Vehículo de lanzamiento de carga pesada derivado de lanzadera - Shuttle-Derived Heavy Lift Launch Vehicle

Este artículo trata sobre un concepto de montaje lateral. Para conocer otros conceptos de vehículos de lanzamiento de carga pesada derivados de lanzadera, consulte Vehículo derivado de lanzadera .
Impresión artística del concepto HLV derivado de Shuttle

El Vehículo de Lanzamiento de Carga Pesada Derivado del Transbordador (" HLV ") fue una propuesta alternativa de vehículo de lanzamiento de carga súper pesada para el programa Constellation de la NASA . Se presentó por primera vez a la Comisión Agustín el 17 de junio de 2009.

Basado en el concepto Shuttle-C, que ha sido objeto de varios estudios desde la década de 1980, el HLV era un vehículo de lanzamiento derivado del transbordador (SDLV) que propuso reemplazar el orbitador alado de la pila del transbordador espacial con un portador de carga útil montado lateralmente. . El tanque externo (ET) del transbordador espacial y los propulsores de cohetes sólidos del transbordador espacial (SRB) de cuatro segmentos habrían permanecido igual.

Según las primeras estimaciones, el HLV podría haberse desarrollado dentro de 4 1 / 2 años en aproximadamente US $ 6,6 mil millones, que fue de aproximadamente 20% de los costos estimados para el Ares I y Ares V desarrollo del vehículo.

Origen

La concepción de un artista del lanzamiento nocturno de un Shuttle-C

Un concepto de montaje lateral sin tripulación del transbordador espacial llamado Shuttle-C fue investigado entre 1984 y 1995. La opción de carga única del Shuttle-C no fue financiada en las décadas de 1980 y 1990 debido a las limitaciones presupuestarias de la NASA. Después del desastre del transbordador espacial Columbia , se preparó un estudio de la industria de dos años en 2004 y 2005 para investigar más a fondo el concepto como reemplazo del transbordador. El Estudio de Arquitectura de Sistemas de Exploración (ESAS) en 2005 también investigó una opción Shuttle-C para el Proyecto Constelación, nuevamente solo en una versión sin tripulación. Todos estos conceptos pretendían que el portaaviones de montaje lateral fuera una nave espacial autónoma que se desprendería del tanque externo después del corte del motor principal, de manera similar al transbordador espacial. Algunos de los estudios incluyeron la reutilización de los motores principales del transbordador espacial en este portador de montaje lateral. Ninguno de los conceptos implicaba la separación del carenado en ascenso.

La propuesta de HLV presentada el 17 de junio de 2009 se basó en parte en la propuesta original de Shuttle-C . Las principales diferencias eran que el portaaviones de montaje lateral no podía separarse del ET y proponía llevar también tripulaciones en el HLV. La propuesta incluyó el trabajo de unos 60 ingenieros de la NASA.

Especificaciones HLV

Un diagrama del vehículo de lanzamiento de carga pesada derivado del transbordador, configuración del bloque I

Se propuso que el HLV fuera un vehículo de 4,600,000 libras (2,100,000 kg) en el despegue con dos cohetes impulsores de cohetes sólidos del transbordador espacial de 4 segmentos que pesan aproximadamente 2,600,000 libras (1,200,000 kg) que brindan un empuje total de 5,900,000 libras-fuerza (26 MN) al nivel del mar y el tanque externo del transbordador espacial que pesa aproximadamente 1.660.000 libras (750.000 kg) alimentado.

El portaaviones de montaje lateral debía incluir una 'cola de barco' derivada del transbordador que transportaba los tres motores principales del transbordador espacial y otros elementos de propulsión. Un portador de carga útil de 7,5 metros (25 pies) de diámetro con un carenado separable que pesa 51.000 libras (23.000 kg) ocuparía el espacio que normalmente ocupa el resto del orbitador. El vehículo básico no tendría una etapa superior, lo que requeriría que la carga útil realizara una circularización de la órbita y posiblemente quemaduras por inyección translunar.

El único desarrollo de hardware completamente nuevo que se requirió para el HLV fue el soporte de montaje lateral. Todos los demás componentes utilizados en el HLV estaban previamente en uso con el transbordador espacial, y hasta los primeros seis vuelos del vehículo habrían reutilizado piezas de repuesto y hardware funcional rescatado de los orbitadores, incluidos los módulos de aviónica existentes , software de vuelo y SSMEs ( Vuelos del bloque I). Prácticamente no se necesitaron cambios en la infraestructura existente del transbordador espacial, desde el edificio de ensamblaje de vehículos hasta la barcaza del tanque externo y las plataformas de lanzamiento.

Plataforma superior

Para ser utilizable para los vuelos lunares previstos, el HLV requeriría una etapa superior. Para esta etapa superior se propuso el uso del motor J-2X que estaba en desarrollo para el vehículo de lanzamiento Ares I. Habría proporcionado casi 300.000 libras-fuerza (1,3 MN) (vacío) y estaba destinado a tener un impulso específico (Isp) de 448 segundos.

