El transbordador había sido la gran esperanza de la NASA para abaratar los costes de acceso al espacio mediante una nave reutilizable y dejar atrás los tremendos gastos de la Era Apolo. En las primeras fases de desarrollo, a finales de los años 60, la opción favorita era la reutilización total. La lanzadera estaría compuesta por dos vehículos: una primera etapa del tamaño de un Jumbo que adquiriría velocidades suborbitales y el orbitador propiamente dicho. Al reducir el número de etapas a un mínimo de dos se garantizaba simplicidad en el diseño y facilidad a la hora de preparar el conjunto para un nuevo lanzamiento.
Pero había nubarrones en el horizonte que amenazaban la idoneidad de este sistema. El más importante era el escudo térmico. Había que idear un sistema de control de la temperatura que pudiese ser reutilizado, por lo que no se podía contar con los materiales ablativos empleados en las cápsulas. En un principio se pensó utilizar láminas de titanio que se expandirían con el calor de la reentrada y protegerían ambos vehículos (en el caso de la primera etapa la demanda térmica sería menor, pero el área a cubrir aumentaría). Sin embargo, el titanio tiene una temperatura de fusión muy cercana a la que se alcanza en una reentrada desde la órbita baja (unos 1700º C), así que la única forma de emplearlo era eligiendo muy cuidadosamente la forma del vehículo. La mayoría de diseños empleaban algún tipo de cuerpo sustentador derivado de los aviones experimentales X que tan populares se hicieron en esa época. Pero un cuerpo sustentador tiene la desventaja de aterrizar a velocidades de unos 250 nudos (unos 465 km/h), algo que planteaba serios problemas de diseño y control.
La solución de varios ingenieros, entre los que destacaba Max Faget (diseñador de la cápsula Mercury y colaborador en la construcción de las naves Apolo y Gémini), fue utilizar un cuerpo voluminoso para ambas etapas, pero empleando alas rectas para la fase atmosférica y de aterrizaje. Un cuerpo voluminoso garantizaría una alta resistencia durante la reentrada, manteniendo la onda de choque lejos de la superficie del vehículo y disminuyendo así la temperatura del escudo térmico. Para optimizar el efecto, el orbitador tendría que reentrar con un elevado ángulo de ataque. Este principio era el mismo que permitía a las cápsulas y cabezas nucleares soportar temperaturas altísimas. Las alas rectas garantizarían un buen comportamiento subsónico y limitarían la velocidad de aterrizaje a la de un avión convencional (unos 130 nudos). Este esquema se basaba en la experiencia ganada con el X-15, que tras un vuelo parabólico, reentraba en la atmósfera con un gran ángulo de ataque para luego planear hasta la zona de aterrizaje.
Una de las propuestas iniciales de transbordador basadas en los estudios de Faget (NASA).
Para entonces la Fuerza Aérea (USAF) empezó a colaborar con la NASA en el programa del transbordador. La USAF había visto como se cancelaban uno tras otro todos los intentos de crear un programa espacial militar propio. Los proyectos MOL y DynaSoar habían sido eliminados después de gastar ingentes sumas de dinero. La colaboración con la NASA parecía una buena idea para desarrollar un vehículo espacial tripulado.
No obstante, el esquema de transbordador de alas rectas de Faget planteaba un problema: tras la reentrada con un alto ángulo de ataque, el orbitador debía iniciar un picado de 13 km de altura para ganar suficiente velocidad y poder generar sustentación en las alas. La USAF consideraba que reentrar con este ángulo de ataque dejaría al vehículo muy cerca de una situación de pérdida. La maniobra de picado no era tampoco muy popular entre los pilotos. La Fuerza Aérea prefería que el vehículo empezase a planear en la fase supersónica, algo imposible con un diseño en alas rectas debido a la deriva del centro de sustentación de las superficies. Pero la principal objeción de los militares tenía que ver con la capacidad de carga y el alcance del orbitador.
