostraba escéptico respecto al hidrógeno líquido como combustible para la etapa superior, pero el Comité lo convenció de que era la mejor opción para el desarrollo futuro de dicha etapa. Una vez realizados estos cambios, el proyecto de propulsores de la NASA quedó completamente libre de cualquier dependencia de desarrollos militares. A partir de ese momento, cualquier tipo de etapa superior era viable, y el comité concluyó: «Si estos propulsores se aceptan para las aplicaciones más exigentes 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 exigente de las etapas intermedias».

El Comité describió varias configuraciones de lanzamiento potenciales, agrupadas en tres categorías principales. El grupo "A" correspondía a versiones de bajo riesgo similares a los diseños del Saturno propuestos antes de la reunión; el diseño original que utilizaba las etapas superiores Titan y Centaur se convirtió en el A-1 , mientras que otro modelo que reemplazaba el Titan con un conjunto de misiles balísticos de alcance intermedio (IRBM) se convirtió en el A-2 . El diseño B-1 proponía una nueva segunda etapa que reemplazaba el conjunto A-2 con un nuevo diseño de cuatro motores que utilizaba el H-1 como etapa inferior. Existían tres modelos de la serie C que reemplazaban todas las etapas superiores con etapas de hidrógeno líquido. ^{[ 8 ]}

El C-1 utilizó la etapa SI existente agrupada en la parte inferior, añadiendo la nueva etapa S-IV con cuatro nuevos motores de 15 000 a 20 000 lbf (67 a 89 kN) , y manteniendo el Centaur de dos motores en la parte superior, ahora conocido como etapa SV. El modelo C-2 añadió una nueva etapa S-III con dos nuevos motores de 150 000 a 200 000 lbf (670 a 890 kN) , manteniendo las etapas S-IV y SV en la parte superior. La configuración C-3 añadió la etapa S-II con cuatro de estos mismos motores, manteniendo solo las etapas S-III y S-IV en la parte superior. Los modelos C superaron fácilmente a los A y B, con la ventaja añadida de que eran intercambiables y podían construirse para adaptarse a cualquier requisito de carga útil.    

De estos nuevos diseños de etapas, solo la S-IV llegó a entregarse, y no en la forma que se describió en el informe del Comité. Para cumplir con los cronogramas de desarrollo, se colocó un grupo de seis motores Centaur en la nueva etapa de 220 pulgadas (5,6 m) para producir la "nueva" S-IV con un rendimiento similar al de los cuatro motores mejorados originales. Un gran número de motores pequeños es menos eficiente y más problemático que un número menor de motores grandes, y esto lo convirtió en un objetivo para una actualización temprana a un solo J-2 . La etapa resultante, la S-IVB , mejoró tanto el rendimiento que el Saturno pudo lanzar el CSM del Apolo , lo que resultó invaluable durante el Proyecto Apolo . 

Al final, el Titan C nunca se entregó, y la Fuerza Aérea optó por los Titan II con "empuje aumentado" que utilizaban cohetes de combustible sólido agrupados . Estos nuevos diseños, los Titan III , se convirtieron en el principal vehículo de lanzamiento pesado del Departamento de Defensa durante décadas, ya que su fabricación y vuelo resultaban significativamente más económicos, en parte debido al uso de propelentes hipergólicos que podían almacenarse a temperatura ambiente. Un factor importante en esta decisión fue que el Departamento de Defensa prefería tener un vehículo de lanzamiento bajo su control total en lugar de tener que compartir el Saturno con la NASA. De todos los vehículos Titan III/ IV lanzados durante sus 40 años de servicio, solo unos pocos transportaron cargas útiles de la NASA. ^{[ 9 ] [ 10 ]}

Asimismo, el desarrollo del Titan III eliminó la necesidad de los conceptos de etapas "flexibles" del Saturno, que ahora solo se pretendía utilizar para lanzamientos tripulados en el programa Apolo. Al eliminarse la necesidad de flexibilidad en la configuración de lanzamiento, la mayoría de estos diseños fueron posteriormente descartados. Solo el SV sobrevivió en su forma original. El S-IV apareció en una forma modificada y el Saturno V presentó una etapa S-II completamente diferente. El C-5 fue confirmado como la elección de la NASA para el programa Apolo a principios de 1962, y fue denominado Saturno  V. ^{[ 11 ] [ 10 ]} El C-1 se convirtió en el Saturno I. El C-1B se convirtió en el Saturno IB. ^{[ 10 ]}

El Saturno I realizó su vuelo inaugural el 27 de octubre de 1961 con una etapa superior simulada y la primera etapa parcialmente cargada de combustible. La tensión en el centro de lanzamiento era máxima, ya que ningún vehículo de lanzamiento había tenido éxito en el primer intento hasta la fecha y existía un temor generalizado a una explosión en la plataforma. Dado que el Saturno era el cohete propulsor más grande jamás lanzado, un suceso de este tipo habría sido extremadamente destructivo, posiblemente dejando el complejo de lanzamiento fuera de servicio durante seis meses.

