La familia Jupiter de vehículos de lanzamiento de carga súper pesada formaba parte de la arquitectura de vehículos de lanzamiento derivados de lanzadera DIRECT propuesta . Se pretendía que fuera la alternativa a los cohetes Ares I y Ares V que estaban en desarrollo para el Proyecto Constelación de EE . UU . [ cita requerida ]
Función | Vehículo de lanzamiento con tripulación |
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País de origen | Estados Unidos |
Tamaño | |
Altura | 70,9–92,3 m (233–303 pies) |
Diámetro | 8,41 m (27,6 pies) |
Masa | 2,061,689–2,177,650 kg (4,545,246–4,800,896 lb) |
Etapas | 1,5 o 2 |
Capacidad | |
Carga útil a LEO (185 km x 51,6 °) | |
Masa | 60,282 kg (132,899 libras) (Júpiter-130) |
Carga útil a LEO (241 km x 29 °) | |
Masa | 91,670 kg (202,100 libras) (Júpiter-246) |
Cohetes asociados | |
Familia | SDLV |
Comparable | Sistema Nacional de Lanzamiento |
Historial de lanzamiento | |
Estado | Propuesto |
Sitios de lanzamiento | LC-39B , Centro espacial Kennedy |
Cargas útiles notables | Módulo de acceso a la superficie lunar Altair del vehículo de exploración de la tripulación Orion |
Impulsores - Shuttle RSRM | |
No impulsores | 2 |
Motores | 1 sólido |
Empuje | 12,868-13,977 kN (2,893,000-3,142,000 lbf) (nivel del mar - vacío) |
Empuje total | 25,737–27,955 kN (5,786,000–6,285,000 lbf) (nivel del mar - vacío) |
Impulso específico | 237.0 - 269.1 s (nivel del mar - vacío) |
Quemar tiempo | 123,8 segundos |
Propulsor | APCP / PBAN |
Primera etapa (Júpiter-130) - Etapa de núcleo común | |
Diámetro | 8,41 m (27,6 pies) |
Motores | 3 SSME-Bloque-II |
Empuje | 5,235–6,550 kN (1,177,000–1,472,000 lbf) (nivel del mar - vacío; tres motores combinados) |
Impulso específico | 361,4 - 452,2 s (nivel del mar - vacío) |
Quemar tiempo | 524,5 segundos |
Propulsor | LOX / LH2 |
Primera etapa (Júpiter-246): etapa de núcleo común | |
Diámetro | 8,41 m (27,6 pies) |
Motores | 4 SSME-Bloque-II |
Empuje | 6,981–8,734 kN (1,569,000–1,963,000 lbf) (nivel del mar - vacío) |
Impulso específico | 361,4 (SL) 452,2 s (nivel del mar - vacío) |
Quemar tiempo | 384,1 segundos |
Propulsor | LOX / LH2 |
Segunda etapa (Júpiter-246) - Etapa superior de Júpiter | |
Diámetro | 8,41 m (27,6 pies) |
Motores | 6 RL10B-2 |
Empuje | 661 kN (149.000 lbf) (vacío) |
Impulso específico | 459 s (vacío) |
Quemar tiempo | 609,9 segundos |
Propulsor | LOX / LH2 |
Se proyectaron importantes beneficios al reutilizar la mayor cantidad posible de hardware e instalaciones del programa del Transbordador Espacial , incluido el ahorro de costos, la experiencia con el hardware existente y la preservación de la fuerza laboral. [ cita requerida ]
Propuesta DIRECTA
Júpiter fue diseñado para ser una familia de cohetes muy común, adaptada estrechamente a los sistemas Shuttle 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 al fondo del tanque y se gastarían junto con el tanque. Para cargas útiles más pesadas, se agregaría una etapa superior de Júpiter (JUS) propuesta encima de la estructura del tanque. Para las expediciones extraplanetarias, el JUS desempeñaría un papel similar al de la Etapa de Salida de la Tierra planificada para Ares V. DIRECT especificó a propósito los componentes existentes para los vehículos de lanzamiento, pero sostuvo que mejoras como el SRB de cinco segmentos más poderoso o el J Se podría haber incorporado un motor de etapa superior -2X . [ cita requerida ]
Las tripulaciones serían transportadas sobre el vehículo de lanzamiento en el Vehículo de Exploración de Tripulación Orion planeado por la NASA . La carga, ya sea transportada por Orion o sola en un lanzamiento solo de carga, estaría encerrada por un carenado de carga útil . [ cita requerida ]
Variantes
Se proyectaron muchas configuraciones de Júpiter, con la propuesta DIRECT versión 3.0 de mayo de 2009 recomendando dos: Júpiter-130 y Júpiter-246, con capacidades de elevación declaradas que superan las 60 y 90 toneladas (t), respectivamente, a la órbita terrestre baja . [1] .
