¿En qué se habría diferenciado el Saturn V si la primera etapa también fuera LH2/LOX?

Los requisitos de la primera etapa son que entregue alrededor de 3340 m/s de delta v a una carga útil de 690 toneladas (las etapas superiores y la nave espacial), con una relación empuje-peso inicial de al menos 1,16:1.

El mejor candidato para un motor de hidrógeno de primera etapa en la era de Saturno sería el M-1 , que nunca se completó . A nivel del mar, sería mucho menos potente que el F-1, pero con mejor impulso específico: 310 segundos frente a 263. Sin entrar en demasiados detalles, el resultado es que la primera etapa transporta 1730 toneladas de LH2/LOX en lugar de 2160 toneladas de queroseno/LOX. Sin embargo, dependiendo de las proporciones de mezcla exactas que se utilicen, el queroseno/LOX es unas 3,5 veces más denso que el LH2/LOX, por lo que incluso con menos masa de combustible, el escenario debe ser mucho más grande. Si se mantiene el diámetro de 10 metros, el escenario se estira de 42 ma 92 m, un escenario muy largo y delgado. Más razonable sería una primera etapa de 12 metros de diámetro y 63 metros de largo. El cohete en general, todo listo para una misión Apolo J, pesa 2593 toneladas en lugar de 2970 toneladas. Podría verse algo como esto:

La penalización por arrastre no sería terriblemente severa. Unos 50 m/s del potencial total del Saturno V se pierden debido a la resistencia; la etapa de mayor diámetro probablemente incurriría en otro impacto de ~25 m/s, pero no quiero volver atrás y volver a calcular.

Para lograr el requisito inicial de TWR, se necesitan 8 M-1, lo que otorga una TWR de 1,21:1. A medida que se consumía la masa de combustible y aumentaba el impulso específico (y, por lo tanto, el empuje), es probable que 2 o 4 de ellos se apagaran en el transcurso de la quema para limitar la aceleración para la comodidad de la tripulación, y el resto se dejaría funcionando hasta que se agotara el combustible. Las curvas de aceleración por tiempo son menos profundas para los motores Isp más altos, por lo que es posible que tengamos un ascenso menos eficiente que el Saturno V. Por lo tanto, el apagado del motor podría retrasarse para recuperar algo de velocidad; esto podría significar una aceleración máxima más alta que la de Saturno V.

El hidrógeno total transportado por el cohete sería aproximadamente 4 veces el del Saturno V; presumiblemente eso cuadruplicaría los requisitos de almacenamiento en tierra.

Tenga en cuenta que aunque este cohete tiene menos masa en total, probablemente cueste mucho más debido a la construcción de la primera etapa y la logística de transporte, la complejidad del motor y el manejo del hidrógeno, y sobre esa base es algo inferior al Saturno V.

Otra posibilidad sería usar 16x SSME en lugar de 8x M-1. Esto probablemente no pudo haber volado hasta la década de 1980, pero el impulso específico del nivel del mar es mucho mejor, 366 en lugar de 310. Esto reduciría aún más la masa de combustible de la primera etapa, pero probablemente agregaría mucho costo: todo el programa de transbordadores solo construyó 42 de esos motores.