Hispanopedia WikiDIRECT fue una arquitectura alternativa de vehículo de lanzamiento superpesado propuesta a finales de la década de 2000 que respaldaba la Visión de la NASA para la Exploración Espacial y que reemplazaría los cohetes Ares I y Ares V planeados por la agencia espacial con una familia de vehículos de lanzamiento derivados del transbordador espacial llamados "Jupiter". Su objetivo era ser la alternativa a los cohetes Ares I y Ares V que estaban en desarrollo para el programa Constellation , destinado a desarrollar la nave espacial Orion para su uso en órbita terrestre, la Luna y Marte. [ 2 ]
Se proyectaron importantes beneficios al reutilizar la mayor cantidad posible de hardware e instalaciones del programa del Transbordador Espacial , incluyendo ahorros de costos, experiencia con el hardware existente y preservación de la fuerza laboral. [ 2 ]
Propuesta DIRECTA
DIRECT fue una arquitectura alternativa de vehículo de lanzamiento superpesado propuesta a finales de la década de 2000 que respaldaba la Visión de la NASA para la Exploración Espacial y que reemplazaría los cohetes Ares I y Ares V planeados por la agencia espacial con una familia de vehículos de lanzamiento derivados del transbordador espacial llamados "Júpiter".
DIRECT fue promovido por un grupo de entusiastas del espacio que afirmaron representar a un equipo más amplio de decenas de ingenieros de la NASA y de la industria espacial que trabajaron activamente en la propuesta de forma anónima y voluntaria en su tiempo libre. En septiembre de 2008, se dijo que el Equipo DIRECT estaba compuesto por 69 miembros, [ 3 ] 62 de los cuales eran ingenieros de la NASA, ingenieros contratistas de la NASA y gerentes del Programa Constellation . El pequeño número de miembros del equipo que no pertenecían a la NASA representaba públicamente al grupo.
El nombre del proyecto, "DIRECT", hacía referencia a la filosofía de maximizar la reutilización del hardware y las instalaciones ya existentes para el programa del Transbordador Espacial (STS), de ahí la denominación de transición "directa". El equipo DIRECT afirmó que el uso de este enfoque para desarrollar y operar una familia de cohetes de alta estandarización reduciría los costos y el lapso entre la retirada del Transbordador Espacial y el primer lanzamiento de Orion, acortaría los plazos y simplificaría los requisitos técnicos para los futuros programas espaciales tripulados de Estados Unidos.
Se publicaron tres versiones principales de la propuesta DIRECT, y la última, la versión 3.0, se presentó en mayo de 2009. El 17 de junio de 2009, el grupo presentó su propuesta en una audiencia pública del Comité de Revisión de Planes de Vuelos Espaciales Tripulados de EE. UU. , un panel que revisa los esfuerzos espaciales de EE. UU., en Washington D. C. [ 4 ].
Con la firma, el 11 de octubre, de la Ley de Autorización de la NASA de 2010 (S. 3729) por el presidente Obama, que ordenaba el trabajo en el vehículo de lanzamiento pesado del Sistema de Lanzamiento Espacial , el Equipo DIRECT declaró que su esfuerzo había sido un éxito y se disolvió. [ 5 ]
Familia de vehículos de lanzamiento Júpiter
DIRECT abogó por desarrollar una única familia de cohetes de alta estandarización, denominada Júpiter, adaptada fielmente de los sistemas existentes del Transbordador Espacial. Cada vehículo de lanzamiento Júpiter utilizaría una "etapa central común" que consistía en una estructura de tanque basada en el Tanque Externo del Transbordador Espacial, con un par de cohetes propulsores sólidos (SRB) estándar de cuatro segmentos montados a los lados, como en el Transbordador Espacial . Hasta cuatro motores principales del Transbordador Espacial (SSME) del orbitador se acoplarían a la parte inferior del Tanque Externo. Los motores serían desorbitados junto con el tanque vacío para desintegrarse en la atmósfera terrestre.
Las tripulaciones serían transportadas sobre el vehículo de lanzamiento en el vehículo de exploración tripulada Orion de la NASA , que a su vez estaría coronado por el sistema de aborto de lanzamiento previsto . La carga, ya sea transportada detrás de la nave espacial Orion o sola en un lanzamiento exclusivamente de carga, estaría encerrada por una cofia de carga útil .
Se consideraron posibles muchas configuraciones de Júpiter, pero la propuesta DIRECT versión 3.0, publicada en mayo de 2009, recomendó dos: el Júpiter-130 y el Júpiter-246, con capacidades de elevación declaradas que superaban las 70 y 110 toneladas , respectivamente, para la órbita terrestre baja . [ 6 ]
Misiones propuestas y posibles
Misiones científicas en órbita terrestre baja y sin tripulación
DIRECT afirmó que la capacidad de carga útil adicional del Jupiter-130 permitiría transportar una variedad de cargas útiles adicionales con cada tripulación de Orion , una capacidad que no es posible con el Ares I. El equipo sugirió una serie de misiones adicionales que serían posibles gracias al Jupiter en su propuesta, [ 7 ] incluyendo:
- Nuevas misiones de reabastecimiento a la ISS con los tres módulos logísticos multipropósito construidos por la ESA / ASI .
- Realizar más misiones de mantenimiento del telescopio espacial Hubble con las tripulaciones de Orion.
- Lanzamiento de nuevos y enormes telescopios espaciales de más de 8 metros de diámetro (más de 3 veces el diámetro del Hubble ).
- Realizar una misión de retorno de muestras de Marte [ 8 ] en un único lanzador Júpiter, para aterrizar en Marte y traer de vuelta a la Tierra una muestra de su suelo para su estudio ya en 2013.
- Lanzar una tripulación humana para volar alrededor de la luna ya en 2013.
El equipo DIRECT afirmó que estas nuevas misiones adicionales podrían haberse planificado y financiado gracias al ahorro en costes de desarrollo que suponía la familia de cohetes Júpiter en comparación con el modelo actual de la NASA. Sugirieron que las nuevas misiones y cargas útiles propuestas podrían proporcionar empleo a muchas personas que trabajaban en el programa del Transbordador Espacial .
