DIRECTO
DIRECTO estaba a finales de la década de 2000 propusieron alternativas de carga pesada vehículo de lanzamiento súper arquitectura apoyo de la NASA 's visión de la exploración espacial que reemplazaría planificadas de la agencia espacial Ares I y Ares V cohetes con una familia de vehículos de lanzamiento Derivados-Shuttle llamado 'Júpiter'. [ cita requerida ]
DIRECT fue defendido por un grupo de entusiastas del espacio que afirmaron que representaban a un equipo más amplio de docenas 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 formado por 69 miembros, [1] 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 pertenecen a la NASA representó públicamente al grupo. [ quien? ]
El nombre del proyecto "DIRECTO" se refería a una filosofía de maximizar la reutilización del hardware y las instalaciones ya existentes para el programa del Transbordador Espacial (STS), por lo tanto, una transición "directa". El Equipo DIRECTO afirmó que el uso de este enfoque para desarrollar y operar una familia de cohetes de alta comunalidad reduciría los costos y la brecha entre el retiro del Transbordador Espacial y el primer lanzamiento de Orion, acortaría los horarios y simplificaría los requisitos técnicos para el futuro espacio humano de EE. UU. esfuerzos. [ cita requerida ]
Se publicaron tres versiones principales de la propuesta DIRECT y la última, la versión 3.0, se dio a conocer 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 Humanos de EE. esfuerzos espaciales, en Washington DC [2]
Con la firma el 11 de octubre de la Ley de Autorización de la NASA de 2010 (S. 3729) por parte del presidente Obama que ordenaba el trabajo en el Vehículo de Lanzamiento de Carga Pesada del Sistema de Lanzamiento Espacial , el equipo DIRECT declaró que su esfuerzo fue un éxito y se disolvió. Posteriormente, algunos miembros anunciaron la formación de una nueva empresa de tecnología espacial: C-Star Aerospace, LLC. [3] [4]
Familia de vehículos de lanzamiento Júpiter
DIRECT abogó por el desarrollo de una familia única de cohetes de alta comunalidad llamada Júpiter, adaptada estrechamente de los sistemas de transbordadores espaciales existentes. Cada vehículo de lanzamiento de Júpiter utilizaría una "etapa de núcleo común" que consiste en una estructura de tanque basada estrechamente en el Tanque Externo del Transbordador Espacial existente con un par de propulsores de cohetes sólidos (SRB) estándar de cuatro segmentos montados a los lados como en el transbordador espacial . Hasta cuatro motores principales del transbordador espacial (SSMEs) del transbordador espacial Orbiter se conectarían a la parte inferior del tanque externo. Los motores serían desorbitados junto con el tanque agotado para quemar en la atmósfera de la Tierra. [ cita requerida ]
Las tripulaciones serían transportadas sobre el vehículo de lanzamiento en el Vehículo de Exploración de Tripulación Orion planeado por la NASA , a su vez coronado por el Sistema de Aborto de Lanzamiento planeado . La carga, ya sea que se lleve detrás de la nave espacial Orion o sola en un lanzamiento de solo carga, estaría rodeada por un carenado de carga útil . [ cita requerida ]
Se consideraron posibles muchas configuraciones de Júpiter, pero la propuesta de la versión 3.0 de DIRECT, lanzada en mayo de 2009, recomendaba dos: Júpiter-130 y Júpiter-246, con capacidades de elevación declaradas que superan las 70 y 110 toneladas , respectivamente, a la órbita terrestre baja . [5]
Misiones propuestas y posibles
Órbita terrestre baja y misiones científicas sin tripulación
DIRECTO afirmó que la capacidad de carga útil adicional de la Júpiter-130 permitiría una gama de cargas útiles de carga adicionales para ser volado con cada uno de Orión tripulación, una capacidad que no es posible con el Ares I . El equipo sugirió una serie de misiones adicionales que serían habilitadas por Júpiter en su propuesta, [6] que incluyen:
- Nuevas misiones de reabastecimiento de la ISS con los tres módulos logísticos multipropósito creados por la ESA / ASI
- Realización de más misiones de mantenimiento del telescopio espacial Hubble con tripulaciones de Orion
- Lanzamiento de nuevos telescopios espaciales masivos de más de 8 metros de diámetro (más de 3 veces el diámetro del Hubble )
- Realice una misión de retorno de muestras a Marte [7] en un solo lanzador de Júpiter, para aterrizar en Marte y devolver una muestra de su suelo a la Tierra para su estudio ya en 2013.
