Saturno I SA-3

Saturno-Apolo 3 ( SA-3 ) fue el tercer vuelo del vehículo de lanzamiento Saturno I , el segundo vuelo del Proyecto Highwater y parte del programa estadounidense Apolo . El cohete fue lanzado el 16 de noviembre de 1962 desde Cabo Cañaveral , Florida.

Los componentes del vehículo de lanzamiento Saturno I fueron entregados a Cabo Cañaveral por la barcaza Promise el 19 de septiembre de 1962, ^{[1] : 6} pero la erección del propulsor de la primera etapa sobre su pedestal de lanzamiento se retrasó hasta el 21 de septiembre debido a una depresión tropical que se movió sobre la península de Florida. ^[2] La segunda y tercera etapas ficticias (S-IV y SV) y la carga útil se ensamblaron en el propulsor el 24 de septiembre. ^{[1] : 6} El agua de lastre se cargó en las etapas ficticias el 31 de octubre y el combustible RP-1 se cargó el 14 de noviembre. ^{[1] : 6}

Para este lanzamiento, el director de Cabo Cañaveral, Kurt Debus, pidió al director del Centro Marshall de Vuelos Espaciales, Wernher von Braun , que supervisaba el proyecto Saturno, que no se permitiera el ingreso de visitantes externos a las instalaciones de la NASA debido a las tensiones en curso por la Crisis de los Misiles de Cuba . ^[2]

El lanzamiento del Saturno-Apolo 3 se produjo a las 17:45:02 del 16 de noviembre de 1962 desde el Complejo de Lanzamiento 34. [ ^3] La única interrupción en la secuencia de cuenta regresiva fue de 45 minutos debido a un fallo de energía en el equipo de apoyo terrestre. ^[4] Esta misión fue la primera vez que el cohete Saturno I se lanzó con una carga completa de propulsor, transportando aproximadamente 750.000 libras (340.000 kg) de combustible. ^{[2] [5] [6]}

Los cuatro motores H-1 internos del vehículo se apagaron a los 2 minutos 21,66 segundos después del lanzamiento y a una altitud de 38,19 millas (61,46 km), y sus cuatro motores externos se apagaron a los 2 minutos 29,09 segundos y 44,19 millas (71,11 km); ambos conjuntos ardieron un poco más de lo estimado inicialmente, alcanzando una velocidad máxima de 4.046 millas por hora (6.511 km/h). ^{[1] : 10} El vehículo continuó avanzando hasta una altitud de 103,91 millas (167,22 km) y un alcance de 131,36 millas (211,41 km), momento en el que, 4 minutos 52 segundos después del lanzamiento, ^{[1] : 10} los funcionarios enviaron un comando de terminación al cohete, detonando varias cargas que provocaron la destrucción de las etapas ficticias del vehículo. ^{[3] [7]} La ​​primera etapa permaneció intacta, ^{[1] : 66} aunque sin control, hasta que impactó el Océano Atlántico a unas 270 millas (430 km) de su sitio de lanzamiento. ^[6]

Los objetivos principales del SA-3 fueron muy similares a los de los dos vuelos anteriores del Saturno I, ya que se trataba principalmente de una prueba del propulsor de primera etapa (SI) y sus motores H-1. Según el informe de la NASA Results of the Third Saturn 1 Launch Vehicle Test Flight , el SA-3 tenía como objetivo probar cuatro áreas: el propulsor, el equipo de apoyo en tierra, el vehículo en vuelo y el Proyecto Highwater. ^{[1] : 3}

