SERV , abreviatura de Vehículo Reutilizable Orbital Terrestre de una sola etapa , fue un sistema de lanzamiento espacial propuesto diseñado por la División Espacial de Chrysler para el proyecto del Transbordador Espacial . SERV era tan radicalmente diferente de los aviones espaciales de dos etapas que casi todos los demás competidores entraron en el proceso de desarrollo del transbordador que nunca se consideró seriamente para el programa del transbordador.
SERV iba a ser una nave espacial de una sola etapa para orbitar que despegaría de los complejos existentes de Saturno V y aterrizaría verticalmente en Kennedy para su reutilización. SERV parecía una cápsula Apolo muy expandida , con un núcleo central vacío capaz de transportar 125,000 lb (57,000 kg) de carga. El SERV podría lanzarse sin tripulación para misiones de carga, expulsando una cápsula de carga y regresando a la Tierra. Para misiones tripuladas, un avión espacial separado , MURP (Carga útil reutilizable tripulada en la etapa superior), podría transportarse encima del vehículo.
El nombre "SERV" también fue utilizado por un proyecto de la NASA totalmente ajeno , el "Vehículo de reentrada de emergencia espacial".
Historia
Fondo
En 1966, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos inició un esfuerzo de estudio que exploró una variedad de naves espaciales tripuladas y lanzadores asociados. A medida que se estudiaron las propuestas, las dividieron en una de tres clases, según el nivel de reutilización. En el extremo más simple de la escala de desarrollo estaban los vehículos de "Clase I" que colocaban un avión espacial encima de un lanzador de misiles balístico intercontinental existente o modificado . Los vehículos de "Clase II" agregaron reutilización parcial para algunos de los componentes del lanzador, mientras que los vehículos de "Clase III" fueron completamente reutilizables. La USAF ya había comenzado a trabajar en un diseño de Clase I en su programa X-20 Dyna Soar , que había sido cancelado en diciembre de 1963, pero estaban interesados en el diseño de Lockheed Star Clipper Clase II como un posible desarrollo futuro. Nunca salió nada del esfuerzo del estudio, ya que la USAF redujo su interés en los programas espaciales tripulados.
En ese momento, la NASA estaba en medio de la construcción del Proyecto Apolo , mientras los vehículos avanzaban hacia el vuelo. Mirando hacia el futuro, varias oficinas de la NASA iniciaron programas para explorar misiones tripuladas en la década de 1970 y más allá. Entre las muchas propuestas, una estación espacial con tripulación permanente fue una de las favoritas. Estos planes generalmente asumían el uso de los cohetes Saturno existentes para lanzar las estaciones, e incluso las tripulaciones, pero los sistemas Saturno no estaban configurados para el tipo de suministro constante y respuesta de la tripulación que se preveía. La idea de un lanzador tripulado simple y económico, un "transbordador y vehículo logístico", se desarrolló a partir de los estudios de la estación espacial casi como una ocurrencia tardía, y la primera mención de ello fue en los presupuestos del año fiscal 1967. [1]
El diseño de un Sistema de Transporte Espacial (STS) reutilizable y de bajo costo comenzó en serio en diciembre de 1967, cuando George Mueller organizó una sesión de lluvia de ideas de un día sobre el tema. Él inició la discusión invitando a la USAF a asistir, incluso manteniendo el acrónimo original de la USAF para el proyecto, "ILRV". Al igual que los estudios originales de la USAF, se imaginó un vehículo pequeño que transportara tripulaciones de reemplazo y suministros básicos, con énfasis en el bajo costo de las operaciones y los tiempos de entrega rápidos. Sin embargo, a diferencia de la USAF, la Fuerza de Tarea Espacial de la NASA decidió rápidamente pasar directamente a los diseños de Clase III.