Arquitectura de la misión lunar
Como en el programa Constellation de la NASA, se realizarían dos lanzamientos para una misión lunar DIRECT. Un cohete Jupiter-246 transportaría a la tripulación en el vehículo de exploración tripulada Orion, planificado por la NASA , junto con el módulo de aterrizaje lunar Lunar Surface Access Module ( JUS), también planificado por la NASA . Se lanzaría otro Jupiter-246 con su etapa superior Jupiter (JUS) completamente cargada, pero sin carga útil. Esta JUS serviría como etapa de salida de la Tierra. Las dos etapas superiores se encontrarían en órbita terrestre baja y la nave espacial lunar se transferiría de la JUS agotada a la JUS nueva. El conjunto Orion/Altair/JUS abandonaría la órbita terrestre rumbo a la Luna. La nave espacial entraría en órbita lunar y toda la tripulación descendería a la Luna en el Altair, mientras que el Orion permanecería en órbita lunar.
DIRECT calculó que los dos Jupiter-246 podrán enviar 80,7 t de masa mediante inyección translunar . [ 9 ] Esto se comparó favorablemente con un lanzamiento dual Ares I / Ares V, que en septiembre de 2008 se proyectaba que sería capaz de 71,1 t. [ 10 ]
Orígenes e historia
El vehículo Jupiter de DIRECT habría sido un vehículo de lanzamiento "en línea" derivado del transbordador espacial . Esta amplia categoría de adaptaciones del transbordador espacial , postulada desde antes del primer lanzamiento, elimina el orbitador alado del transbordador espacial , traslada los motores principales de combustible líquido a la parte inferior del tanque criogénico (que normalmente se propone adaptar del tanque externo del transbordador ) y reubica la carga útil encima del tanque.
El primer estudio oficial del concepto fue realizado en 1986 por el Centro de Vuelos Espaciales Marshall de la NASA tras el desastre del transbordador espacial Challenger . [ 11 ] Se promovió como una de las alternativas para el lanzamiento de carga no tripulada y potencialmente habría permitido reiniciar también el programa lunar. Sin embargo, la NASA no disponía de fondos para construir nuevos vehículos mientras el programa del transbordador espacial seguía en marcha. La idea se archivó y la NASA se concentró en reparar y operar el transbordador espacial.
El enfoque de DIRECT se asemejaba al del proyecto del Sistema Nacional de Lanzamiento ( NLS) de 1991. Propuesto conjuntamente por la NASA y el Departamento de Defensa como alternativa al Titan IV , el diseño se basaba en los mismos propulsores de cohete sólido y un tanque externo modificado, pero en lugar del motor principal reutilizable del Transbordador Espacial, especificaba cuatro de los motores principales de transporte espacial desechables y menos costosos propuestos. El Congreso de los Estados Unidos no asignó fondos para su desarrollo. Existe abundante material de referencia de dominio público sobre el NLS. [ 12 ] [ 13 ] [ 14 ] [ 15 ]
El Estudio de Arquitectura de Sistemas de Exploración (ESAS) de la NASA de 2005 incluyó un diseño similar a la propuesta DIRECT que utilizaba tres motores principales del transbordador espacial (SSME). Conocido como LV-24 en su configuración de lanzamiento tripulado y LV-25 en su configuración de carga, la idea fue descartada porque no tenía el rendimiento suficiente para el programa lunar propuesto; sin embargo, el concepto no se consideró utilizando una etapa de salida de la Tierra (EDS).
La revisión del proyecto SDLV por parte de DIRECT comenzó en 2006, motivada por la frustración ante el alto costo y las demoras del Ares I y la preocupación de que cualquier problema similar con el gigantesco Ares V pudiera poner en peligro todo el Programa Constellation. Otro objetivo era mantener la capacidad de Estados Unidos para lanzar tripulaciones al espacio con el menor intervalo posible tras la retirada prevista del transbordador espacial.
DIRECTO v1.0
Según el equipo DIRECT, la primera versión de la propuesta DIRECT fue el resultado de un estudio de tres meses realizado por más de una docena de ingenieros y gerentes de la NASA que trabajaron en su tiempo libre, y un pequeño grupo de ingenieros y no ingenieros ajenos a la NASA. DIRECT tomó la recomendación final de ESAS de usar el EDS durante la fase de ascenso del vuelo para obtener un rendimiento de lanzamiento adicional en el Cargo LV, y aplicó esta misma metodología al LV-24/25.
El siguiente cambio en el desarrollo de DIRECT se produjo en respuesta a que la NASA descartara el motor principal del transbordador espacial para el diseño del Ares V debido al alto costo de fabricación de los motores SSME y la dificultad de producir la cantidad requerida de unidades por año con las instalaciones de fabricación existentes. La NASA especificó cinco motores RS-68 como motores principales para el Ares V. La propuesta de DIRECT especificaba que su núcleo debía incluir dos motores RS-68. El rendimiento adicional para transportar cargas útiles a la órbita terrestre baja se proporcionaría mediante la actualización de los motores principales con toberas de refrigeración regenerativa para mejorar su eficiencia.
La propuesta v1.0 se presentó el 25 de octubre de 2006 al administrador de la NASA, Michael D. Griffin , y a una amplia gama de grupos industriales, políticos y de defensa involucrados en el programa Constellation .
Críticas a la versión 1.0
A finales de 2006, el Dr. Doug Stanley, director del estudio ESAS , declaró que la propuesta DIRECT v1.0 no podía funcionar, ya que se basaba en especificaciones de rendimiento excesivamente optimistas y especulativas para un motor regenerativo RS-68 mejorado . Stanley presentó especificaciones oficiales de Rocketdyne sobre las mejoras del motor regenerativo RS-68 como prueba de su argumento.
DIRECTO v2.0
El 10 de mayo de 2007 se publicó una versión revisada de la propuesta DIRECT. Para abordar las críticas por basarse en estudios de motores en lugar de motores en funcionamiento, DIRECT v2.0 especificó la homologación para vuelos tripulados del motor RS-68 de rendimiento estándar , utilizado en los lanzadores Delta IV existentes , y para la etapa superior se eligió la especificación más baja de las dos disponibles del motor J-2X que Rocketdyne estaba desarrollando para los lanzadores Ares de la NASA. DIRECT v2.0 introdujo una familia modular y escalable de vehículos de lanzamiento derivados del transbordador espacial, comenzando con el Jupiter-120 y el Jupiter-232.