La prueba del cohete propulsor abarcó el sistema de propulsión, el diseño estructural y los sistemas de control. La prueba de apoyo en tierra abarcó las instalaciones y el equipo utilizados en el lanzamiento, incluidos los sistemas de propulsión, el equipo de verificación automática, la plataforma de lanzamiento y las torres de apoyo. La prueba del vehículo en vuelo midió la aerobalística, que confirmó los valores de las características aerodinámicas como la estabilidad y el rendimiento; la propulsión, que aseguró que los motores pudieran proporcionar suficiente empuje para propulsar el vehículo a la velocidad y trayectoria correctas, así como proporcionar datos sobre el rendimiento de los ocho motores durante el vuelo; la estructural y mecánica, que proporcionó mediciones de los niveles de estrés y vibración del vehículo a lo largo de todas las fases del vuelo; y la guía y el control, que demostraron que los sistemas de la nave espacial podían proporcionar información precisa sobre la orientación y la velocidad. ^{[1] : 3}

El cuarto objetivo, el Proyecto Highwater, fue un experimento que ya se había llevado a cabo en el SA-2 . Este implicó la liberación intencional de agua de lastre de la segunda y tercera etapas, lo que permitió a los científicos investigar la naturaleza de la ionosfera de la Tierra , así como las nubes noctilucentes y el comportamiento del hielo en el espacio. ^[8]

Para el Proyecto Highwater, los tanques de las etapas superiores ficticias del SA-3 se llenaron con 192.528 libras (87.329 kg) de agua, aproximadamente 22.900 galones estadounidenses (87.000 L; 19.100 imp gal), que se utilizó para simular la masa de las futuras cargas útiles de Saturno. ^{[1] : 3, 66} El agua se dividió aproximadamente a la mitad entre las dos etapas ficticias. Cuando se envió la orden de terminación al cohete, las cargas de Primacord dividieron ambas etapas longitudinalmente, liberando instantáneamente su carga de agua. ^[8] El experimento fue seguido por cámaras y otros equipos en tierra y en aeronaves. ^[7] Los observadores en Cabo Cañaveral informaron que la nube de hielo fue visible durante unos tres segundos y tenía "varias millas de ancho". ^{[6] [7]}

La NASA declaró que todos los objetivos de ingeniería del vuelo se habían logrado, ^[9] a pesar de problemas ocasionales con la telemetría durante el vuelo y de que algunos datos de medición eran inutilizables o solo parcialmente utilizables. ^{[1] : 3} El Proyecto Highwater en el SA-3 también fue declarado exitoso, ^{[1] : 3} aunque nuevamente los problemas de telemetría produjeron resultados cuestionables. ^[9]

El informe de resultados de la NASA afirma que se incluyeron diez pruebas especiales en el vuelo SA-3, todas centradas en tecnologías y procedimientos destinados a ser utilizados en futuras misiones Apolo.

Propulsión

Como se mencionó anteriormente, el SA-3 fue el primer vuelo Apolo que llevó una carga completa de combustible, en comparación con los vuelos anteriores que llevaban aproximadamente el 83% de la capacidad máxima. Esto tuvo el efecto de probar la reacción del cohete a una aceleración más lenta y un tiempo de vuelo más prolongado en la primera etapa. ^[2] También en esta misión, se permitió que los motores externos funcionaran hasta que se agotara el oxígeno líquido (LOX) del cohete, en lugar de los cortes cronometrados de los vuelos anteriores. ^[5]

El SA-3 también contó con el primer uso de retrocohetes en el hardware Apollo. Estos eran la única parte funcional del SA-3 de lo que se convertiría en el sistema de separación de etapas SI/S-IV, que separaría las dos etapas en misiones posteriores. Estos cuatro pequeños cohetes sólidos estaban ubicados a 90 grados de distancia alrededor de la parte superior de la etapa SI, con sus boquillas apuntando hacia arriba. A los 2 minutos 33,66 segundos después del lanzamiento, los cohetes se encendieron durante aproximadamente 2,1 segundos. Una pequeña desalineación de los cohetes provocó un giro del vehículo de 4,3 grados por segundo, lo que provocó que las plataformas inerciales ST-90 y ST-124P de la nave espacial fallaran después de 15 grados de rotación. Esto se consideró incidental al vuelo y no afectó al éxito de la misión. ^{[1] : 17–18}