El Pentágono quería disponer de un vehículo con capacidad para poner en órbita unas 30 toneladas y traer de vuelta una carga similar. La cifra de 30 toneladas era la estimada para los nuevos satélites espía. La forma de la bahía de carga, más alargada que la inicialmente prevista, reflejaba la naturaleza de la carga militar que debería lanzar el shuttle con más frecuencia, ya que los satélites espía son básicamente un gran telescopio espacial. Además, uno de los objetivos era el reconocimiento de la URSS tras un lanzamiento desde la Base de Vandenberg usando una órbita polar. En este caso, la lanzadera debía ser capaz de regresar a la base tras una sola órbita, lo que implicaba una capacidad de cambio de plano orbital (cross-range) de 2000 km. La propuesta de Faget sólo podía alcanzar 430 km. Únicamente un diseño en ala delta podía garantizar un comportamiento óptimo en velocidades hipersónicas y supersónicas, así como facilitar el alcance que los militares deseaban. A cambio, las temperaturas durante la reentrada y la velocidad de aterrizaje serían mucho mayores que en el diseño de Faget. Por suerte para la USAF, la investigación sobre materiales cerámicos y compuestos de carbono parecía prometer la posibilidad de emplear un escudo térmico reutilizable basado en estos materiales. Finalmente el transbordador emplearía un sistema de protección cerámico, pero su desarrollo sería mucho más problemático que lo inicialmente previsto.
La NASA tuvo que ceder a las peticiones de los militares para garantizar su colaboración, por lo que el transbordador terminaría por tener una gran capacidad de carga y un ala delta. Pero lanzar 30 toneladas requería una primera etapa aún mayor (los requisitos originales de la NASA estimaban la carga útil del shuttle en 5-10 toneladas). Puesto que los problemas en el diseño de la primera etapa no paraban de crecer -al fin y al cabo era una nave espacial casi tan compleja como el orbitador-, la NASA terminó por eliminarla ante la perspectiva de construir un vehículo aún más grande. A cambio optó por emplear la conocida configuración de cohetes de combustible sólido y un tanque externo desechable.
Como consecuencia del desastre del Challenger, muchos en la NASA se preguntaron si se podía mejorar el diseño del transbordador. Durante la década de los 80 se realizaron varios estudios a este respecto, siendo el más interesante el denominado Shuttle II. Aunque se estudiaron varias arquitecturas, la más prometedora parecía ser una reencarnación del proyecto original del shuttle, con dos etapas aladas totalmente reutilizables.
El Shuttle II (NASA).
Eso sí, a la luz de los resultados del desarrollo del transbordador y del accidente del Challenger, se decidió introducir una serie de cambios:
- Uso de una cápsula separable para la tripulación. Esta cápsula contaría con su propio escudo térmico y permitiría que los astronautas sobreviviesen en caso de un avería similar a la del Challenger o durante la reentrada. El estudio sugería que el empleo de una cápsula de este tipo implicaba reducir la tripulación (quizás a sólo cuatro personas), además de limitar la carga útil un 12%.
La cápsula de la tripulación se separaría en caso de emergencia (NASA).
- Se emplearía una primera etapa no tripulada para aumentar la seguridad y reducir los costes. A diferencia de los proyectos de los 60, la primera etapa era más pequeña que el orbitador, ya que se separaría cuando el conjunto hubiese alcanzado Mach 3. De esta forma se eliminaban los problemas asociados a la reentrada suborbital de la primera etapa y no hacía falta dotarla de un escudo térmico avanzado. A cambio, la separación de etapas en una fase tan temprana del lanzamiento generaba importantes dudas técnicas y de viabilidad. Durante el despegue, la primera etapa proporcionaría el 60% del empuje y también suministraría el combustible a los motores del orbitador. Los propergoles del orbitador sólo serían usados tras la separación de la primera etapa. Ambas fases tendrían capacidad para perder un motor cada una durante el lanzamiento y aún así alcanzar la órbita.
Análisis del escudo térmico de la primera etapa. La separación a Mach 3 permitía eliminar el escudo térmico y la propulsión independiente para regresar a la base (NASA).