Fase A
La NASA imaginó un programa de desarrollo de cuatro fases para el STS. La "Fase A" fue una serie de estudios iniciales para seleccionar una ruta tecnológica general, y los contratos de desarrollo para las propuestas se publicaron en 1968 y las propuestas se esperaban para el otoño de 1969. Se presentaron varios diseños de una variedad de socios de la industria. Casi universalmente, los diseños eran pequeños, totalmente reutilizables y se basaban en aviones espaciales de alas delta o cuerpos de elevación .
Chrysler Aerospace ganó el contrato NAS8-26341 por su entrada en la serie Phase A, formando un equipo bajo Charles Tharratt. Su informe de 1969, NASA-CR-148948, describió el diseño del SERV, las medidas de rendimiento preliminares y los perfiles básicos de la misión. Este informe describía una bahía de carga de 23 pies (7,0 m) de ancho [a] Tharratt estaba convencido de que SERV ofrecía una mayor flexibilidad que cualquiera de las plataformas aladas, lo que le permitía lanzar misiones tripuladas y no tripuladas, y era mucho más pequeña en general. [2]
Con la mayoría de los centros de la NASA respaldando uno de los vehículos alados, y siendo dramáticamente diferente de cualquiera de ellos, SERV no encontró partidarios dentro de la burocracia y nunca fue considerado seriamente para STS. [3] Además, el cuerpo de astronautas insistió en que cualquier futura nave espacial de la NASA tendría que ser tripulada, [4] por lo que el SERV potencialmente sin tripulación tampoco ganó conversos allí.
Se ofreció un contrato de extensión de todos modos, produciendo el informe final NASA-CR-150241 sobre el diseño del SERV que se entregó el 1 de julio de 1971. Esto difería principalmente en detalles menores, el cambio principal fue la reducción del ancho de la bahía de carga de 23 pies a 15 pies (4,6 m) de acuerdo con el resto de propuestas de Shuttle.
Descripción
Diseño de vehículos
SERV consistía en un gran cuerpo cónico con una base redondeada que Chrysler se refirió como un "diseño Apollo modificado". El parecido se debe al hecho de que ambos vehículos utilizaron perfiles de reentrada de la carrocería romos , que disminuyen la carga de calentamiento durante el reentrada al crear una onda de choque muy grande frente a una superficie redondeada. Inclinar el vehículo en relación con la dirección del movimiento cambia el patrón de las ondas de choque, produciendo sustentación que se puede utilizar para maniobrar la nave espacial, en el caso de SERV, hasta aproximadamente 100 NM a cada lado de su trayectoria balística. [5] Para ayudar a la generación de sustentación, SERV fue "escalonado", con la parte inferior del cono en un ángulo de aproximadamente 30 grados y la parte superior más cerca de 45 grados. SERV tenía 96 pies (29 m) de ancho en el punto más ancho y 83 pies (25 m) de alto. [6] El peso bruto de despegue fue un poco más de 6.000.000 lb (2.700.000 kg), [7] aproximadamente el mismo que el del Saturn V 6.200.000 lb (2.800.000 kg) [8] pero más que el del Shuttle 4.500.000 lb (2.000.000 kg). [9]
La mayor parte del fuselaje SERV consistía en un panal de abejas compuesto de acero . La base estaba cubierta con paneles de protección térmica ablativos atornillados , lo que permitió un fácil reemplazo entre misiones. Las partes superiores de la estructura del avión, que recibieron cargas de calentamiento dramáticamente menores, estaban cubiertas con tejas metálicas que cubrían un aislamiento de cuarzo debajo. [10] Cuatro patas de aterrizaje extendidas desde la parte inferior, su "pie" forma su parte de la superficie del escudo térmico cuando se retrae. [11]
Un motor aerospike LH2 / LOX de doce módulos se dispuso alrededor del borde de la base, cubierto por escudos metálicos móviles. [12] Durante el ascenso, los escudos se saldrían del cuerpo para ajustarse a la presión de aire decreciente , formando una boquilla compensadora de gran altitud . El módulo se alimentó de un conjunto de cuatro turbobombas reticuladas que fueron diseñadas para funcionar hasta al 120% de su potencia nominal, permitiendo la inserción orbital incluso si una bomba fallaba inmediatamente después del despegue. El motor como un todo proporcionaría 7.454.000 lbf (25.8 MN) de empuje, [7] sobre el mismo que el S-IC , la primera etapa del Saturno V .