Según la propuesta, el Jupiter-120 de una sola etapa podría alcanzar la órbita terrestre baja con dos motores ablativos estándar RS-68, mientras que se requería un RS-68 adicional en la etapa central del Jupiter-232, más pesado y de dos etapas. La etapa de salida de la Tierra para el Jupiter-232 ahora requería dos motores J-2X estándar en lugar de uno. [ 16 ]
El equipo DIRECT elaboró un estudio de arquitectura de exploración DIRECT v2.0 de 131 páginas, publicado el 19 de septiembre de 2007 en la conferencia AIAA "Space 2007" en Long Beach, California . Según el grupo, este documento se creó en el marco de un estudio de nueve meses. El documento detallaba cómo los vehículos de lanzamiento serían un componente de una arquitectura de mayor alcance que permitiría a Estados Unidos mantener la Estación Espacial Internacional (ISS), realizar misiones lunares y proporcionar capacidades adicionales para el programa de vuelos espaciales tripulados de la NASA . Estas capacidades incluían misiones a Marte, opciones de arquitectura de etapas de punto lagrangiano y arquitecturas de misión para visitar destinos de objetos cercanos a la Tierra . [ 17 ]
Crítica y refutación de la versión 2.0
En junio de 2008, David King , director del Centro de Vuelos Espaciales Marshall de la NASA , declaró que la NASA había considerado DIRECT, así como muchas otras propuestas de cohetes, y que la familia Ares era la adecuada para la misión. [ 18 ] "DIRECT v2.0 se queda muy corto respecto al requisito de rendimiento del módulo de aterrizaje lunar para misiones de exploración, tal como se especifica en las reglas básicas del Programa Constellation. El concepto también excede los requisitos para las primeras misiones a la Estación Espacial Internacional en la próxima década. Estas deficiencias requerirían el desarrollo apresurado de un sistema de lanzamiento más costoso con una capacidad insuficiente a largo plazo, y de hecho aumentarían la brecha entre la retirada del transbordador espacial y el desarrollo de un nuevo vehículo. Aún más importante, el enfoque Ares ofrece un margen mucho mayor de seguridad para la tripulación, algo fundamental para cada misión que la NASA envía al espacio."
En julio de 2008, tras las declaraciones de la NASA de que no se habían realizado estudios especiales sobre DIRECT, la agencia espacial publicó algunos estudios internos realizados en 2006 y 2007. [ 11 ] [ 19 ] [ 20 ] [ 21 ] Casi un año después, el 18 de mayo de 2009, el equipo de DIRECT publicó una refutación a las acusaciones formuladas por la NASA, concluyendo que "defectos significativos en la evaluación de DIRECT" hacían inútil el análisis de octubre de 2007. [ 22 ] [ 23 ]
DIRECTO v3.0
El 29 de mayo de 2009, el portavoz de DIRECT, Stephen Metschan, presentó una ponencia en la 28.ª Conferencia Anual Internacional de Desarrollo Espacial en Orlando, Florida, titulada «Direct 3.0: Aterrizando el doble de masa en la Luna a la mitad del coste». [ 24 ] En abril de 2009, tras los estudios de la NASA que comparaban el uso del motor principal del transbordador espacial (SSME) con el motor RS-68 originalmente previsto para Ares V, el equipo de DIRECT anunció que las futuras propuestas de DIRECT recomendarían el SSME como motor de la etapa central. [ 25 ] El cambio de motor se debió a la preocupación de que el RS-68, refrigerado por ablación , no soportara el intenso calor producido por las cercanas columnas de escape de los cohetes propulsores sólidos del transbordador espacial. DIRECT afirma que el mayor coste del SSME, refrigerado regenerativamente, se compensará con el tiempo y el dinero ahorrados al no someter el RS-68 a pruebas de vuelo tripuladas. Del mismo modo, para la etapa superior, el equipo de DIRECT recomendó el uso de seis motores RL10B-2, de probada eficacia en vuelo .
En mayo de 2009, la Oficina de Política Científica y Tecnológica anunció la creación del Comité de Revisión de los Planes de Vuelos Espaciales Tripulados de Estados Unidos, presidido por Norman R. Augustine . [ 26 ] El 17 de junio de 2009, Stephen Metschan, miembro del equipo, presentó el concepto DIRECT v3.0 al comité, que se formó para ofrecer asesoramiento independiente a la administración entrante de Obama . [ 4 ] [ 27 ] El informe final del comité no comparó directamente DIRECT con el Programa Constellation, pero sí ofreció combinaciones de presupuesto, cronograma y misión en las que se podría utilizar un vehículo de lanzamiento derivado del transbordador. [ 28 ] [ 29 ]
El 19 de enero de 2010, en medio de rumores de que la NASA propondría un vehículo de lanzamiento en línea similar a DIRECT, el equipo de DIRECT hizo una presentación al Administrador Asociado de la NASA para la Dirección de Misiones de Sistemas de Exploración, Douglas Cooke, y al Administrador Asociado de la NASA para Operaciones Espaciales, William H. Gerstenmaier , en una reunión convocada por el Administrador de la NASA Charles F. Bolden, Jr. [ 30 ]
Enfoque integrado: reutilización de las instalaciones existentes.
Según el equipo de DIRECT, muchos ingenieros y gerentes de la NASA respaldaron el concepto y realizaron un análisis comparativo de costos con el programa Constellation actual de la NASA, así como una serie detallada de evaluaciones de las instalaciones de apoyo, como datos sobre las instalaciones de fabricación existentes para el tanque externo en la Instalación de Ensamblaje Michoud y las diversas instalaciones de procesamiento de lanzamiento que actualmente se encuentran en el Centro Espacial Kennedy . DIRECT propuso reutilizar casi todas las instalaciones existentes con modificaciones mínimas, a diferencia de los cohetes Ares I y Ares V , que habrían requerido modificaciones y reemplazos extensos de las instalaciones existentes.