Alternativamente, United Launch Alliance (ULA) propuso que su Dual Thrust Axis Lander (DTAL) podría caber en una cubierta de carga útil de montaje lateral. Los conceptos de depósito de combustible / etapa superior ULA ACE 41 y ACE 71 también podrían haber cabido dentro de una cubierta de carga útil de montaje lateral, y el ACE 71 con 75 toneladas métricas (83 toneladas cortas) estaba dentro de la capacidad de carga útil del vehículo derivado de la lanzadera de montaje lateral.

Rendimiento

Los SRB de 4 segmentos del HLV debían entregar un impulso específico (Isp) de 267 segundos y un empuje de 5,900,000 libras-fuerza (26 MN) y quemarse durante aproximadamente 155 segundos. Los motores principales SSME debían volar al 104,5% y entregar un impulso específico (Isp) de 452 segundos y 1,500,000 libras-fuerza (6,7 MN) (vacío) y funcionar durante unos 500 segundos (según el perfil de la misión). La masa de carga útil para diferentes misiones se concibió de la siguiente manera:

  • Vehículo del bloque I sin una etapa superior: 79 toneladas métricas (174,000 lb) (brutas) y 71 toneladas métricas (157,000 lb) (netas) a una órbita de referencia de 120 millas náuticas (220 km) × 120 millas náuticas (220 km) (28.5 °) del Centro Espacial Kennedy
  • Vehículo de carga del bloque II con una etapa superior (masa de la etapa superior no incluida) - 90 toneladas métricas (200,000 lb) (brutas) y 81 toneladas métricas (179,000 lb) (netas) a 120 millas náuticas (220 km) × 120 náuticas millas (220 km) órbita de referencia (28,5 °) del Centro Espacial Kennedy
  • Vehículo de la tripulación del Bloque II con una etapa superior (masa de la etapa superior no incluida): 92 toneladas métricas (203,000 lb) (brutas) y 83 toneladas métricas (183,000 lb) (netas) a 120 millas náuticas (220 km) × 120 náuticas millas (220 km) órbita de referencia (28,5 °) del Centro Espacial Kennedy
  • Misiones lunares del Bloque II: 39 toneladas métricas (86.000 libras) a TLI (brutas) con el módulo de aterrizaje lunar y 35 toneladas métricas (77.000 libras) a TLI (netas) desde el Centro Espacial Kennedy.

Perfil de la misión

A diferencia del Shuttle-C , ninguna parte del vehículo (a excepción de los SRB de 4 segmentos) habría sido recuperable y reutilizable. El HLV podría haber utilizado un perfil de vuelo diferente al Shuttle debido a la falta de alas y los límites de carga asociados. El carenado de carga útil de 23,000 libras (10,000 kg) debía ser arrojado 185 segundos en el vuelo a aproximadamente 57 millas náuticas (106 km) de altitud. Los motores principales de SSME no debían reutilizarse y, por lo tanto, podrían simplificarse y habría que producir nuevos motores para cada vehículo. Para las misiones lunares, la propuesta de HLV preveía una puesta en escena suborbital a 30 millas náuticas (56 km) × 120 millas náuticas (220 km) del vehículo para aumentar la masa a través de TLI (inyección translunar) con dos quemaduras de la etapa superior (una suborbital quemadura y una quemadura TLI adicional).

Arquitectura de la misión lunar

Escenario de misión lunar con el HLV, un módulo de aterrizaje lunar y la nave espacial Orion

Si bien el HLV fue diseñado para proporcionar misiones de tripulación y carga a la ISS, su objetivo principal habría sido reemplazar la arquitectura lunar Ares I - Ares V. La arquitectura de la misión rudimentaria utilizó un perfil de encuentro de órbita lunar . Se iban a poner en marcha dos HLV para completar una misión. El primer HLV iba a ser lanzado con el módulo de aterrizaje lunar e inmediatamente colocaría el módulo de aterrizaje lunar en una inyección translunar. El módulo de aterrizaje lunar habría tenido una masa neta de 35 toneladas métricas después de TLI, y se habría insertado en una órbita lunar baja (LLO). En LLO, el módulo de aterrizaje lunar pesaría alrededor de 28 toneladas métricas.

El segundo HLV fue colocar una nave espacial Orion y su tripulación a una inyección translunar. La nave espacial Orion de 20 toneladas métricas permanecería unida a la etapa superior, que debía insertar la nave espacial Orion en LLO y acoplarse con el módulo de aterrizaje lunar.

Opciones de crecimiento

El HLV habría tenido una opción de crecimiento limitada. Si bien los SRB de 5 segmentos podrían haberse utilizado en el vehículo, habrían requerido una reingeniería significativa para producir 7 toneladas métricas más en la órbita terrestre inferior. Otras opciones de crecimiento incluyeron una actualización del SSME a un nivel de empuje del 106% o 109% o un cambio del motor superior J-2X a un SSME de arranque por aire.

Ver también

Referencias

enlaces externos