También se dispusieron alrededor de la base cuarenta motores a reacción de 20.000 lbf (89 kN), que se encendieron justo antes del aterrizaje para frenar el descenso. Las puertas móviles sobre los motores se abrieron para alimentar el aire. [13] Dos RL-10 proporcionaron empuje fuera de órbita, por lo que el motor principal no tuvo que ser reiniciado en el espacio. Incluso las maniobras en órbita, que no fueron extensas para el SERV (ver más abajo), fueron proporcionadas por pequeños motores LOX / LH2 en lugar de propulsores que utilizan diferentes combustibles. [14]
Una serie de tanques cónicos alrededor del borde exterior de la nave, justo encima de los motores, almacenaba la LOX . LH2 se almacenó en tanques mucho más grandes más cerca del centro de la nave. Tanques esféricos mucho más pequeños, ubicados en los espacios debajo del extremo redondeado de los tanques LOX, contenían el JP-4 utilizado para alimentar los motores a reacción. Los motores de maniobra orbital y de desorbitación se agruparon alrededor de la parte superior de la nave espacial, alimentados por sus propios tanques intercalados entre el LH2. [13] Esta disposición de los tanques dejaba un gran espacio abierto en el medio de la nave, de 15 por 60 pies (18 m), que servía como bodega de carga. [B]
Modos operacionales
Se previeron dos configuraciones básicas de naves espaciales y perfiles de misión. Las misiones "Modo A" volaron SERV a una órbita de estacionamiento a gran altitud a 260 nmi (480 km) inclinada a 55 grados, justo debajo de la órbita de la estación espacial a 270 nmi (500 km). Las misiones "Modo B" volaron a una órbita terrestre baja (LEO) de 110 millas náuticas (200 km) inclinada a 28,5 grados, un lanzamiento hacia el este desde el Centro Espacial Kennedy . En cualquier caso, el SERV se emparejó con un contenedor de carga largo en su bahía y, opcionalmente, se combinó con una nave espacial tripulada en la parte superior.
Las propuestas originales utilizaban un avión espacial de cuerpo elevador conocido como MURP para apoyar misiones tripuladas. El MURP se basó en el diseño HL-10 que ya está siendo estudiado por North American Rockwell como parte de sus esfuerzos de STS. El MURP se instaló en la parte superior de un contenedor de carga y un carenado, que tenía 114 pies (35 m) de largo en total. [15] En la segunda versión del estudio, Chrysler también agregó una opción que reemplazó a MURP con un "módulo de personal", basado en el Apollo CSM , que tenía 74 pies (23 m) de largo cuando se combinaba con el mismo contenedor de carga. El original, "SERV-MURP", tenía 137 pies (42 m) cuando se combinaba con SERV, mientras que la nueva configuración, "SERV-PM", tenía 101 pies (31 m) de altura. [7] Ambos sistemas incluyeron un aborto de todos los aspectos de la parte tripulada durante todo el ascenso. [dieciséis]
Después de considerar las cuatro combinaciones de modo y módulo, se seleccionaron dos perfiles de misión básicos como los más eficientes. Con SERV-PM se utilizaría la órbita terrestre alta y el PM maniobraría solo una corta distancia para llegar a la estación. Con SERV-MURP, se utilizaría la órbita terrestre baja y el MURP maniobraría el resto del camino por su cuenta. En cualquier caso, el SERV podría regresar a la Tierra inmediatamente y dejar que el PM o el MURP aterrizaran por su cuenta, o más comúnmente, esperar en la órbita de estacionamiento a que un módulo de carga de una misión anterior se reuniera con él para regresar a la Tierra. [17] Las consideraciones de peso y equilibrio limitaron la carga útil de retorno.