Júpiter-130
DIRECT propuso que el Júpiter-130 sea la primera configuración desarrollada, con el objetivo de entrar en funcionamiento dentro de los cuatro años posteriores al inicio del programa de desarrollo. El Jupiter-130 habría consistido en la etapa de núcleo común de Júpiter con un SSME eliminado, sin etapa superior y un carenado de carga útil en la parte superior. "130" significa una etapa de núcleo criogénico , tres motores principales y cero motores de etapa superior. Los lanzamientos iniciales rotarían a las tripulaciones y llevarían carga a la Estación Espacial Internacional , una función que realizaban los cohetes Soyuz en ese momento. [ cita requerida ]
Los cálculos DIRECTOS indicaron que el Júpiter-130 habría podido entregar entre más de 60 ty 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 y la tripulación propuestas (18 - 22 t según la misión [2] ), el resto se compara favorablemente con la capacidad de carga de aproximadamente 25 t del transbordador espacial y la falta de capacidad de Ares I además de la nave espacial Orion.
Júpiter-246
El Júpiter-246 habría usado cuatro motores principales del transbordador espacial (SSMEs) en la etapa de núcleo común con una etapa superior , informalmente llamada etapa superior de Júpiter (JUS). El Jupiter-246 usaría seis motores RL10B-2 en el escenario superior. "246" significa dos etapas criogénicas, cuatro motores principales y seis motores de etapa superior. La función principal del Jupiter-246 sería lanzar cargamento más pesado, así como tripulación y carga para misiones lunares. [ cita requerida ]
Etapa superior de Júpiter
Debido a que el Júpiter-246 habría utilizado cuatro SSMEs 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 entregaría la carga útil en órbita. Lanzado con una carga propulsora de etapa superior parcial de 75 t, un Júpiter-246 podía entregar más de 84 t de tripulación y carga a una órbita circular inclinada de 241 km (130 millas náuticas) y 29 °. [3] Lanzado sin tripulación ni carga útil, las mismas 75 t de propulsor podrían entregar 100 t adicionales de propulsor a la misma órbita. [4] La capacidad total de la JUS debía ser 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 t de propulsor y se consumirían 75 t para lograr una órbita terrestre baja, dejando 100 t disponibles para la combustión de salida de la Tierra.