Finalmente, estas preocupaciones se disiparon cuando el propulsor despegó y realizó un vuelo de prueba impecable. Durante los siguientes 17 meses se realizaron tres vuelos más con etapas superiores simuladas, todos ellos total o parcialmente exitosos. En dos de ellos, el S-IV se llenó de agua y se detonó a gran altitud tras la separación de las etapas para formar una nube de hielo que posteriormente fue fotografiada.

El vuelo n.º 5, en enero de 1964, fue el primero en transportar un módulo de mando y servicio (CSM) S-IV en funcionamiento, que reinició su motor en órbita para alcanzar una gran altitud, donde permanecería hasta su desintegración dos años después. Durante ese mismo año se realizaron otros dos vuelos con módulos de mando y servicio (CSM) Apolo estándar.

Para entonces, la llegada del Titan III había despojado al Saturno de su función como lanzador del Departamento de Defensa y, con el Saturno IB, más nuevo y mejorado, en desarrollo (ya que el módulo de mando y servicio del Apolo resultó ser más pesado de lo previsto inicialmente y, por lo tanto, necesitaba un vehículo de lanzamiento más potente), el propulsor quedó rápidamente obsoleto y no se le pudo encontrar ninguna utilidad práctica.

La tercera etapa SV se desarrolló como la etapa del cohete Centaur. Se utilizó en cuatro misiones inactivas a bordo del Saturno I con los tanques llenos de agua. Nunca participó en una misión activa. La SV se convertiría en la etapa superior de los vehículos de lanzamiento Atlas-Centaur y Titan III, así como de sus derivados.

La primera etapa del SI estaba propulsada por ocho motores cohete H-1 que quemaban combustible RP-1 con oxígeno líquido (LOX) como oxidante. Los tanques de propulsión consistían en un tanque cohete Júpiter central que contenía LOX, rodeado por un grupo de ocho tanques cohete Redstone : cuatro pintados de blanco, que contenían LOX; y cuatro pintados de negro, que contenían el combustible RP-1. Los cuatro motores exteriores estaban montados sobre cardanes , lo que permitía orientarlos para guiar el cohete. En los vehículos Block II (SA-5 a SA-10), ocho aletas proporcionaban estabilidad aerodinámica durante el vuelo a través de la atmósfera.

Características generales

• Longitud: 80,3 pies (24,5  m)
• Diámetro: 21,4 pies (6,5  m)

Motor

• 8 × H-1
  • Empuje: 1.500.000 libras-fuerza (6.700  kN)
  • Tiempo de combustión: 150 segundos
  • Combustible: RP-1 / LOX

La segunda etapa del S-IV estaba propulsada por seis motores cohete RL10 que utilizaban hidrógeno líquido (LH₂ ₎ como combustible y oxígeno líquido (LOX) como oxidante, montados sobre cardanes. Los tanques de propulsor empleaban un único mamparo común para separar los tanques de LOX y LH₂ _, lo que suponía un ahorro del 20 % en el peso estructural, además de la longitud y la complejidad de construcción asociadas.

Características generales

• Longitud: 40 pies (12  m)
• Diámetro: 5,5 metros (18 pies  )

Motor

• 6 × RL10
  • Empuje: 90 000 libras-fuerza (400  kN)
  • Tiempo de combustión: ~410 segundos
  • Combustible: LH ₂ / LOX

Los vehículos Saturno I Bloque I (SA-1 a SA-4) eran guiados por instrumentos alojados en contenedores sobre la primera etapa SI, e incluían la plataforma estabilizada ST-90, fabricada por Ford Instrument Company y utilizada en el misil Redstone. ^{[ 15 ]} Estos primeros cuatro vehículos siguieron trayectorias balísticas no orbitales, y las etapas superiores simuladas no se separaron de la única etapa propulsada.

Los vehículos Block II (SA-5 a SA-10) incluían dos etapas propulsadas y entraron en órbita. A partir del SA-5, los instrumentos de guiado se transportaban en la unidad de instrumentos (IU) , justo delante de la etapa S-IV. La primera versión de la IU tenía 154 pulgadas (3,9 m) de diámetro y 58 pulgadas (150 cm) de altura, y fue diseñada y construida por el Centro de Vuelos Espaciales Marshall . Los componentes de guiado, telemetría, seguimiento y alimentación estaban contenidos en cuatro contenedores cilíndricos presurizados unidos como radios a un cubo central. ^{[ 16 ]} Esta versión voló en los SA-5, SA-6 y SA-7.  

MSFC voló la versión 2 de la IU en los SA-8, SA-9 y SA-10. La versión 2 tenía el mismo diámetro que la versión 1, pero solo 34 pulgadas (86 cm) de altura. En lugar de contenedores presurizados, los componentes se colgaron en el interior de la pared cilíndrica, logrando una reducción de peso. ^{[ 17 ]} 

El ordenador de guiado del Bloque II era el IBM ASC-15 . Otros instrumentos que llevaba la IU incluían componentes activos, que guiaban el vehículo; y componentes secundarios, que transmitían datos a tierra para su prueba y evaluación, preparándolos para vuelos posteriores. La plataforma estabilizada ST-90 era la IMU activa para la misión SA-5 y la primera etapa de la SA-6. La ST-124 era la unidad de medición inercial (IMU) secundaria en la SA-5 y activa para la segunda etapa de la SA-6 y misiones posteriores. La IU disponía de una ventana óptica para permitir la alineación de la plataforma inercial antes del lanzamiento.