Ambas configuraciones entregaron 25,000 lb (11,000 kg) de carga a la estación espacial, aunque en la configuración PM los pesos totales arrojados fueron mucho más bajos. [15] Si la configuración PM se usara con un carenado en lugar de la cápsula, SERV podría entregar 112,000 lb (51,000 kg) a LEO, o hasta 125,000 lb (57,000 kg) con un "Nosecone extendido". [18] El cono de nariz extendido era un pico largo con una alta relación de finura que reducía la resistencia atmosférica al crear ondas de choque que despejaban la carrocería del vehículo durante el ascenso. [11]
Además, Chrysler también describió formas de soportar cargas de 33 pies (10 m) de ancho en la parte delantera del SERV. Este era el diámetro del S-IC y S-II , las etapas inferiores del Saturno V.La NASA había propuesto una amplia variedad de cargas útiles para el Programa de Aplicaciones Apolo que se basaban en este diámetro y que estaban destinados a ser lanzados en Saturno. INT-21 . Chrysler demostró que también podrían lanzarse en SERV, si se tienen en cuenta las consideraciones de peso. Sin embargo, estos planes se basaron en los diseños SERV anteriores con la bahía de carga más grande de 23 pies (7,0 m). [11] Cuando las cargas de la NASA se adaptaron para adaptarse a la bahía más pequeña de 4,6 m (15 pies) común a todas las propuestas de STS, esta opción se eliminó.
No se esperaba que SERV permaneciera en órbita durante períodos prolongados de tiempo, y las misiones más largas descritas en el informe duraban poco menos de 48 horas. [19] Por lo general, regresaría después de que un pequeño número de órbitas acercaran su trayectoria terrestre lo suficientemente a Kennedy, y se contemplaron misiones de abortar una vez alrededor. El vehículo fue diseñado para regresar a una ubicación dentro de las cuatro millas (6 km) del punto de toma de contacto mediante maniobras de reentrada, el resto se recuperaría durante el descenso a reacción. [20]
Construcción y operaciones
La NASA se había asociado con Chrysler para construir el Saturn IB diseñado por la NASA , en las instalaciones de ensamblaje de Michoud en las afueras de Nueva Orleans . Chrysler también propuso construir SERV en Michoud, entregárselos a KSC en los barcos de la clase Bay utilizados para entregar el S-IC de Boeing desde la misma fábrica. Dado que el SERV era más ancho que los barcos, tuvo que llevarse ligeramente inclinado para reducir su ancho total. Luego se agregaron pontones al costado de las naves para proteger la nave espacial de las salpicaduras. [21]
Los SERV se equiparían en la bahía alta del edificio de ensamblaje de vehículos (VAB), se acoplarían con el PM o MURP que se prepararon en la bahía baja y luego se transportarían a las plataformas LC39 en los transportadores de orugas existentes . [22] Las almohadillas LC39 solo requirieron modificaciones menores para el uso del SERV, similares a las necesarias para lanzar el Saturn IB . [23] Chrysler propuso construir varias pistas de aterrizaje SERV entre LC39 y el VAB, y una pista de aterrizaje para el MURP cerca de la pista de aterrizaje existente del Transbordador Espacial. [24] Los SERV se devolverían al VAB en un enorme camión de plataforma. La única otra infraestructura nueva era un conjunto de bancos de pruebas en el complejo de pruebas de motores de operaciones de prueba de Mississippi , cerca de Michoud.
La reutilización de gran parte de la infraestructura existente redujo los costos generales del programa; Los costos totales se estimaron en $ 3.565 mil millones, con cada SERV costando $ 350 millones en dólares del año fiscal 1971, y se calificó para 100 vuelos durante una vida útil de 10 años. [25] Esto fue mucho menos costoso que las propuestas de retorno en dos etapas presentadas por la mayoría de las empresas, que tenían costos de desarrollo máximos del orden de $ 10 mil millones.
