"Stages to Saturno, una historia tecnológica de los vehículos de lanzamiento Apolo / Saturno" por Roger E Bilstein (también NASA SP-4206, disponible en http://history.nasa.gov/SP-4206/contents. htm y en otros lugares) es una gran referencia sobre las decisiones de diseño en los cohetes Saturno V. Una de las cosas que observa varias veces es que los propelentes criogénicos causan problemas de congelación con los otros propelentes.

La etapa I del Saturn V es LOX y RP1. Del Capítulo 7 (pág. 191 del libro):

El problema especial del tanque de LOX involucraba las líneas de alimentación que conducían a los motores sedientos a unos 15 metros por debajo de los tanques de combustible. Para hacer el trabajo, el S-IC usó cinco líneas de succión LOX, que llevaban oxidante a los motores a 7300 litros (2000 galones) por segundo. Para lograr tasas de flujo tan altas, las líneas no se pueden doblar alrededor del exterior del tanque de combustible; por lo tanto, los diseñadores los pasaron directamente al corazón del tanque de combustible. Esto, a su vez, causó considerables problemas de fabricación, porque significó cinco orificios adicionales tanto en la parte superior como en la inferior del tanque de combustible y presentó la dificultad de evitar el combustible congelado alrededor de las líneas de LOX súper frías. La solución de ingeniería en esto incluyó un sistema de túneles, cada uno con una línea LOX, especialmente diseñado para transportar una capa efectiva de aire aislante. Aun así, las líneas circundantes de combustible más calientes crearon algunas dificultades térmicas para mantener las líneas LOX adecuadamente frías. Entonces, el S-IC usó parte de su helio suministrado desde el suelo para burbujear a través de las líneas de LOX y mantuvo el líquido mezclado a una temperatura lo suficientemente baja para evitar la ebullición y el géiser destructivos, o la creación de cavidades igualmente destructivas en las bombas de LOX.

Entonces, en el S-I (Saturn V Stage 1), desea evitar convertir el RP-1 en un granizado mientras sigue entregando LOX a los motores como líquido. El S-II (Saturn V Stage 2) en realidad tiene un diseño térmico similar a su manera, pero el elemento más frío (ahora LH2) en el escenario se apila de nuevo encima y fluye más allá del elemento más cálido (ahora LOX).

Podría jurar que hay frases en este sentido que no encuentro en esta lectura, pero la idea básica es que si congelas las cosas en las líneas, el cohete está acabado, pero si estás fluyendo frío líneas más allá de un tanque más caliente, es probable que el equilibrio de la transferencia de calor mantenga sus líneas frías ligeramente calientes y su tanque caliente ligeramente frío, y todo seguirá funcionando.

De Sutton, "Rocket Propulsion Elements", edición de 1976:

Los tanques se pueden organizar de varias formas y el diseño del tanque se puede utilizar para ejercer cierto control sobre el cambio en el ubicación del centro de gravedad.

Como en todo desarrollo aeroespacial, la disposición del tanque de refuerzo es una compensación de diseño. La minimización del peso estructural y el costo total del sistema se compensarían. Dudo seriamente que las consideraciones térmicas jueguen un papel importante en la disposición de los tanques; el propulsor solo se alimenta por un corto tiempo y el tiempo de vuelo es aún más corto. Consideraciones más importantes son lo que sucede con el c.g. durante el drenaje del propulsor y los efectos sobre la estabilidad general del sistema. El tamaño total del escenario y su capacidad para ser utilizado con instalaciones existentes o planificadas también es un factor.

En resumen, no hay una respuesta simple, y las diferentes configuraciones encontradas en los impulsores existentes muestran los resultados de estas compensaciones.

Un factor es la densidad relativa de los propulsores; colocar el más denso más alto en la pila da un centro de gravedad más alto, lo cual es ventajoso para la estabilidad aerodinámica (piense en una flecha o lanzar un dardo con su cabeza pesada). LOX es más denso que el queroseno o el hidrógeno líquido, por lo que lo desea en la parte superior en general.

En el caso de las etapas Saturn V S-II y S-IVB, a diferencia de sus otros ejemplos, hay un solo recipiente con un mamparo común que separa el tanque de LOX y LH. Puede haber una razón de carga estructural para colocar el propulsor de hidrógeno más ligero en la parte superior, o una razón de control de la temperatura para poner el más frío en la parte superior, más lejos del escape del cohete.

Para ubicar el centro de gravedad hacia la parte superior, en el caso de los propulsores criogénicos, es teóricamente deseable colocar el tanque de hidrógeno más cerca del motor para aprovechar la altura del tanque más alta del hidrógeno y el mayor peso del oxígeno para una eficacia eficaz. control del vector de empuje Sin embargo, para las etapas superiores criogénicas se suele hacer lo contrario (por ejemplo, para las etapas Centaur y ESC-Aupper), ya que un tanque de oxígeno pesado montado debajo del tanque de hidrógeno produce una caja de carga de dimensiones más pequeñas y, por lo tanto, una masa menor para esta etapa. (Manual de tecnología espacial, Wilfried, Ley, Klaus, Wittman, Willi

CG, Centro de gravedad suele ser la razón para poner LOx por delante del combustible, pero en el Saturno con la estructura de empuje del motor F-1 no querría enfriarse junto al LOx si el LOx estuviera en popa. Con las etapas 2da / 3ra como se mencionó anteriormente, la LH2 estaba por delante de la LOX, pero la LH2 era mucho más baja en densidad y temperatura que la LOx sería la misma razón, manteniendo la estructura de empuje del frío, en este caso 421 bajo cero de LH2. vs solo 300 por debajo de LOx.

Dentro de la atmósfera son posibles grandes fuerzas debido a la cizalladura del viento, por lo que se necesita mucho control del vector de empuje y tener el CG hacia adelante reduce el ángulo de cardán necesario del motor para mantener el control del vehículo por el CG hacia adelante, lo que reduce la inestabilidad aerodinámica. del vehículo. Una vez fuera de la atmósfera (es decir, las etapas superiores), no hay fuerzas aerodinámicas y un ángulo de cardán más pequeño puede controlar la etapa, por lo que ahora es posible el peso más ligero de la estructura producido al acercar el CG del escenario a la carga de los motores. Esto lo aprendí de un ingeniero al que se le pidió que hiciera una simulación 6D de un vehículo que usaba solo la primera etapa de un misil sólido de múltiples etapas, pero descubrió que el TVC (ángulo de cardán) de la primera etapa era insuficiente para hacer que la primera etapa pudiera volar porque el CG solo para la primera etapa era insuficiente hacia adelante sin que las etapas superiores fueran controlables en la atmósfera. Tenga en cuenta que el Saturn 1B, donde el lox no se colocó delante del combustible, utilizó aletas móviles para aumentar la maniobrabilidad debido al cardán de los motores. Además, solo los 4 motores exteriores estaban cargados limitando la fuerza de control.