De acuerdo con el tema DIRECT v3.0 de usar tanto hardware existente como sea posible, DIRECT propone la familia de motores RL10 veteranos para impulsar el JUS. Sin embargo, DIRECT anticipó un rendimiento similar para su etapa superior del motor J-2X, anteriormente en desarrollo para las etapas superiores Ares I y Ares V. [ cita requerida ]
Consideraciones de diseño
Uso de motor existente
Uno de los objetivos principales de la propuesta DIRECT es desarrollar un nuevo cohete de carga pesada en un período de tiempo más corto. Cuando comenzó el proyecto DIRECT en 2006, se esperaba que el Shuttle estuviera operativo durante unos cuatro años más. Se planeó que DIRECT usara el Solid Rocket Booster (SRB) de cuatro segmentos sin cambios del Shuttle y para hacer uso del trabajo ya en curso para el Proyecto Constellation en el motor principal RS-68 y el motor de etapa superior J-2X. [ cita requerida ]
En 2009, sin embargo, existía la preocupación de que el motor RS-68 enfriado ablativamente no pudiera sobrevivir al intenso calor de los SRB cercanos. Con esta preocupación y con la inminente retirada del Shuttle, la propuesta de DIRECT v3.0 pedía utilizar el motor principal del transbordador espacial (SSME) reutilizable y refrigerado regenerativamente, más caro, en una función desechable. Tres o cuatro SSMEs conectados al fondo de la estructura del tanque central se descartarían en la atmósfera de la Tierra junto con el tanque. Para misiones más allá de la órbita terrestre inferior, la etapa superior de Júpiter utilizaría seis Pratt y Whitney RL10 B-2. [ cita requerida ]
Antes de que pudiera ser lanzado, el cohete Ares I propuesto por la NASA habría requerido tanto una nueva versión modificada de cinco segmentos del transbordador espacial SRB como el motor de etapa superior J-2X, una modificación del motor J-2 utilizado en el Saturn V . La familia Jupiter propuesta podría haberse lanzado con los motores disponibles actualmente, con la capacidad de actualizarse a un motor de etapa superior SRB y J-2X más potente si estuvieran disponibles. [ cita requerida ]
Seguridad de la tripulación
DIRECT previó 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 una emergencia, el LAS llevaría la cápsula de la tripulación a un lugar seguro como lo haría en el Ares I de la NASA. Sin embargo, el equipo DIRECT afirmó que la mayor capacidad de elevación del Júpiter-130 (64 toneladas, frente a las 25 toneladas del Ares I) permitiría diseñar el Orion con más capacidad de seguridad para la tripulación de lo planeado. [ cita requerida ]
Para vuelos tripulados a la Estación Espacial Internacional (ISS), DIRECT dijo que la capacidad de elevación adicional del Júpiter permitiría transportar una carga significativa en un módulo separado montado debajo de la nave espacial Orion. Una vez que se alcanzara la órbita, el Orion se acoplaría a este módulo y lo transportaría a la ISS. En comparación, Ares I sería capaz de traer solo la nave espacial Orion a la ISS. DIRECT afirmó que volar Orion y un módulo de carga útil separado en un Júpiter satisfaría las preocupaciones de seguridad planteadas sobre la tripulación de vuelo por separado de la carga después del desastre del transbordador espacial Columbia de 2003 , ya que la cápsula Orion aún podría separarse del vehículo de lanzamiento y de cualquier carga. en caso de abortar el lanzamiento. [ cita requerida ]
Júpiter contra Ares I
El equipo DIRECT citó una serie de características particulares que, según se afirma, hacen que un Júpiter-130 sea más seguro que el Ares I:
El diseño de Júpiter reutilizaría el método probado del transbordador espacial de unir los SRB al tanque a través de un miembro estructural interno. DIRECT dice que esto evitaría la inducción de vibraciones potencialmente severas en el vehículo, como resultado de un efecto de "oscilación de empuje" endémico en grandes cohetes sólidos. Este efecto se convirtió en una preocupación para el Ares I . [5]
