Comité Silverstein

El Comité de Evaluación del Vehículo Saturno , más conocido como el Comité Silverstein , fue una comisión del gobierno estadounidense creada en 1959 para recomendar directrices específicas que la NASA podría adoptar con el programa del cohete Saturno . ^{[ 1 ]} El comité estuvo presidido por Abe Silverstein , un ingeniero veterano de la NASA, con la intención expresa de seleccionar las etapas superiores del Saturno tras un desacuerdo surgido entre la Fuerza Aérea y el Ejército sobre su desarrollo. Durante las reuniones, los miembros del Comité esbozaron varios diseños potenciales, incluyendo la solución de bajo riesgo que von Braun estaba desarrollando con fuselajes de misiles balísticos intercontinentales (ICBM) existentes , así como versiones que utilizaban etapas superiores completamente nuevas, diseñadas para aprovechar al máximo la etapa propulsora. Las ventajas de utilizar nuevas etapas superiores fueron tan grandes que el comité convenció a un von Braun inicialmente escéptico, y el futuro del programa Saturno cambió para siempre.

En 1957, el Departamento de Defensa (DoD) publicó una serie de requisitos para un nuevo cohete propulsor pesado destinado a misiones que comenzarían a principios de la década de 1960. En aquel entonces, las tres ramas de las Fuerzas Armadas de EE. UU. estaban desarrollando sus propios cohetes, lo que generó importantes disputas internas sobre la prioridad de los desarrollos futuros. En 1956, la Fuerza Aérea de EE. UU. obtuvo la concesión de que la cohetería de largo alcance era su competencia, incluyendo todos los misiles tierra-tierra con un alcance superior a 320 km (200 millas) . Sin embargo, el acuerdo no abarcaba "otras funciones", y los proyectos existentes en la Armada y el Ejército continuaron como hasta entonces. 

La Fuerza Aérea se encontraba en pleno desarrollo de su proyecto Dyna-Soar y diseñaba un nuevo propulsor para su lanzamiento, conforme a su requisito "SLV-4". Su principal respuesta a este requisito fue un misil Titan II equipado con una nueva etapa superior de combustión de hidrógeno, el Titan C. El diseño resultante tenía una apariencia algo abultada; dado que el combustible de hidrógeno requería grandes tanques, la etapa superior tenía un diámetro de 4100 mm (160 pulgadas ) , en comparación con los 3000 mm (120 pulgadas) del Titan II. Otros equipos dentro de la Fuerza Aérea también desarrollaban el concepto del Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) , que combinaba el mismo Titan II con varios cohetes de combustible sólido como "etapa cero". Al combinar diferentes cantidades y tamaños de estos cohetes, el conjunto de lanzamiento podía ajustarse a diferentes cargas útiles. El equipo del SLS también delineó una ruta de desarrollo para una misión lunar tripulada dentro de su propuesta del Proyecto Lunex , utilizando el Titan con cuatro cohetes de combustible sólido para probar el vehículo de reentrada desde la órbita terrestre, y etapas completamente nuevas de combustible sólido y líquido para vuelos a la Luna.  

Para cumplir con el mismo requisito del Departamento de Defensa para un lanzador espacial pesado, el equipo del Ejército en la Agencia de Misiles Balísticos del Ejército (ABMA), bajo la dirección de un equipo liderado por Wernher von Braun, estudió varios diseños que agrupaban fuselajes de misiles existentes y añadían opcionalmente nuevos motores. La serie de diseños incluía el "Super-Titan", el "Super-Atlas" y el "Super-Jupiter". Este último se convirtió rápidamente en su foco principal, ya que consistía en tecnología desarrollada en la ABMA, mientras que el Atlas y el Titan eran diseños de la Fuerza Aérea que sufrían prolongados problemas de desarrollo. El diseño del Super-Jupiter se basaba casi por completo en equipos existentes, utilizando un grupo de misiles Redstone y Jupiter para formar una etapa inferior impulsada por un nuevo motor, con una etapa superior adaptada del Titan. Su propuesta era mucho más simple y de menor riesgo que la de la Fuerza Aérea, que requería el desarrollo de una nueva etapa superior de combustión de hidrógeno. Al igual que el equipo de la Fuerza Aérea, la ABMA también esbozó su visión de una misión lunar tripulada como Proyecto Horizonte , utilizando quince de estos cohetes para construir un vehículo grande en órbita terrestre.

La recién creada Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada (ARPA), encargada del desarrollo del lanzador, apoyó el diseño de ABMA. Su única preocupación era que los nuevos motores pudieran representar un riesgo, sugiriendo en su lugar mejoras más moderadas de los motores existentes. ABMA adaptó rápidamente el diseño para utilizar ocho motores derivados del S-3D del Jupiter como el H-1 , en lugar de los cuatro E-1 propuestos en el diseño original. ARPA quedó satisfecha 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 encendido del H-1 tuvo lugar en diciembre y ya se había completado una maqueta del propulsor. Originalmente conocido como Super-Jupiter, el diseño pasó a llamarse Juno V durante su desarrollo, y el 3 de febrero un memorándum de ARPA renombró oficialmente el proyecto como Saturno.