- Lanzamiento de una tripulación humana para volar alrededor de la luna ya en 2013
El equipo de DIRECT afirmó que estas nuevas misiones adicionales podrían haber sido planificadas y financiadas debido al ahorro de costos de desarrollo con la familia de cohetes Júpiter en comparación con la línea base actual de la NASA. Sugirieron que las nuevas misiones y cargas útiles propuestas podrían proporcionar empleo útil para muchas personas que trabajaban en el programa del transbordador espacial . [ cita requerida ]
Arquitectura de la misión lunar
Al igual que con la línea de base del Programa Constelación de la NASA, se realizarían dos lanzamientos para una misión lunar DIRECTA. Un cohete Júpiter-246 transportaría a la tripulación en el vehículo de exploración de la tripulación Orion planeado por la NASA junto con el módulo de aterrizaje lunar del módulo de acceso a la superficie lunar planeado por la NASA . Se lanzaría otro Jupiter-246, su Jupiter Upper Stage (JUS) completamente alimentado sin carga útil. Este JUS en particular serviría como la Etapa de Salida de la Tierra. Las dos etapas superiores se encontrarían en la órbita terrestre baja y la nave espacial lunar se trasladaría del JUS gastado al JUS nuevo. El Orion / Altair / JUS ensamblados dejaría la órbita terrestre hacia la Luna. La nave espacial entraría en órbita lunar y toda la tripulación descendería a la Luna en el Altair mientras el Orion permanecía en órbita lunar. [cita requerida ]
DIRECT calculó que los dos Júpiter-246 podrán enviar 80,7 t de masa mediante inyección translunar . [8] Esto se compara favorablemente con un lanzamiento dual de Ares I / Ares V, a partir de septiembre de 2008, proyectado para ser capaz de 71,1 t. [9]
Orígenes e historia
El vehículo Júpiter de DIRECT habría sido un vehículo de lanzamiento derivado del transbordador espacial "en línea" . Esta amplia categoría de adaptaciones del Transbordador Espacial , postulada desde antes del primer lanzamiento del Transbordador, elimina el Transbordador Espacial Orbiter alado , mueve los motores principales líquidos al fondo del tanque criogénico (generalmente propuesto para ser adaptado del tanque externo del Transbordador ) y reubica la carga útil por encima del tanque. [ cita requerida ]
El primer estudio oficial del concepto se llevó a cabo en 1986 por la NASA 's Centro de Vuelo Espacial Marshall en las secuelas del desastre del transbordador espacial Challenger . [10] Se promovió como una de las alternativas para el lanzamiento de carga sin tripulación y también habría permitido un programa lunar reiniciado. Sin embargo, la NASA no dispuso de fondos para la construcción de vehículos nuevos mientras continuaba el programa del Transbordador Espacial. La idea fue archivada y la NASA se concentró en arreglar y operar el transbordador espacial. [ cita requerida ]
El enfoque de DIRECT se parecía al del esfuerzo del Sistema Nacional de Lanzamiento de 1991 . Propuesto conjuntamente por la NASA y el Departamento de Defensa como una alternativa al Titán IV , el diseño se basó en los mismos propulsores de cohetes sólidos y un tanque externo modificado, pero en lugar del motor principal reutilizable del Transbordador Espacial, especificó cuatro de los desechables propuestos, menos costosos motores principales de transporte espacial . El Congreso de los Estados Unidos no asignó fondos para el desarrollo. Existe una gran cantidad de material de referencia en el dominio público sobre NLS. [11] [12] [13] [14]
El Estudio de Arquitectura de Sistemas de Exploración (ESAS) de la NASA de 2005 incluyó un diseño similar a la propuesta DIRECT utilizando tres motores principales del transbordador espacial (SSME). Conocido como LV-24 en forma de lanzamiento de tripulación y LV-25 en configuración de carga, la idea se descartó porque no tenía un rendimiento suficiente para el programa lunar propuesto; sin embargo, el concepto no se consideró usar una etapa de salida de la Tierra (EDS). [ cita requerida ]
La reexploración de DIRECT de la idea de SDLV comenzó en 2006 debido a la frustración por el alto costo y las demoras de Ares I y teme que cualquier problema similar con el gigante Ares V pueda poner en peligro todo el Programa de Constelaciones. Un objetivo adicional era mantener la capacidad de EE. UU. Para lanzar tripulaciones al espacio con un espacio lo más corto posible después de la jubilación planificada de Shuttle. [ cita requerida ]