La etapa SV estaba diseñada para ser impulsada por dos motores RL-10A-1 que quemaban hidrógeno líquido como combustible y oxígeno líquido como oxidante. Los tanques de propulsor utilizaban un mamparo común para separar los propelentes. La etapa SV voló cuatro veces ^{[ 18 ]} en las misiones SA-1 a SA-4 . En las cuatro misiones, los tanques de la SV se llenaron con agua para usarla como lastre durante el lanzamiento. La etapa nunca voló en una configuración activa en ningún vehículo de lanzamiento Saturno. Esta etapa también se utilizó en el Atlas-LV3C como Centaur, cuyos derivados modernos todavía se utilizan hoy en día, lo que la convierte en la única etapa de cohete Saturno que sigue en funcionamiento.

Características generales

• Longitud: 29,9 pies (9,1  m)
• Diámetro: 10 pies (3,0  m)

Motor

• 2 × RL10
  • Empuje: 29.899 libras-fuerza (133,00  kN)
  • Tiempo de combustión: ~430 segundos
  • Combustible: LH ₂ / LOX

SA-T Primera etapa de prueba estática del Saturno I. Fabricada en el Centro de Vuelos Espaciales Marshall, se utilizó en varias pruebas de encendido estático del MSFC desde 1960, luego se envió y se utilizó en la Instalación de Ensamblaje Michoud para pruebas de ajuste, antes de ser devuelta a Alabama. Ahora se exhibe horizontalmente, junto a la torre de pruebas estáticas en el Centro de Vuelos Espaciales Marshall. En 2019, se informó que la NASA había puesto esta etapa a disposición para su donación a una organización, con la única condición de una "tarifa de envío" de aproximadamente $250,000 para cubrir los costos de transporte. ^{[ 20 ]}

Al parecer, sin que ninguna institución cualificada presentara consultas para obtener la etapa SA-T, el acelerador fue demolido alrededor del 4 de abril de 2022. ^{[ 21 ]}

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  SA-T, ubicado en el lado norte del banco de pruebas estáticas del MSFC, 1965.
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  SA-T en MSFC
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  Foto alternativa de SA-T en MSFC.
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  Banco de pruebas estáticas MSFC, SA-T en la parte inferior derecha.
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  Banco de pruebas estáticas del MSFC, con el SA-T a la izquierda.

SA-D Saturn I Block 1 Vehículo de prueba dinámica. Fabricado en MSFC, utilizado en varias pruebas dinámicas de MSFC hasta 1961. ^{[ 22 ]} Ahora se exhibe en posición vertical con una etapa superior simulada en el jardín de cohetes cerca de la sede de MSFC, junto con varios ejemplos de vehículos históricos como el cohete V-2 (A4), Redstone, Jupiter-C y Jupiter IRBM.

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  El SA-D se encuentra al fondo, entre otros cohetes desarrollados en el MSFC.
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  La NASA traslada el adaptador de la etapa del vehículo de lanzamiento SLS, con SA-D en la parte trasera.

El SA-D5 Block 2 Dynamic Test Vehicle consta de la etapa propulsora SI-D5 y la etapa superior hidrostática/dinámica S-IV-H/D, utilizada en pruebas en el banco de pruebas dinámico del MSFC en 1962. También fue enviado y utilizado para verificación en LC-37B en Cabo Cañaveral en 1963. Fue devuelto a Alabama y modificado para su uso como etapa de prueba dinámica S-IB. Donado por la NASA/MSFC al estado de Alabama al mismo tiempo que el Saturn V Dynamic Test Vehicle , ahora se exhibe en posición vertical en el US Space and Rocket Center (anteriormente Alabama Space and Rocket Center), Huntsville, Alabama, donde se ha convertido en un punto de referencia local muy conocido.

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  SA-D5 (izquierda) en el Centro Espacial y de Cohetes de Alabama, 1970
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  SA-D5 (izquierda) en el Centro Espacial y de Cohetes de EE. UU., 2011.
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  SA-D5 en el Centro Espacial y de Cohetes de EE. UU., 2017.

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• Cadbury, Deborah (2006). Carrera espacial: La épica batalla entre Estados Unidos y la Unión Soviética por el dominio del espacio . Nueva York: Harper Collins Publishers. ISBN 978-0-06-084553-7.
• Dawson, Virginia P.; Bowles, Mark D. (2004). Domando el hidrógeno líquido: El cohete de etapa superior Centaur 1958-2002 (PDF) . Serie de historia de la NASA. Washington: NASA. ISBN 978-0-16-073085-6Archivado del original (PDF) el 29 de septiembre de 2006.
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• Memorando Técnico X-881 de la NASA - Descripción de los Sistemas Apolo, Vol. II - Vehículos de lanzamiento Saturno (PDF)