Poco después, la recién creada NASA también expresó su interés en el diseño del 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 (ICBM) existentes como lanzadores, el desarrollo tecnológico para el programa lunar se basaría en el Saturno, y la misión lunar de ascenso directo utilizaría el enorme cohete Nova , que entonces estaba en fase de diseño en la NASA. Poco después, el 9 de junio de 1959, Herbert York , director del Departamento de Investigación e Ingeniería de Defensa, anunció su decisión de cancelar el programa Saturno. York consideraba que el Departamento de Defensa no debía financiar un cohete cuyo único propósito concreto era apoyar un programa espacial civil. Se organizó una reunión para "salvar" el programa, lo que resultó en la transferencia del programa Saturno, junto con toda la ABMA, a la NASA.

A petición 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, y posteriormente 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 consistía en que el grupo formulara recomendaciones para el desarrollo del cohete Saturno, específicamente en lo referente a la selección de las configuraciones de la etapa superior. El estudio también debía centrarse en cuatro áreas principales: determinar las misiones y cargas útiles deseadas, identificar posibles problemas con el desarrollo técnico, determinar el costo y el tiempo de desarrollo, y comparar el crecimiento futuro en el rendimiento del vehículo. ^{[ 2 ] [Nota 1]}

No obstante, la Fuerza Aérea continuó presionando en el proceso de desarrollo. En diciembre, ABMA, que aún formaba parte del Ejército, recibió una orden para cambiar la etapa superior del Saturno, pasando del vehículo derivado del Titan con un diámetro de 120 pulgadas a uno nuevo con un diámetro de 160 pulgadas, lo que requeriría un desarrollo considerablemente mayor. La etapa de 160 pulgadas de diámetro era la misma que la etapa superior del Titan C, y al realizar este cambio en el Saturno, el Departamento de Defensa tendría dos diseños de etapa superior en competencia para el requisito SLV-4, además de permitir que el Saturno lanzara el Dyna-Soar si fuera necesario. ABMA ya estaba probando los motores para su etapa superior derivada del Titan y se mostró molesta con esta nueva solicitud.

Se organizó una reunión de todas las partes involucradas bajo la dirección de Abe Silverstein, cuyos esfuerzos previos fueron fundamentales para que Saturno fuera seleccionado para las misiones de la NASA. El grupo enumeró tres misiones para el vehículo inicial Saturno: misiones lunares y de espacio profundo no tripuladas con una carga útil de escape de aproximadamente 10 000 libras (4500 kg) ; cargas útiles de 5000 libras (2300 kg) a órbita geoestacionaria ; y misiones de naves espaciales tripuladas de aproximadamente 10 000 libras (4500 kg) en órbitas bajas, como Dyna-Soar. ^{[ 2 ]}   

Para que tales misiones a gran altitud fueran viables, el rendimiento de las etapas superiores sería fundamental. Cada libra utilizada en la etapa o su combustible implicaría una cantidad menor de carga, dada cualquier etapa propulsora (primera etapa) en particular. Dado que lo que necesitaban era una buena relación potencia-peso , las etapas superiores basadas en hidrógeno líquido parecían ser la única opción viable : el bajo peso del combustible compensa cualquier dificultad en su manejo. La propuesta del Saturno siempre había incluido una etapa de este tipo para la inserción orbital, el Centauro , una etapa de combustión de hidrógeno derivada del misil balístico intercontinental Atlas .

Para las etapas intermedias, los diseñadores tenían algo más de flexibilidad. Los miembros del Comité delinearon varias soluciones posibles agrupadas en tres clases diferentes: clase "A", clase "B" y clase "C". Común a las tres clases, con la excepción de la propuesta C-3, era la nueva primera etapa que consistía en un grupo de ocho motores H-1 acoplados al grupo de tanques Jupiter/Redstone, que se convertiría en la etapa SI , así como la etapa superior Centaur de dos motores . Los diseños de clase "A" eran las soluciones de bajo riesgo; el diseño actual de von Braun se convirtió en el A-1 , que consistía en una segunda etapa Titan 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 misiles balísticos de alcance intermedio Thor . Aunque los vehículos de clase "A" habrían tenido la disponibilidad de vuelo más temprana debido a la utilización de hardware existente, no lograron cumplir con las dos primeras misiones del cohete Saturno. Además, las etapas superiores de 120 pulgadas suponían una posible debilidad estructural, y la mejora propuesta a 160 pulgadas limitaría el potencial de crecimiento, lo que contravendría la cuarta solicitud de la directiva original.