DIRECTO v1.0
Según el equipo de DIRECT, la primera versión de la propuesta de DIRECT fue el producto de un estudio de tres meses elaborado por más de una docena de ingenieros y gerentes de la NASA que trabajaban en su tiempo libre, y un pequeño grupo de ingenieros y no ingenieros fuera de 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. [ cita requerida ]
El siguiente cambio en el desarrollo de DIRECT fue en respuesta a que la NASA dejó caer el motor principal del transbordador espacial en el diseño 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. NASA especifica cinco RS-68 motores como los motores principales para Ares V . La propuesta DIRECTA especificó que su núcleo debería incluir dos motores RS-68. Se proporcionaría un rendimiento adicional para transportar cargas útiles a la órbita terrestre baja mediante la actualización de los motores principales con boquillas de enfriamiento regenerativo para mejorar su eficiencia. [ cita requerida ]
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 . [ cita requerida ]
Crítica de v1.0
A finales de 2006, el director del estudio ESAS , Dr. Doug Stanley, declaró que la propuesta DIRECT v1.0 no podía funcionar porque se basaba en especificaciones de rendimiento demasiado optimistas y especulativas para un motor RS-68 Regen actualizado . Stanley produjo especificaciones oficiales de Rocketdyne sobre las actualizaciones RS-68 Regen como evidencia de su punto. [ cita requerida ]
DIRECTO v2.0
El 10 de mayo de 2007, se publicó una propuesta DIRECT revisada. Para abordar las críticas de confiar en estudios de motores en lugar de motores en funcionamiento, DIRECT v2.0 especificó la calificación humana del rendimiento estándar RS-68 como se usa en los lanzadores Delta IV existentes y para la etapa superior eligió la más baja de dos especificaciones 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 de Shuttle, comenzando con el Jupiter-120 y Jupiter-232. [ cita requerida ]
Según la propuesta, el Júpiter-120 de una sola etapa podría alcanzar una órbita terrestre baja con dos motores RS-68 ablativos estándar, mientras que se requería un RS-68 adicional en la etapa central del Júpiter-232 de dos etapas más pesado. La etapa de salida de la Tierra para Júpiter-232 ahora requería dos motores J-2X estándar en lugar de uno. [15]
El equipo de DIRECT produjo un estudio de arquitectura de exploración DIRECT v2.0 de 131 páginas que se publicó el 19 de septiembre de 2007 en la Conferencia "Space 2007" de AIAA en Long Beach, California. Según el grupo, este documento fue creado dentro de un estudio de nueve meses. El documento proporcionó detalles sobre cómo los vehículos de lanzamiento serían un componente de una arquitectura de mayor alcance para permitir a los EE. UU. Mantener la Estación Espacial Internacional (ISS), volar 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 puesta en escena de puntos de Lagrange y arquitecturas de misión para visitar destinos de objetos cercanos a la Tierra . [dieciséis]
Crítica y refutación de v2.0
En junio de 2008, David King , director del Marshall Space Flight Center de la NASA, declaró que la NASA ha considerado DIRECT, así como muchas otras propuestas de cohetes, y que la familia Ares era el conjunto de cohetes adecuado para la misión. [17] "DIRECT v2.0 está muy por debajo del requisito de rendimiento del módulo de aterrizaje lunar para las misiones de exploración, como se describe específicamente en las reglas básicas del Programa Constellation. El concepto también supera los requisitos para las primeras misiones a la Estación Espacial Internacional en la próxima década. Estas deficiencias requerirían una prisa desarrollo de un sistema de lanzamiento más costoso con muy poca capacidad a largo plazo, y que en realidad aumentaría la brecha entre el retiro del transbordador espacial y el desarrollo de un nuevo vehículo. Aún más importante, el enfoque de Ares ofrece un margen mucho mayor de seguridad para la tripulación, de suma importancia a cada misión que la NASA envía al espacio ".