La etapa central del DIRECT habría mantenido el diámetro existente de 8,41 m (27,6 pies) del tanque externo del transbordador , en comparación con los 10,06 m (33,0 pies) del Ares V. El equipo del DIRECT afirmó que, al no aumentar el diámetro de la etapa central, las herramientas de fabricación del tanque externo existentes en la instalación de ensamblaje de Michoud , la barcaza Pegasus existente utilizada para transportar el tanque desde Michoud hasta el Centro Espacial Kennedy , las plataformas de trabajo existentes en el Edificio de Ensamblaje de Vehículos , las plataformas de lanzamiento móviles y los transportadores sobre orugas existentes , y partes de la estructura de la Estructura de Servicio Fija y las Trincheras de Llamas existentes en el Complejo de Lanzamiento 39 podrían utilizarse sin modificaciones importantes.
El Sistema de Lanzamiento Espacial , el eventual sucesor de Ares de la NASA, conservó el diámetro de los tanques del Transbordador Espacial de 8,41 m (27,6 pies) . [ 31 ]
Costo y cronograma de Ares I/Ares V frente a DIRECTO
Costos de Ares I/V
Una de las críticas programáticas más fuertes a la arquitectura de Ares I y Ares V fue el alto costo tanto para el desarrollo de dos nuevos lanzadores como para la operación de dos programas simultáneos. Las preocupaciones sobre el costo se citaron en los Informes de la GAO al Congreso [ 32 ], donde se señalaba que se esperaba que el desarrollo del Ares I costara hasta $14.4 mil millones. El exadministrador de la NASA, Michael D. Griffin, confirmó que el costo total para desarrollar ambos lanzadores Ares sería de $32 mil millones, lo que indica que el Ares V sería más caro de desarrollar que el Ares I.
Horario de Ares I
El cronograma de Ares I sufrió varios retrasos desde el inicio del nuevo programa lunar. La intención original en el Informe del Estudio de Arquitectura de Sistemas de Exploración (ESAS) era realizar un vuelo tripulado a mediados de 2011, tras la retirada del transbordador espacial en 2010. Un cronograma oficial posterior de la NASA tenía una probabilidad del 65 % de que el primer vuelo tripulado de Ares I con Orion ( Orion 2 ) se realizaría en marzo de 2015. [ 33 ]
Una actividad crítica del desarrollo del Ares I fue el cronograma para el motor de la etapa superior J-2X y la versión de cinco segmentos del cohete propulsor sólido (SRB) . Los ingenieros estaban preocupados por la oscilación del empuje y la integración Orion-Ares I. En 2008, Lockheed Martin solicitó a la NASA que rediseñara el Ares I para eliminar los riesgos de integración con la cápsula tripulada Orion. Los resultados combinados de las pruebas del lanzamiento del Ares IX y la prueba estática del Ares I indicaron que la oscilación del empuje no era un problema crítico, según los ingenieros del programa. [ 34 ]
Comparación directa con Ares
DIRECT sostuvo que el requisito de desarrollar cohetes propulsores sólidos de 5 segmentos y el motor de la etapa superior J-2X para Ares I, con el fin de lanzar el primer Orion, fue directamente responsable de los retrasos en el cronograma y los costos de desarrollo comparativamente altos. También se requeriría una fabricación completamente nueva en la Instalación de Ensamblaje de Michoud y en las instalaciones de lanzamiento del Centro Espacial Kennedy para Ares I. En contraste, DIRECT propuso reutilizar el cohete propulsor sólido del transbordador espacial de 4 segmentos, totalmente apto para vuelos tripulados , y el motor principal del transbordador espacial . DIRECT también propuso reutilizar la fabricación existente para construir una variante modificada del tanque externo del transbordador espacial . Solo se requerirían modificaciones moderadas en el Centro Espacial Kennedy para permitir los lanzamientos. La propuesta de DIRECT de un único vehículo de lanzamiento tenía como objetivo eliminar los riesgos del programa asociados con la posible cancelación del lanzador Ares V debido a restricciones presupuestarias.
DIRECT afirmó que sus lanzadores Jupiter evitarían los retrasos de Ares I al no requerir el motor J-2X en el vehículo Jupiter-130 de primera generación, al no requerir el cohete propulsor de combustible sólido de cinco segmentos y al proporcionar más de 60 toneladas de capacidad de sustentación, lo que mejoraría los problemas de peso del diseño Orion.
DIRECT también afirmó que se ahorraría dinero evitando el desarrollo paralelo del cohete Ares V , ya que la familia Jupiter representaría un único programa de cohetes. El grupo sugirió que el dinero ahorrado en Ares V se reutilizara para acelerar el desarrollo de otros elementos como Orion , Jupiter-130, las modificaciones de las instalaciones de lanzamiento y todos los sistemas asociados. Se esperaba una importante inyección de capital que permitiría reducir sustancialmente los plazos de todos estos elementos, posibilitando la plena capacidad operativa del sistema Orion /Jupiter-130 para realizar rotaciones de tripulación de seis personas y entregas de carga a la ISS para 2013.