El único diseño de clase "B" considerado por el comité, el B-1 , consistía en un diseño de cuatro etapas con la primera etapa SI mencionada anteriormente y la cuarta etapa Centaur. La segunda etapa sería un diseño completamente nuevo de 220 pulgadas de LOX/RP-1 que utilizaría cuatro de los motores H-1 empleados en la primera etapa, junto con una nueva tercera etapa de cuatro motores derivada del Centaur pero con un diámetro de 220 pulgadas. Si bien el vehículo B-1 cumplía con los requisitos de la misión, el desarrollo de la nueva segunda etapa habría sido demasiado costoso y habría requerido demasiado tiempo.

Los diseños de clase "C" utilizaban hidrógeno líquido en todas las etapas superiores. El C-1 constaría del propulsor SI existente, una nueva etapa S-IV de Douglas Aircraft de 220 pulgadas impulsada por cuatro versiones mejoradas de los motores Centaur con un empuje de 15 000 lbf (67 kN) a 20 000 lbf (89 kN) por motor, y un Centaur modificado que utilizaba los mismos motores como 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 150 000-200 000 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) ya sea reemplazando los cuatro motores centrales H-1 por un motor F-1 o mejorando la potencia de los ocho motores H-1.          

• Variantes del Saturno C
• 
  Saturno C-1
• 
  Saturno C-2
• 
  Saturno C-3

El análisis de los resultados sugirió claramente que los modelos C eran los únicos viables, ya que ofrecían un rendimiento muy superior a cualquier otra combinación y una gran flexibilidad al permitir la combinación de las etapas para cualquier necesidad de lanzamiento específica. Además, al desarrollar el cohete de forma modular, se lograría la máxima fiabilidad del vehículo, dado que cada nueva etapa se añadiría a las etapas ya probadas y contrastadas.

Así pues, la decisión no se basó en el rendimiento, que estaba claramente establecido, sino en el riesgo de desarrollo. El Saturno siempre se había diseñado para ser lo más arriesgado posible; los únicos componentes realmente nuevos eran una pequeña mejora del motor de la etapa inferior y el Centauro como etapa superior. Desarrollar etapas de combustión de hidrógeno completamente nuevas para todo el conjunto aumentaría el riesgo de que un fallo en cualquiera de los componentes pudiera interrumpir todo el programa. Pero, como señalaron los miembros del Comité: «Si estos propulsores se aceptan 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 exigente de las etapas intermedias». Von Braun se convenció; el desarrollo del diseño actual continuaría como plan B, pero el futuro del Saturno se basaba en el hidrógeno y se adaptaba exclusivamente 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 probabilidades de cumplir con el cronograma mejoraron con dos decisiones de la administración Eisenhower en enero de 1960. El proyecto Saturno recibió la calificación DX, que designaba un programa de máxima prioridad nacional, lo que otorgaba a los directores del programa un estatus privilegiado para obtener materiales escasos. Más importante aún, la administración accedió a la solicitud de la NASA de fondos adicionales. El presupuesto del Saturno para el año fiscal 1961 se incrementó de 140 millones de dólares a 230 millones de dólares. 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.

Los cohetes Saturno C descritos en el informe del Comité Silverstein nunca se construyeron. Tan pronto como el Saturno se convirtió en un diseño de alto rendimiento optimizado por la NASA, el Departamento de Defensa perdió interés en él para sus propias necesidades. El desarrollo del Titano continuó para estas funciones y, como resultado, la flexibilidad que ofrecían las diversas etapas intermedias del modelo Saturno C simplemente dejó de ser necesaria y, finalmente, se abandonaron.

De la recomendación original, solo sobrevivió la primera etapa SI y la más pequeña de las nuevas etapas superiores, la S-IV. Originalmente, se pretendía que la S-IV estuviera equipada 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 nuevo motor más grande, el J-2 , ya estaba en desarrollo para reemplazarlos. El diseño original de la S-IV, de 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 fue reemplazada por la S-IVB con motor J-2 del Saturn IB .

1. ^{^} El texto completo de la solicitud se puede encontrar en el Apéndice del Informe Técnico Resumen Semestral sobre las Órdenes ARPA 14-59 y 47-59.

Hasta 1963, los Saturnos se clasificaban con una C seguida de un número arábigo. Generalmente se asume que la C significaba configuración; pero según el Spaceport News del Centro Espacial Kennedy (17 de enero de 1963), los ingenieros del MSFC la usaban para designar "conceptos" de vehículos. El Saturno C-1 denotaba el concepto del propulsor S-1 con etapas superiores que utilizaban hidrógeno líquido como propulsor. Los C-2, C-3 y C-4 eran conceptos de diseño que precedieron al cohete lunar C-5 (Saturno V). Para obtener más información sobre los orígenes del Saturno, véase John L. Sloop, Liquid Hydrogen as a Propulsion Fuel, 1945-1959, NASA SP-4404 , en prensa, cap. 12.

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