En julio de 2008, tras las declaraciones de la NASA de que no había estudios especiales sobre DIRECT, la agencia espacial publicó algunos estudios internos realizados en 2006 y 2007. [10] [18] [19] [20] Casi un año después, el 18 de mayo de 2009, el El equipo de DIRECT lanzó una refutación a los cargos planteados por la NASA, concluyendo que "fallas significativas en la evaluación de DIRECT" hicieron que el análisis de octubre de 2007 fuera inútil. [21] [22]
DIRECTO v3.0
El 29 de mayo de 2009, el portavoz de DIRECT Stephen Metschan hizo una presentación en la 28ª Conferencia Anual Internacional de Desarrollo Espacial en Orlando, Florida , titulada "Direct 3.0: aterrizar el doble de masa en la Luna a la mitad del costo". [23] En abril de 2009, tras los estudios comerciales de la NASA que comparan el uso del motor principal del transbordador espacial (SSME) con el motor RS-68 planeado originalmente para Ares V, el equipo DIRECT anunció que las futuras propuestas de DIRECT recomendarían SSME como etapa central. motor. [24] El cambio de motor se debió a preocupaciones de que el ablativoEl RS-68 enfriado no sobreviviría al intenso calor producido por las columnas de escape cercanas de los transbordadores espaciales SRB. DIRECT afirma que el mayor costo del SSME refrigerado regenerativamente se compensará con el tiempo y el dinero ahorrados al no calificar el RS-68 por humanos. De manera similar, para la etapa superior, el equipo DIRECT recomendó usar seis de los motores RL10B-2 de probada eficacia en vuelo .
En mayo de 2009, la Oficina de Política Científica y Tecnológica anunció que Norman R. Augustine presidirá el Comité de revisión de planes de vuelos espaciales tripulados en los Estados Unidos . [25] El 17 de junio de 2009, el miembro del equipo Stephen Metschan presentó el concepto DIRECT v3.0 al Comité, que se formó para ofrecer asesoramiento independiente a la administración entrante de Obama . [2] [26] 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 de un transbordador. [27] [28]
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 Operaciones Espaciales de la NASA, William H. Gerstenmaier. , en una reunión convocada por el administrador de la NASA Charles F. Bolden, Jr. [29]
Enfoque integrado: reutilización de instalaciones existentes
Según el equipo de DIRECT, muchos ingenieros y gerentes de la NASA apoyaron el concepto y completaron una comparación de análisis de costos con el programa Constellation actual de la NASA y una serie detallada de evaluaciones para las instalaciones de apoyo, como datos sobre las instalaciones de fabricación existentes para el tanque externo en la Asamblea Michoud. Instalación y las diversas instalaciones de procesamiento de lanzamiento que se encuentran actualmente en el Centro Espacial Kennedy . DIRECT propuso reutilizar casi todas las instalaciones existentes con modificaciones mínimas en contraste con los cohetes Ares I y Ares V que habrían requerido grandes modificaciones y reemplazos sobre las instalaciones existentes. [ cita requerida ]
La etapa central del DIRECT se habría mantenido en el diámetro existente de 8.41 m (27.6 pies) del tanque externo del Shuttle en comparación con los 10.06 m (33.0 pies) del Ares V. El equipo de DIRECT afirmó que al no aumentar el diámetro de la etapa central, el tanque externo existente herramientas de fabricación en la instalación de ensamblaje de Michoud , la barcaza Pegasus existente utilizada para transportar el tanque desde Michoud al Centro Espacial Kennedy , las plataformas de trabajo existentes en el edificio de ensamblaje de vehículos , las plataformas de lanzamiento móvil y transportadores de orugas existentes , y partes de la estructura de la estructura de servicio fijo existente y las trincheras de llamas en el complejo de lanzamiento 39podría utilizarse sin modificaciones importantes. [ cita requerida ]
El Space Launch System , el eventual sucesor de Ares de la NASA, retuvo el diámetro del tanque del transbordador espacial de 8,41 m (27,6 pies).[30]
Costo y cronograma de Ares I / Ares V frente a DIRECTO
Costos de Ares I / V