Diseños similares
SERV era similar al diseño posterior de McDonnell Douglas DC-X . La principal diferencia entre los dos fue que el DC-X fue construido para una misión militar y requería una capacidad de maniobra de reentrada mucho mayor. Debido a esto, la estructura del avión era larga y delgada, y la nave espacial volvió a entrar por la nariz. Inclinar esta forma en relación con la trayectoria del movimiento genera una sustentación considerablemente mayor que la base roma del SERV, pero también somete la estructura del avión a cargas de calentamiento mucho más altas.
Más recientemente, el diseño SERV original se utilizó en la nave espacial Blue Origin Goddard . Al igual que el SERV, Goddard no necesitaba las capacidades extendidas de alcance cruzado de un lanzador militar y regresó al perfil de reentrada de base contundente más simple. El estudio de diseño similar de Kankoh-maru también utilizó el mismo perfil VTOL de cuerpo romo.
Ver también
- Douglas SASSTO
- Lista de diseños de sistemas de lanzamiento espacial
Notas
- ^ De diámetro similar al de la etapa Saturn IV, lo que permite un fácil transporte de carga en cualquiera de las plataformas.
- ^ Algunas fuentes basadas en la versión original de 1969 del diseño SERV afirman que la bodega de carga tiene 23 pies de ancho, pero la selección final del vehículo lo redujo a 15 por 60 pies de acuerdo con los otros diseños de lanzadera.
Referencias
Citas
- ^ Helen Wells, Susan Whiteley y Carrie Karegeannes, "Orígenes de los nombres de la NASA" , NASA SP-4402, 1976
- ^ NASA-CR-148948, pág. 9
- ^ Andrew Butrica, "Single Stage to Orbit", Johns Hopkins University Press, 2003, ISBN 0-8018-7338-X , pág. 84
- ^ Gregg Easterbrook, "Sácanos de esta trampa mortal, Scotty" Archivado el 4 de marzo de 2016 en la Wayback Machine , Washington Monthly , abril de 1980
- ^ CR-150241, diapositiva 3-33
- ^ CR-150241, diapositiva 2-3
- ^ a b c CR-150241, diapositiva 2-9
- ^ "¿Qué fue el Saturno V" . NASA .
- ^ "Datos técnicos de la lanzadera" . ESA .
- ^ NASA-CR-148948, pág. 111
- ↑ a b c NASA-CR-148948, pág. 35
- ^ CR-150241, diapositiva 4-3
- ^ a b Vea el diagrama de distribución general, CR-150241, diapositiva 2-13
- ^ NASA-CR-148948, pág. 117
- ^ a b CR-150241, diapositiva 2-5
- ^ CR-150241, diapositiva 3-17
- ^ CR-150241, diapositiva 2-7
- ^ CR-150241, diapositiva 3-19
- ^ CR-150241, diapositiva 3-5
- ^ NASA-CR-148948, pág. 119
- ^ CR-150241, diapositiva 9-11
- ^ CR-150241, diapositiva 9-15
- ^ CR-150241, diapositiva 9-21
- ^ NASA-CR-148948, pág. 145
- ^ CR-150241, pág. 5
Bibliografía
- "Estudio de viabilidad del transbordador espacial PROJECT SERV" , NASA-CR-150241, 1 de julio de 1971
- "Proyecto SERV: Estudio de viabilidad del transbordador espacial" (informe inicial), NASA-CR-148948, 19 de noviembre de 1969
- Charles Tharratt, "SERV - Un concepto de transbordador espacial de una sola etapa reutilizable para orbitar", Revista de la Sociedad Interplanetaria Británica , Volumen 28 (enero de 1975), págs. 3–25
- SERV - Enciclopedia Astronautica
- SERV / MURP, el camión espacial de Chrysler