Ahorro de costes y brecha en los vuelos espaciales tripulados
Los defensores afirmaron que la propuesta DIRECT permitiría a la NASA cumplir el mandato de la Visión para la Exploración Espacial antes y con mayor seguridad que los proyectos Ares I y Ares V, a un menor costo y con menor riesgo programático debido a un enfoque más simple que reduce los esfuerzos de desarrollo. Los defensores dijeron que la propuesta DIRECT permitiría a la NASA proporcionar fondos suficientes para continuar financiando programas más allá del desarrollo y la operación de vehículos de lanzamiento, incluyendo la extensión de su participación en la Estación Espacial Internacional , que estaba programada para finalizar en 2016 según la fecha de 2009. La propuesta DIRECT también sugirió que la NASA podría usar los ahorros de costos derivados de la propuesta DIRECT para acelerar el cronograma del VSE para regresar a la Luna y para potencialmente realizar otras misiones, como misiones de servicio al Telescopio Espacial Hubble. En contraste con estas afirmaciones, el gerente sénior de la NASA para el programa STS, John Shannon, declaró que creía que la propuesta DIRECT subestimaba los costos para la familia de cohetes Júpiter. [ 35 ]
Pasos del ensamblaje orbital
La propuesta DIRECT requería más pasos de ensamblaje orbital que el Programa Constellation propuesto. En Constellation, después del encuentro en órbita terrestre baja de Ares I y Ares V, el vehículo de exploración tripulado Orion (aproximadamente 22 t [ 36 ] ) del Ares I se invertiría y acoplaría con el módulo lunar Altair (aproximadamente 44 t [ 37 ] ) que aún estaría unido a la etapa de salida de la Tierra del Ares V. En el caso de DIRECT, la masa combinada de Orion y Altair excedería la capacidad de carga del Jupiter-130. Si se lanzara un Jupiter-130 con Orion y un Jupiter-246 con Altair, la etapa superior Jupiter (JUS) con Altair no tendría suficiente propulsor para impulsar Altair/Orion más allá de la órbita terrestre. Así, la base del programa DIRECT consistía en lanzar dos Jupiter-246, uno con un JUS parcialmente cargado (75 t) que transportaba Orion/Altair y el otro con un JUS completamente cargado (175 t). [ 9 ] Tras el encuentro orbital, Orion se invertiría y volvería a acoplarse con Altair, de forma similar a como se hacía en los programas Apolo y Constellation. Sin embargo, con DIRECT, la tripulación de Orion tendría que separar Orion/Altair del primer JUS y acoplar Altair al segundo JUS. El segundo JUS tendría suficiente propulsor restante para servir como etapa de salida de la Tierra. El primer JUS se desecharía en órbita terrestre baja, mientras que el segundo se desecharía tras su encendido de salida de la Tierra.
Masa de la etapa superior de Júpiter
La relación masa/capacidad de propulsor de la etapa superior Jupiter (JUS) se ha considerado realista. Se desea una masa mínima para la etapa superior, de modo que esta pueda impulsar las naves espaciales Orion y Altair fuera de la órbita terrestre, pero la JUS debería ser lo suficientemente grande como para transportar suficiente propulsor para alcanzar la órbita terrestre baja y servir como etapa de salida de la Tierra. La DIRECT v3.0 JUS tenía una masa estimada de 11,3 t para una capacidad de propulsor de 175,5 t. Si bien afirmaba tener un diseño heredado de la serie Centaur de etapas superiores, DIRECT citó específicamente nuevos materiales, nuevas técnicas de soldadura y un mamparo común que separaba los tanques de oxígeno líquido e hidrógeno líquido como suficientes para justificar la baja masa de la etapa. Bernard Kutter, de United Launch Alliance, describió el diseño aún más radical de la DIRECT v2.0 JUS como «…muy razonable. Incluso lo llamaría conservador». [ 38 ]
Capacidad de carga útil
La capacidad de carga útil del Ares V a la órbita terrestre baja, según la NASA, habría sido de 188 000 kg. Esto era más que el cohete Jupiter más grande propuesto (Jupiter-246 Heavy con SRBS de 5 segmentos), que afirmaba que podía transportar unos 120 000 kg a LEO. [ 39 ] Para posibles misiones a Marte, se requerirían más lanzamientos por misión utilizando Jupiter en lugar del Ares V, y los módulos de la misión tendrían que separarse en más partes diferentes. Sin embargo, la Misión de Referencia de Diseño 5.0 de la NASA , completada en 2007, requería solo un vehículo de lanzamiento de más de 125 mt con una cubierta de más de 10 m de diámetro para una misión a Marte con 6 lanzamientos separados del Ares V. El cohete Jupiter cumpliría con los requisitos de la Misión de Referencia de Diseño con solo un déficit muy pequeño en la carga útil a LEO, al tiempo que cumplía con los requisitos de volumen.
Los cohetes Júpiter serían más bajos que el Ares V, lo que permitiría carenados de carga útil muy largos y, por lo tanto, un mayor volumen interno total que el posible con el Ares V, que es más alto y que rápidamente encontraría limitaciones debido a las restricciones de altura dentro del Edificio de Ensamblaje de Vehículos en el Centro Espacial Kennedy .
Variantes
Se proyectaron muchas configuraciones de Júpiter, y la propuesta DIRECT versión 3.0 de mayo de 2009 recomendó dos: el Júpiter-130 y el Júpiter-246, con capacidades de elevación declaradas que superan las 60 y 90 toneladas (t) (o 70 y 110 toneladas para las versiones de carga), respectivamente, a la órbita terrestre baja . [ 1 ]
Júpiter-130
DIRECT propuso que la configuración Jupiter-130 fuera la primera en desarrollarse, con el objetivo de que entrara en funcionamiento en un plazo de cuatro años desde el inicio del programa de desarrollo. La Jupiter-130 habría consistido en la etapa central común Jupiter con un motor SSME retirado, sin etapa superior y con una cofia de carga útil en la parte superior. El número "130" hace referencia a una etapa criogénica , tres motores principales y cero motores en la etapa superior. Los lanzamientos iniciales rotarían las tripulaciones y transportarían carga a la Estación Espacial Internacional , una función que en aquel entonces realizaban los cohetes Soyuz .
Los cálculos DIRECT indicaron que el Jupiter-130 habría podido entregar entre más de 60 t y más de 70 t de carga o carga y tripulación a una variedad de órbitas terrestres bajas inclinadas circulares y elípticas . [ 1 ] Cuando se resta la masa de la nave espacial Orion propuesta y la tripulación (18 - 22 t dependiendo de la misión [ 40 ] ), el remanente se comparó favorablemente con la capacidad de carga aproximada de 25 t del Transbordador Espacial y la falta de capacidad de Ares I aparte de la nave espacial Orion.
Júpiter-246
El Jupiter-246 habría utilizado cuatro motores principales del transbordador espacial (SSME) en la etapa central común, junto con una etapa superior denominada informalmente Etapa Superior Júpiter (JUS). El Jupiter-246 emplearía seis motores RL10B-2 en la etapa superior. El número "246" hace referencia a dos etapas criogénicas, cuatro motores principales y seis motores en la etapa superior. La función principal del Jupiter-246 sería el lanzamiento de carga pesada, así como de tripulación y carga para misiones lunares.
Júpiter-241
El Jupiter-241 contaría con cuatro motores SSME en la etapa central común, además de una segunda etapa, pero en lugar de seis RL10B-2, usaría un J-2X, si la tecnología estuviera disponible. El número "241" hace referencia a dos etapas criogénicas, cuatro motores principales y un motor de segunda etapa. Su propósito sería el mismo que el del Jupiter-246.