Instrumentación

La plataforma inercial ST-124P ('P' de prototipo) era un componente del sistema de guía y control, y contenía giroscopios y acelerómetros que enviaban información a las computadoras de control. ^{[1] : 32} Una vez fuera de la atmósfera, esta información proporcionaba señales de dirección a los motores cardánicos. ^[10] Durante SA-3, esta plataforma era un componente inactivo; mientras funcionaba y era monitoreada durante el vuelo, no tenía control sobre el vehículo, y solo se usaba para comparar el rendimiento con la plataforma ST-90, entonces estándar, que también era un componente inactivo para el vuelo. ^{[1] : 1, 29} Para esta misión, ambas plataformas estaban ubicadas en la interetapa entre SI y S-IV; ^{[5] Los vehículos} Saturn IB y Saturno V tendrían una en la Unidad de Instrumentos encima de la etapa S-IVB. ^[11]

Se incluyeron dos nuevos transmisores en el SA-3. El enlace de datos modulado por código de pulsos (PCM) transmitía datos digitales, que serían vitales para proporcionar procedimientos automatizados de verificación y lanzamiento de naves espaciales en vuelos futuros. ^[2] La unidad operaba con una alta intensidad de señal, lo que indicaba que proporcionaría datos muy precisos. ^{[1] : 60} También se probó un enlace de radio de frecuencia ultraalta (UHF) en el SA-3. Se utilizaría para transmitir mediciones de sensores que no podían transmitirse de manera efectiva a frecuencias más bajas. ^[2] El sistema funcionó satisfactoriamente y la documentación posterior al vuelo indicó que los ingenieros podrían ampliar su función para la transmisión de telemetría en el futuro. ^{[1] : 60}

Durante el vuelo se probó un panel de antena del Bloque II. Ubicado entre los tanques de combustible, proporcionó una potencia de señal más fuerte y más constante que el panel del Bloque I. ^{[1] : 60}

Las mediciones de temperatura de la etapa ficticia S-IV y del carenado entre etapas se llevaron a cabo con dieciocho sondas de temperatura, llamadas termopares . Estas se utilizaron para detectar cambios de temperatura alrededor de las protuberancias en la superficie de la etapa y en el área de los retrocohetes durante el funcionamiento. Para la etapa S-IV, las temperaturas estaban dentro de los niveles esperados, aunque se encontró una tasa de calentamiento de alrededor del doble de la prevista. En la etapa intermedia, durante el encendido de los retrocohetes, se observó una temperatura máxima de 315 °C (599 °F), lo que indica que algo desconocido puede haber causado una lectura anormalmente alta. ^{[1] : 53}

Ingeniería y equipos de tierra

Un solo panel de aislamiento térmico Block II M-31, junto con uno de los calorímetros de la nave espacial , se montó en la base de la primera etapa, junto a los motores. Esta prueba midió el flujo de calor a través del nuevo aislamiento en comparación con el material que se utiliza normalmente en los vuelos del Saturno I Block I. ^{[1] : 49–51}

Se realizó un estudio de presión dinámica para el programa Centaur , en el que se montaron dos paneles de aluminio en el adaptador de carga útil sobre la etapa SV y se equiparon con 11 sensores de presión. Este estudio se realizó debido a la falla del primer vehículo Centaur que voló, que se sospecha que fue resultado de un entorno de presión adversa alrededor del hombro del vehículo. La prueba descubrió que se formó una región de presión muy baja justo detrás del hombro mientras el vehículo estaba a Mach 0,7. ^[12]

Finalmente, se utilizaron por primera vez una nueva torre umbilical de 240 pies (73 m) y un brazo oscilante del Bloque II en preparación para futuros vuelos del Saturno I del Bloque II. ^{[1] : 66  [5]}

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