- Uso de motores reutilizables mucho más simples que los SSME del shuttle. El diseño del SSME había sido uno de los mayores quebraderos de cabeza del programa. El estudio del Shuttle II no detallaba cómo se podrían conseguir motores reutilizables más baratos de operar. Los propergoles serían LOX y LH2, debido a su alto impulso específico, aunque se dejaba la puerta abierta al empleo de metano.
Estudio de motores a emplear en el Shuttle II (NASA).
- El sistema de control (RCS) emplearía propergoles criogénicos en vez de los hipergólicos usados en el shuttle. Los procedimientos de seguridad asociados con el uso de combustibles hipergólicos es uno de los factores que elevan el coste de preparación de un transbordador para el lanzamiento.
- Reducción de la capacidad de carga a 10-17 toneladas: algo inevitable si se quería mantener el tamaño del orbitador dentro de unos márgenes realistas.
- El gran tamaño del orbitador podría ofrecer una reentrada con mayor resistencia y, por tanto, menor temperatura en el escudo térmico, lo que compensaba la mayor superficie a proteger, aunque esto no era una prioridad del estudio. Está claro que este diseño eliminaba en parte la cantidad de material que podría impactar contra las losetas durante el lanzamiento.
- Los vehículos serían integrados y transportados a la rusa, es decir, en horizontal, para minimizar así el coste de las instalaciones y aumentar la rapidez del traslado.
Tras un traslado en horizontal, el Shuttle II sería colocado en posición vertical (NASA).
- Empleo de módulos de carga diferentes según la misión. De este modo la carga útil podía integrarse por separado, disminuyendo los retrasos asociados a este proceso. La pega es que la carga útil sería menor, ya que habría que tener en cuenta la masa de los módulos de carga.
Los módulos de carga específicos se emplearían dependiendo de la misión (NASA).
Algunas ventajas del Shuttle II (NASA).
Otros conceptos estudiados en el programa Shuttle II (NASA).
El orbitador Shuttle II (NASA).
Primera etapa del Shuttle II (NASA).
Se sugirió usar la primera etapa del Shuttle II en un sistema de lanzamiento pesado (NASA).
La nave mantenía un diseño en ala delta para facilitar el regreso del vehículo a la pista del Centro Espacial Kennedy en caso de aborto durante el despegue. En 1988 el proyecto Shuttle II entró dentro del estudio TNMTS (The Next Manned Transportation System) con el nombre oficial de AMLS (Advanced Manned Launch System). La propuesta del Shuttle II fue una de las últimas que sugerían la viabilidad de un gran vehículo espacial alado. ¿Podría haber funcionado?
Lamentablemente, no. La premisa básica del transbordador era que el alto número de misiones harían rentable su desarrollo, pero pronto quedó claro que no había una demanda que justificase un ritmo de lanzamientos tan elevado. Si se eliminaban los lanzamientos de satélites de la ecuación, no tenía sentido lanzar más de doce misiones tripuladas al año, y aún menos teniendo una estación espacial operativa donde los astronautas podrían permanecer más tiempo en órbita.
La capacidad de carga tampoco justificaba su desarrollo. Con sólo 10 toneladas apenas se podrían lanzar módulos para la estación espacial Freedom. En definitiva, se trataba de una alternativa poco rentable. Los críticos del proyecto consideraron que sería mejor desarrollar un transbordador de pequeñas dimensiones lanzado por un cohete convencional, similar al HOPE o al Hermes, antes de embarcarse en un proyecto tan costoso.
Uno de las motivaciones para desarrollar el Shuttle II había sido la sorprendente respuesta soviética al programa de la lanzadera espacial en forma del sistema Energía-Burán. Tras el fin de la Guerra Fría, esta motivación desaparecería. La NASA volvería a sentirse confiada en el uso del transbordador gracias a las medidas de seguridad implementadas tras el Challenger y no volvería a contemplar seriamente un sustituto equivalente al transbordador. En 2003 todo cambiaría.
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