Etapa superior de Júpiter
Debido a que el Jupiter-246 habría utilizado cuatro SSME en tanques de propulsor originalmente dimensionados para tres motores, el propulsor de la etapa central se agotaría antes de alcanzar la órbita terrestre baja , y una etapa superior de gran capacidad llevaría la carga útil a la órbita. Lanzado con una carga parcial de propulsor de la etapa superior de 75 t, un Jupiter-246 podría llevar más de 84 t de tripulación y carga a una órbita circular de 241 km (130 nmi), con una inclinación de 29°. [ 41 ] Lanzado sin tripulación ni carga útil, las mismas 75 t de propulsor podrían llevar 100 t adicionales de propulsor a la misma órbita. [ 42 ] La capacidad total del JUS sería de aproximadamente 175 t. Para las misiones lunares en las que el JUS sirva como etapa de salida de la Tierra, se lanzaría una carga completa de 175 toneladas de propulsor y se consumirían 75 toneladas para alcanzar la órbita terrestre baja, dejando 100 toneladas disponibles para la maniobra de salida de la Tierra.
En consonancia con la filosofía de DIRECT v3.0 de aprovechar al máximo el hardware existente, DIRECT propone la veterana familia de motores RL10 para impulsar el JUS. Sin embargo, DIRECT preveía un rendimiento similar para su etapa superior con el motor J-2X, que ya se encontraba en desarrollo para las etapas superiores de los cohetes Ares I y Ares V.
Consideraciones de diseño
Uso de motores existentes
Uno de los objetivos principales de la propuesta DIRECT es desarrollar un nuevo cohete de carga pesada en un plazo más breve. Cuando el proyecto DIRECT comenzó en 2006, se preveía que el transbordador espacial estaría operativo durante unos cuatro años más. DIRECT tenía previsto utilizar el propulsor de cohete sólido (SRB) de cuatro segmentos, sin modificaciones respecto al transbordador, y aprovechar el trabajo ya en marcha para el proyecto Constellation en el motor principal RS-68 y el motor de la etapa superior J-2X.
Sin embargo, en 2009, surgieron preocupaciones de que el motor RS-68, refrigerado por ablación, no pudiera soportar el intenso calor de los cohetes propulsores sólidos cercanos. Ante esta inquietud y con la inminente retirada del transbordador, la propuesta DIRECT v3.0 contemplaba el uso del motor principal del transbordador espacial (SSME), más costoso y reutilizable, refrigerado por regeneración, como un motor desechable. Tres o cuatro SSME, acoplados a la parte inferior de la estructura del tanque central, se desecharían en la atmósfera terrestre junto con el tanque. Para misiones más allá de la órbita terrestre baja, la etapa superior del Júpiter utilizaría seis motores Pratt & Whitney RL10 B-2.
Antes de su lanzamiento, el cohete Ares I propuesto por la NASA habría requerido tanto una nueva versión modificada de cinco segmentos del cohete propulsor de combustible sólido (SRB) del transbordador espacial como el motor de etapa superior J-2X, una modificación del motor J-2 utilizado en el Saturno V. La familia de cohetes Júpiter propuesta podría haberse lanzado con los motores disponibles actualmente, con la posibilidad de actualizar a un SRB más potente y al motor de etapa superior J-2X si estuvieran disponibles.
Seguridad de la tripulación
DIRECT preveía el desarrollo y la operación continuos de la nave espacial tripulada Orion de la NASA, incluido su Sistema de Aborto de Lanzamiento (LAS). En caso de emergencia, el LAS remolcaría la cápsula tripulada a un lugar seguro, tal como lo haría en la Ares I de la NASA. Sin embargo, el equipo de DIRECT afirmó que la mayor capacidad de carga de la Jupiter-130 (64 toneladas, frente a las 25 toneladas de la Ares I) permitiría diseñar la Orion con una mayor capacidad de seguridad para la tripulación de la prevista.
DIRECT afirmó que, para los vuelos tripulados a la Estación Espacial Internacional (EEI), la mayor capacidad de carga del Jupiter permitiría transportar una cantidad significativa de carga en un módulo separado montado debajo de la nave espacial Orion. Una vez alcanzada la órbita, la Orion se acoplaría a este módulo y lo transportaría a la EEI. En comparación, el Ares I solo sería capaz de llevar la nave espacial Orion a la EEI. DIRECT aseguró que el vuelo de la Orion y un módulo de carga separado en un Jupiter resolvería las preocupaciones de seguridad surgidas tras el desastre del transbordador espacial Columbia en 2003 , ya que la cápsula Orion aún podría separarse del vehículo de lanzamiento y de cualquier carga en caso de un aborto de lanzamiento.
Júpiter contra Ares I
El equipo DIRECT citó una serie de características particulares que, según afirmaban, hacían que el Jupiter-130 fuera más seguro que el Ares I:
El diseño del Júpiter reutilizaría el método probado del Transbordador Espacial de fijar los cohetes propulsores sólidos al tanque mediante un elemento estructural interno. DIRECT afirma que esto evitaría la inducción de vibraciones potencialmente severas en el vehículo, resultantes de un efecto de "oscilación de empuje" endémico en los grandes cohetes sólidos. Este efecto se convirtió en una preocupación para el Ares I. [ 43 ]
Al igual que con el transbordador espacial, los motores principales de combustible líquido del Jupiter-130 se encenderían en tierra y se someterían a una rápida comprobación antes del encendido de los cohetes propulsores sólidos (SRB) y el lanzamiento. Los problemas en la secuencia de arranque podrían detectarse antes de proceder al lanzamiento, y el único evento de separación de etapas sería el agotamiento del combustible y la separación de los SRB. En comparación, el lanzamiento del Ares I consiste en el encendido inmediato de su primera etapa con un único SRB, seguido de un evento de separación de etapas y el encendido en altitud de su segunda etapa criogénica. Si bien la separación de etapas es una práctica común en los vehículos de lanzamiento, introduce problemas de seguridad, riesgo y fiabilidad, especialmente en vuelos tripulados. (El Jupiter-246, de mayor tamaño y con su etapa superior, normalmente incluiría este riesgo).