Una de las críticas programáticas más fuertes con la arquitectura Ares I y Ares V fue el alto costo tanto para desarrollar dos nuevos lanzadores como para operar dos programas concurrentes. Las preocupaciones sobre los costos se citaron en los Informes de la GAO al Congreso [31], señalando que se esperaba que el desarrollo del Ares I solo costara hasta $ 14,4 mil millones. El ex administrador de la NASA Michael Griffin confirmó que el costo total para el desarrollo de ambos lanzadores Ares sería de $ 32 mil millones, lo que indica que el Ares V sería más caro de desarrollar que el Ares I . [ cita requerida ]
Horario Ares
El horario de Ares I incurrió en 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 tener un vuelo con tripulación a mediados de 2011 después del retiro del Transbordador Espacial en 2010. Un programa oficial posterior de la NASA tenía un 65% de confianza en que el primer vuelo con tripulación de Ares I con Orion ( Orion 2 ) ocurriría en marzo de 2015. [32] [ verificación fallida ]
Una actividad crítica del desarrollo de Ares I fue el programa para el motor de etapa superior J-2X y la versión de cinco segmentos del SRB . Los ingenieros estaban preocupados por la oscilación de empuje y la integración de Orion-Ares I. En 2008, Lockheed Martin solicitó que la NASA rediseñara el Ares I para acabar con los riesgos de integración con la cápsula de la tripulación Orion. Los resultados de las pruebas combinadas del lanzamiento del Ares IX y el disparo de prueba estática del Ares I indicaron que la oscilación de empuje no era un problema crítico, según los ingenieros del programa. [33]
Autocomparación DIRECTA con Ares
DIRECT sostuvo que el requisito de desarrollar SRB de 5 segmentos y el motor de etapa superior J-2X para Ares I con el fin de volar el primer Orion era directamente responsable de los retrasos en el cronograma y los costos de desarrollo comparativamente altos. Todos los nuevos de fabricación en las instalaciones de montaje Michoud y de lanzamiento de las instalaciones en el Centro Espacial Kennedy también sería necesaria para Ares I. Por el contrario, directo propuesto reutilizar el 4 segmentos existentes totalmente humano nominal del transbordador espacial Rocket Booster sólido y motores principales . DIRECT también propuso la reutilización de la fabricación existente para construir una variante modificada del tanque externo del transbordador espacial existente.. Solo se requerirían modificaciones moderadas en el Centro Espacial Kennedy para permitir los lanzamientos. La propuesta de DIRECT de un vehículo de lanzamiento único tenía como objetivo eliminar los riesgos del programa asociados con la posible cancelación del lanzador Ares V debido a restricciones presupuestarias. [ cita requerida ]
DIRECT afirmó que sus lanzadores Júpiter evitarían los retrasos del Ares I al no requerir el J-2X en el vehículo Jupiter-130 de primera generación, al no requerir el SRB de cinco segmentos y al proporcionar más de 60 t de rendimiento de elevación que mejoraría problemas de peso en el diseño de Orion. [ cita requerida ]
DIRECT también afirmó que se ahorraría dinero al evitar un desarrollo paralelo del propulsor Ares V , ya que la familia Júpiter representaría un programa de una sola familia de cohetes. El grupo sugirió que el dinero ahorrado en Ares V se reutilice para acelerar el trabajo de desarrollo de otros elementos como el Orion , el Júpiter-130, las modificaciones de las instalaciones de lanzamiento y todos los sistemas asociados. Se esperaba que una inyección de efectivo significativa permitiera recortar sustancialmente los horarios de todos esos elementos, lo que permitiría la capacidad operativa total de un sistema Orion / Jupiter-130 para realizar rotaciones de tripulaciones de 6 personas y entregas de carga a la ISS para 2013. [ cita requerida ]
Ahorro de costos y brecha de vuelos espaciales tripulados
Los proponentes afirmaron que la propuesta DIRECT permitiría a la NASA cumplir con el mandato de la Visión para la Exploración Espacial antes y con más seguridad que los Ares I y Ares V planeados, a un costo menor y con menos riesgo programático debido a un enfoque más simple que disminuye el desarrollo nuevo. esfuerzos. Los defensores dijeron que la propuesta DIRECT permitiría a la NASA proporcionar suficiente dinero para continuar financiando programas más allá del desarrollo y operación de vehículos de lanzamiento, incluida la extensión de su participación en la Estación Espacial Internacional , que estaba programada para finalizar en 2016 a partir de 2009. La propuesta DIRECT también sugirió que La NASA podría utilizar los ahorros de costos de la propuesta DIRECT para acelerar los VSEprograma para regresar a la Luna y potencialmente volar otras misiones, como misiones de servicio al Telescopio Espacial Hubble. En contraste con estas afirmaciones, el gerente senior de la NASA para el programa STS, John Shannon, declaró que pensaba que la propuesta DIRECT subestimaba los costos de la familia de cohetes Júpiter. [34]