Al igual que con el transbordador espacial, los motores principales líquidos de un Júpiter-130 se encenderían en el suelo y se someterían a una revisión rápida antes del encendido y lanzamiento del SRB. Los problemas de secuencia de inicio podrían detectarse antes de comprometerse con el lanzamiento, y el único evento de preparación del vehículo sería el agotamiento y la separación de los SRB. En comparación, el lanzamiento de Ares I consiste en la ignición inmediata de su primera etapa SRB única, luego requiere un evento de puesta en escena y la ignición en altitud de su segunda etapa criogénica. Si bien la puesta en escena es una práctica común de los vehículos de lanzamiento, presenta preocupaciones de seguridad, riesgo y confiabilidad, particularmente en vuelos tripulados. (El Júpiter-246 más grande, con su etapa superior, generalmente incluiría este riesgo). [ Cita requerida ]
El Equipo DIRECTO afirmó que el Júpiter-130 y el -246, con sus múltiples motores principales, serían capaces de alcanzar la órbita incluso en el caso de una parada del motor. [ cita requerida ]
En el concepto de Júpiter, la nave espacial Orion tripulada estaría apoyada por un gran carenado aerodinámico. Esta disposición sería colocar el Orion al menos 10 m (33 pies) más lejos de etapas de propulsante lleno de lo que sería en una Ares I . DIRECT afirmó que esto proporcionaría un valioso "espacio de amortiguación" adicional entre un vehículo que explota y la tripulación. [ cita requerida ]
La capacidad de elevación prevista del Jupiter-130 podría permitir que se monten equipos de protección dentro del carenado de carga útil, debajo de la nave espacial Orion. DIRECTO postuló el montaje de un escudo ligero hecho de carburo de boro y Kevlar entre la nave espacial y las etapas siguientes para ayudar a proteger a la tripulación de la metralla y otros escombros de la explosión de un vehículo. [ cita requerida ]
Júpiter contra Ares V
La configuración de referencia entonces actual del cohete de carga de carga pesada Ares V empleaba seis motores principales RS-68B y dos SRB "estirados" de 5,5 segmentos . Según la NASA, el diseño de este vehículo tenía un factor de riesgo de pérdida de misión (LOM) por debajo de 1 en 90 y un factor de riesgo de pérdida de tripulación (LOC) por debajo de 1 en 850. [ cita requerida ]
El Informe ESAS especificó que un LOC de 1 en 1,000 (una cifra estimada en al menos cinco veces mayor que el Transbordador Espacial al final del programa teniendo en cuenta las últimas actualizaciones de seguridad) sería el mínimo requerido para ser aceptable para el uso humano de cualquier nuevo sistemas. [ cita requerida ]
El Equipo DIRECTO afirmó que, debido a que Ares V no cumplirá los objetivos de la NASA con respecto a la seguridad humana, todas las misiones basadas en Ares se verían obligadas a utilizar un Ares I , incurriendo en todos los costos asociados para cada tipo de misión. Sin embargo, se esperaba que incluso la variante más grande de Júpiter, la DIRECT v2.0 Jupiter-232, superara cómodamente estos objetivos con un LOC de 1 en 1.162. Los defensores de DIRECT dijeron que si los vehículos DIRECT v3.0 tienen márgenes de seguridad similares, el sistema DIRECT podría ofrecer una considerable flexibilidad de misión. Las misiones lunares podrían volar con un par de poderosos Júpiter de dos etapas en lugar de un vehículo de tripulación de una sola etapa y un vehículo de carga de dos etapas. [ cita requerida ]
Ver también
- DIRECTO
- Saturno (familia de cohetes)
- Vehículo de lanzamiento de carga pesada derivado de lanzadera
- Sistema de lanzamiento espacial
- Jupiter-C , sistema de lanzamiento de la era de 1950
- Variaciones y derivadas estudiadas del transbordador espacial
Referencias
- ^ a b c "Vehículo de lanzamiento de Júpiter - Resúmenes de rendimiento técnico" . Archivado desde el original el 8 de junio de 2009 . Consultado el 18 de julio de 2009 .
- ^ "NASAfacts - Constellation - Orion Crew Exploration Vehicle" (PDF) . Administración Nacional de Aeronáutica y Espacio. Enero de 2009. p. 2 . Consultado el 18 de julio de 2009 .
- ^ "Jupiter-246 - Configuración del vehículo de lanzamiento de la tripulación lunar - Características del concepto del vehículo - LV 41.4004.10050" (PDF) . 2009-06-06 . 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) . 2009-06-06 . Consultado el 21 de julio de 2009 .
- ^ Mark Carreau (19 de enero de 2008). "Problema de vibración severa plaga el diseño de cohetes lunares" . Houston Chronicle.
enlaces externos
- Sitio web de propuesta de DIRECT Launcher