El equipo DIRECT afirmó que las naves Jupiter-130 y -246, con sus múltiples motores principales, serían capaces de alcanzar la órbita incluso en caso de que se apagara alguno de los motores.
En el concepto de Júpiter, la nave espacial tripulada Orión estaría sostenida por una gran cofia aerodinámica. Esta disposición situaría a la Orión al menos 10 m (33 pies) más lejos de las etapas llenas de propulsor que en una Ares I. DIRECT afirmó que esto proporcionaría un valioso "espacio de seguridad" adicional entre el vehículo en caso de explosión y la tripulación.
La capacidad de carga prevista del Jupiter-130 permitiría instalar dispositivos de protección dentro del carenado de la carga útil, debajo de la nave espacial Orion. DIRECT planteó la posibilidad de instalar un escudo ligero, fabricado con carburo de boro y Kevlar, entre la nave espacial y las etapas inferiores para proteger a la tripulación de la metralla y otros escombros en caso de explosión del vehículo.
Véase también
- Júpiter-C , sistema de lanzamiento de la década de 1950.
- Saturno (familia de cohetes)
- Vehículo de lanzamiento pesado derivado del transbordador espacial
- Sistema de lanzamiento espacial
- Estudió las variaciones y derivados del transbordador espacial.
- Sistema Nacional de Lanzamiento
- Programa de Transporte Espacial Avanzado de la NASA
- Vehículo de lanzamiento pesado derivado del transbordador espacial
- Sistema de lanzamiento espacial
Referencias
- 1 2 3 "Vehículo de lanzamiento Júpiter: resúmenes de rendimiento técnico" . Archivado del original el 29 de enero de 2009. Recuperado el 18 de julio de 2009 .
{{cite web}}: CS1 maint: bot: estado de la URL original desconocido ( enlace ) - 1 2 "Beneficios de DIRECT" (PDF) . NASA . Archivado del original (PDF) el 8 de febrero de 2022. Consultado el 8 de febrero de 2022 .
- ↑ "End Run: Un pequeño grupo de ingenieros aeroespaciales rebeldes se enfrenta a la NASA" . Revista Air & Space . Instituto Smithsonian . 29 de septiembre de 2008. Consultado el 19 de octubre de 2008 .
- 1 2 Chang, Kenneth (17 de junio de 2009). "Panel de revisión escucha planes rivales para un nuevo vuelo espacial" . New York Times . Recuperado el 30 de enero de 2010 .
- ↑ La NASA obtiene una nueva autorización, pero su futuro sigue siendo incierto | SpaceNews.com
- ↑ "Vehículo de lanzamiento Júpiter: Resúmenes de rendimiento técnico" . Archivado del original el 8 de junio de 2009. Consultado el 18 de julio de 2009 .
- ↑ "Presentación DIRECT" . El equipo DIRECT . 3 de julio de 2008.
- ↑ "Misiones a Marte - Retorno de muestras de Marte" . Archivado del original el 18 de mayo de 2008.
- 1 2 "Arquitectura lunar EOR-LOR de referencia de la Fase 2 de DIRECT" (PDF) . Aterrizaje del doble de masa en la Luna a la mitad del costo . Equipo DIRECT. 29 de mayo de 2009. pág. 25. Recuperado el 13 de julio de 2009 .
- ↑ Sumrall, Phil (10 de septiembre de 2008). "Ares V: Avances hacia una capacidad de carga pesada para la Luna y más allá" . Conferencia AIAA Space 2008 : 8. doi : 10.2514/6.2008-7775 . hdl : 2060/20090008534 . ISBN 978-1-62410-002-4. S2CID 110119858 .
- 1 2 Block, Robert (22 de junio de 2009). "La NASA guarda silencio sobre el cohete que podría rescatar Cabo" . Orlando Sentinel . Archivado del original el 4 de agosto de 2008. Recuperado el 30 de junio de 2009 .
- ↑ "Ciclo 0 (CY1991) Informe de estudios y análisis comerciales del NLS. Libro 1: Estructuras y vehículo central" . Servidor de informes técnicos de la NASA (NTRS) . 20 de octubre de 2008.
- ↑ Harris, Richard; Kirkland, Zach (20 de octubre de 2008). "Ciclo O (CY 1991) Estudios y análisis comerciales del NLS, libro 2. Parte 1: Aviónica y sistemas" . Servidor de informes técnicos de la NASA . hdl : 2060/19930013987 .
- ↑ Cronin, R.; Werner, M.; Bonson, S.; Spring, R.; Houston, R. (20 de octubre de 2008). "Informe de estudios y análisis comerciales del ciclo O (CY1991) NLS. Libro 2, parte 2: Propulsión" (PDF) . Servidor de informes técnicos de la NASA . hdl : 2060/19930014526 .
- ↑ "88 resultados de búsqueda para "NLS"" . Servidor de Informes Técnicos de la NASA (NTRS) . 20 de octubre de 2008.
- ↑ "DIRECT Space Transportation System Derivative;The Jupiter Launch Vehicle Family" (PDF) . DIRECT Team . Consultado el 15 de junio de 2008 .
- ↑ "Lograr la visión para la exploración espacial a tiempo y dentro del presupuesto" (PDF) . AIAA Houston . Consultado el 15 de junio de 2008 .
- ↑ "Ares sigue siendo la respuesta para las nuevas fronteras" . The Huntsville Times . 29 de junio de 2008. Archivado del original el 8 de julio de 2008. Consultado el 29 de junio de 2008 .
- ↑ "NASA - Preguntas frecuentes - ¿Cuál es la última actualización sobre la arquitectura de transporte de la NASA?" . 3 de julio de 2008. Archivado del original el 12 de enero de 2010. Consultado el 30 de junio de 2009 .
- ↑ "Antecedentes de la NASA sobre los vehículos Ares frente a la propuesta DIRECT" (PDF) . 25 de junio de 2008. Archivado del original (PDF) el 28 de octubre de 2009. Consultado el 30 de junio de 2009 .
- ↑ Centro de Vuelos Espaciales Marshall (octubre de 2007). "Análisis del rendimiento de la arquitectura de exploración espacial DIRECT 2.0" (PDF) . Archivado del original (PDF) el 28 de octubre de 2009. Consultado el 30 de junio de 2009 .