Pasos del montaje orbital
La propuesta DIRECT requirió más pasos de ensamblaje orbital que el Programa Constelación propuesto. En Constellation, después del encuentro orbital terrestre bajo de Ares I y Ares V, el vehículo de exploración de la tripulación Orion (aproximadamente 22 t [35] ) del Ares I se invertiría y atracaría con el módulo de aterrizaje lunar Altair (aproximadamente 44 t [36]) que todavía estaría adjunta a la Etapa de Salida de la Tierra Ares V. En el caso de DIRECT, la masa combinada de Orión y Altair excedería la capacidad de carga del Júpiter-130. Si se lanzara un Júpiter-130 con Orion y un Júpiter-246 con Altair, la Etapa Superior de Júpiter (JUS) con Altair no tendría suficiente propulsor para empujar a Altair / Orion más allá de la órbita terrestre. Por lo tanto, la línea de base DIRECTA era lanzar dos Júpiter-246, uno con un JUS parcialmente alimentado (75 t) que transportaba Orion / Altair y el otro con solo un JUS completamente alimentado (175 t). [8] Después del encuentro orbital, el Orion se invertiría y volvería a acoplarse con Altair como en el Programa Apolo.y programa de constelaciones. Sin embargo, con DIRECT, la tripulación en 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 descartaría en la órbita terrestre baja, mientras que el segundo se descartaría después de que se quemara su salida de la Tierra. [ cita requerida ]
Masa de la etapa superior de Júpiter
La masa de la etapa superior de Júpiter (JUS) a la capacidad propulsora se ha considerado realista. Es deseable una masa mínima de la etapa superior para que la etapa pueda impulsar a las naves espaciales Orion y Altair fuera de la órbita terrestre, pero el 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. El DIRECT v3.0 JUS tenía una masa putativa de 11,3 t para una capacidad propulsora de 175,5 t. Si bien reivindicaba una herencia de diseño de la serie Centaur de etapas superiores, DIRECT citó específicamente nuevos materiales, nuevas técnicas de soldadura y un mamparo común que separa los tanques de oxígeno líquido e hidrógeno líquido como suficiente para tener en cuenta la masa baja de la etapa. Bernard Kutter de United Launch Alliancedescribió el diseño JUS de DIRECT v2.0 aún más radical como "... muy razonable. Incluso lo llamaría conservador". [37]
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 fue más que el cohete Júpiter más grande propuesto (Jupiter-246 Heavy con SRBS de 5 segmentos) que se decía que elevaba unos 120.000 kg a LEO. [38] Para posibles misiones a Marte, se requerirían más lanzamientos por misión utilizando Júpiter en lugar de Ares V y los módulos de la misión tendrían que estar separados en partes más diferentes. Sin embargo, la Misión de Referencia de Diseño 5.0 de la NASA completada en 2007 requirió solo un vehículo de lanzamiento de 125mt + con una cubierta de 10m + de diámetro para una misión a Marte con 6 lanzamientos Ares V separados. El cohete Júpiter cumpliría los requisitos de la Misión de referencia de diseño con solo un déficit muy estrecho en la carga útil para LEO, al tiempo que cumpliría con los requisitos de volumen.[ cita requerida ]
Los cohetes Júpiter serían más cortos en altura que el Ares V, lo que permitiría carenados de carga útil muy largos y, por lo tanto, un volumen interno total mayor que el posible con el Ares V más alto, que rápidamente encontraría restricciones debido a limitaciones de altura dentro del Edificio de Ensamblaje de Vehículos en el Centro Espacial Kennedy. . [ cita requerida ]
Ver también
- Sistema Nacional de Lanzamiento
- Programa de transporte espacial avanzado de la NASA
- Vehículo de lanzamiento de carga pesada derivado de lanzadera
- Sistema de lanzamiento espacial
- Júpiter (familia de cohetes)
- Variaciones y derivadas estudiadas del transbordador espacial
Referencias
Este artículo incorpora material de dominio público de sitios web o documentos de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio .
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