- ↑ "Refutación directa del análisis de la NASA sobre el vehículo de lanzamiento a Júpiter" . NASA Spaceflight . 18 de mayo de 2009. Consultado el 21 de mayo de 2009 .
- ↑ "Refutación de los hallazgos del análisis DIRECT 2.0 de la NASA de octubre de 2007" (PDF) . Equipo DIRECT . 18 de mayo de 2009. Consultado el 21 de mayo de 2009 .
- ↑ Metschan, Stephen (29 de mayo de 2009). "DIRECT: más seguro, más sencillo y más rápido que Ares" (PDF) . Archivado del original (PDF) el 15 de diciembre de 2011. Consultado el 12 de junio de 2009 .
- ↑ Tierney, Ross. "Foro de vuelos espaciales de la NASA - NASA CEV / CLV / CaLV / MTV / Alternativas - DIRECT v2.0 - Hilo 3" . Consultado el 1 de abril de 2009 .
- ↑ "EE. UU. anuncia revisión de los planes de vuelos espaciales tripulados" (PDF) . Oficina de Política Científica y Tecnológica . 7 de mayo de 2009. Consultado el 9 de septiembre de 2009 .
- ↑ "NASA - Comité de Revisión de Planes de Vuelos Espaciales Tripulados de EE . UU." 17 de junio de 2009. Archivado del original el 6 de febrero de 2010. Consultado el 17 de junio de 2009 .
- ↑ "Comité de Revisión de los Planes de Vuelos Espaciales Tripulados de EE. UU." (Comunicado de prensa). Comité de Revisión de los Planes de Vuelos Espaciales Tripulados de EE. UU. 22 de octubre de 2009. Archivado del original el 25 de enero de 2010. Consultado el 30 de enero de 2010 .
- ↑ Klotz, Irene (14 de septiembre de 2009). "Leroy Chiao sobre la Comisión Augustine: Preguntas y respuestas: El miembro del panel y ex astronauta habla con Discovery News sobre el resumen del informe" . Discovery News . Discovery Communications . Archivado del original el 10 de febrero de 2010. Consultado el 30 de enero de 2010 .
- ↑ Noland, David (29 de enero de 2010). "Ingenieros rebeldes se reúnen con la NASA para trazar el futuro de los vuelos espaciales tripulados" . Popular Mechanics . Archivado del original el 31 de enero de 2010. Consultado el 29 de enero de 2010 .
- ↑ "Datos de la NASA - Etapa central del sistema de lanzamiento espacial" (PDF) . NASA. 2014. Archivado del original (PDF) el 2 de abril de 2015. Consultado el 11 de septiembre de 2015 .
- ↑ "La agencia ha tomado medidas para tomar decisiones de inversión acertadas para Ares I, pero aún enfrenta importantes lagunas de conocimiento, Informe al Presidente del Comité de Ciencia y Tecnología de la Cámara de Representantes, #GAO-08-51" (PDF) . Oficina de Responsabilidad Gubernamental . Octubre de 2007. Archivado del original (PDF) el 14 de octubre de 2008.
- ↑ "Los nominados de la NASA prometen una agencia espacial más relevante" . Space.com . 14 de julio de 2009.
- ↑ "La súplica de Orión a Ares I: Dejen de obstaculizar negativamente nuestro proceso de diseño" . NASA Space Flight.com, Chris Bergin . 15 de septiembre de 2008.
- ↑ Coppinger, Rob (10 de julio de 2009). "Vehículo de carga pesada derivado del transbordador: notas de la entrevista" . Hyperbola - Orbitando la blogosfera con Rob Coppinger . Recuperado el 18 de julio de 2009 .
- ↑ "NASAfacts - Constellation - Orion Crew Exploration Vehicle" (PDF) . Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio. Enero de 2009. pág. 2. Archivado del original (PDF) el 11 de febrero de 2017. Consultado el 18 de julio de 2009 .
- ↑ "NASAfacts - Programa Constellation: La nave espacial de Estados Unidos para una nueva generación de exploradores - El módulo lunar Altair" (PDF) . Houston, Texas, Estados Unidos: Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio - Centro Espacial Lyndon B. Johnson. pág. 2. Archivado del original (PDF) el 29 de agosto de 2017. Consultado el 18 de julio de 2009 .
- ↑ Noland, David (febrero de 2009). "La NASA y sus descontentos: ingenieros frustrados luchan con la NASA por el futuro de los vuelos espaciales" . Popular Mechanics . Archivado del original el 23 de marzo de 2009. Consultado el 18 de julio de 2009 .
- ↑ "Lanzador directo" . Archivado del original el 13 de abril de 2022. Consultado el 13 de abril de 2022 .
- ↑ "NASAfacts - Constellation - Orion Crew Exploration Vehicle" (PDF) . Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio. Enero de 2009. pág. 2. Archivado del original (PDF) el 11 de febrero de 2017. Consultado el 18 de julio de 2009 .
- ↑ "Jupiter-246 - Configuración del vehículo de lanzamiento tripulado lunar - Características del concepto del vehículo - LV 41.4004.10050" (PDF) . 6 de junio de 2009. Consultado el 21 de julio de 2009 .
- ↑ "Jupiter-246 - Configuración del vehículo de lanzamiento lunar EDS - Características del concepto del vehículo - LV 41.4004.08001" (PDF) . 6 de junio de 2009. Consultado el 21 de julio de 2009 .
- ↑ Mark Carreau (19 de enero de 2008). "Un grave problema de vibraciones afecta el diseño de un cohete lunar" . Houston Chronicle.
Enlaces externos
- Página de TeamVision sobre DIRECT
- Sitio web archivado del equipo DIRECT
Presentaciones
- Archivado el 30/01/2023 en la presentación de Wayback Machine DIRECT 3.0.
- Propuesta de referencia en PDF actualizada v2.0.2
- Propuesta de referencia en PDF actualizada v2.0.1
- Presentación en PPS de la Conferencia Internacional sobre Desarrollo Espacial
- Vehículos de lanzamiento espacial parcialmente reutilizables
- Vehículos de lanzamiento espacial de los Estados Unidos
- Vehículos de lanzamiento espacial derivados del transbordador
