Cosmos tripulado: la nueva generación

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Fig. 1.— Comparativa a escala de las naves tripuladas operativas (Soyuz y Shenzhou) y las de nueva generación: CST-100 Starliner (Boeing Company); Dragon V2 (SpaceX Corporation); Orion MPCV (NASA-EEUU) y PTK-NP (Roscosmos-Federación de Rusia). [Ampliar]

I. INTRODUCCIÓN

Tras la cancelación del programa de transbordadores espaciales estadounidenses STS-Shuttle en 2011, sólo dos programas de naves tripuladas —ambos derivados de las Soyuz originales del programa espacial de la URSS— han permanecido operativos a lo largo de estos años: Soyuz TMA-M y Shenzhou. El selecto club de las potencias espaciales con capacidad para misiones tripuladas propias se redujo de tres a dos miembros: la Federación de Rusia y la República Popular China.

Operadores privados y programa Orion-SLS

El relevo del programa Shuttle estadounidense era el ambicioso programa Constellation, iniciado en a mediados de la década de 2000 y a su vez cancelado por la Administración Obama en 2010 —con la aguda crisis económica de EEUU (luego mundial) por medio. Durante el primer lustro de la década de 2010 (2010-2015), el programa espacial estadounidense ha estado sometido a vaivenes e incertidumbres como consecuencia de un “tira y afloja” entre el gobierno federal, partidario de recortar al máximo el presupuesto de la NASA y de privatizar los vuelos tripulados orbitales y el Congreso, más proclive a recuperar el prestigio nacional perdido en el ámbito espacial y a desarrollar un programa tripulado estadounidense que ponga fin a su dependencia de Rusia, su principal adversario estratégico actual. La “solución de compromiso” de este contencioso entre la Casa Blanca y el poder legislativo ha tenido una doble vertiente: por una parte, el programa CCP (Commercial Crew Program) impulsado por el gobierno federal para subvencionar y promover el desarrollo por parte de operadores privados de naves orbitales tripuladas y acabar así con la dependencia de las Soyuz rusas para acceder a la ISS y por otra parte, la reconversión/recorte del programa Constellation de la NASA en el actual Orion-SLS (la nave Orion Multi-purpose Crew Vehicle y la familia de lanzadores Space Launch System). A diferencia de Rusia o China, cuya base productiva aeroespacial son empresas estatales o corporaciones públicas, la intervención de grandes empresas privadas del “complejo militar-industrial” (en palabras de Eisenhower) no es ninguna novedad en el programa espacial de EEUU desde sus inicios. Lo novedoso estriba en que en la actualidad no sólo hay fabricantes-contratistas privados para la agencia espacial nacional, la NASA, sino también operadores de sistemas espaciales propios.

Las primeras naves tripuladas de nueva generación que estarán operativas son las del programa CCP. Una vez culminada la fase de contratación —CCtCap (Commercial Crew Transportation Capability)—, las compañías privadas finalmente seleccionadas (2014) han sido Boeing Company, con sede en Chicago, y la californiana SpaceX Corporation, ambas con vuelos programados a la ISS en 2017 de sus vehículos orbitales CST-100 Starliner y Dragon V2, respectivamente. SpaceX dispone de un lanzador propio para la Dragon V2, el Falcon 9; mientras que Boeing lanzará su CST-100 Starliner mediante los Atlas V de ULA.

Los planes rusos y el nuevo escenario del cosmos tripulado

En cuanto a la principal potencia espacial, Rusia, a diferencia de EEUU no depende de nadie para enviar cosmonautas al espacio en un escenario actual protagonizado por la ISS. Por el contrario, son los europeos, japoneses y estadounidenses los que dependen hasta ahora de Rusia y sus Soyuz para enviar astronautas al espacio. No obstante, Rusia está desarrollando nuevos sistemas de lanzador y nave tripulada con la vista enfocada más allá de la órbita terrestre (misiones lunares y transorbitales) y en sus futuros planes orbitales en un escenario post ISS, como una nueva estación orbital rusa hacia mediados de la década de 2020, coincidiendo el final de la vida útil de la Estación Espacial Internacional [véase al respecto: “Nauka: ciencia en la ISS”]. La nueva familia de lanzadores Angará, el nuevo Cosmódromo de Vostochni y la nave tripulada PTK-NP o Federatsia*, destinada a afrontar el difícil reto de sustituir a las Soyuz, son las apuestas rusas para el futuro inmediato.

Al igual que en EEUU —aunque con la ventaja que implica disponer de naves operativas en la actualidad— el programa tripulado de la Federación de Rusia también se está resintiendo de una política gubernamental de recortes presupuestarios ocasionados por la crisis financiera que atraviesa el país. Paralelamente, Rusia actualiza en 2016 su robusto, eficaz y fiable sistema tripulado Soyuz con su más reciente versión del lanzador, Soyuz 2-1A, y una nueva versión de la nave, Soyuz MS, que sustituirán a los lanzadores Soyuz FG y a las Soyuz TMA-M, respectivamente.

En resumen, en un futuro inmediato (2017) a los programas tripulados actualmente operativos Soyuz y Shenzhou de Rusia y China se añadirán los de los operadores privados Boeing (CST-100 Starliner) y SpaceX (Dragon V2). En la década de 2020 se efectuarán los primeros vuelos de las nuevas naves tripuladas de Rusia y de EEUU: PTK-NP y Orion MPCV, respectivamente.

La PTK-NP rusa y la Orion MPCV de la NASA, “juegan en otra liga”, como veremos en los capítulos dedicados a cada una de ellas. A diferencia del resto (Soyuz, Shenzhou, CST-100 y Dragon V2), cuya función básica es transportar tripulantes a una Estación en órbita baja terrestre, la PTK-NP y la Orion son naves capacitadas para misiones tanto orbitales como más allá de nuestra órbita (misiones lunares) en un futuro más o menos cercano; más bien menos cercano si somos realistas.

En cuanto a su configuración general, además de las novedades y características que analizamos en los próximos capítulos de este trabajo, todas las naves tripuladas de nueva generación se diferencian de las derivadas de las Soyuz originales soviéticas (Soyuz TMA-M y Shenzhou) en tres aspectos comunes:

  • Bimodulares. Carecen de un tercer módulo (el módulo orbital en las Soyuz y las Shenzhou).
  • Reutilizables. Ofrecen la posibilidad de que sus módulos de retorno, los que alojan a la tripulación, puedan ser reutilizados hasta una decena de misiones tras pasar por taller.
  • Más asientos. Pueden transportar más de tres astronautas o cosmonautas: hasta siete las de menor volumen presurizado, CST-100 y Dragon V2; o cuatro en configuración estándar (seis tripulantes como máximo) las dos naves de mayor volumen habitable y prestaciones: PTK-NP y Orion.

[*]: Пилотируемый транспортный корабль нового поколения (ПТК НП); Pilotiruyemyi Transportnyi Korabl Novogo Pokoleniya (PTK NP), Nave tripulada y de transporte de nueva generación. El nombre adoptado para la nave es Federatsia (Federación).


II. CST-100 STARLINER

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Fig. 2.— CST-100 Starliner: lanzador, configuración externa y características principales. [Ampliar]

CST-100 Starliner (Crew Space Transportation 100 ‘Starliner’) es la apuesta de la división de proyectos espaciales y militares (Boeing Defense, Space & Security, BDS) de la veterana multinacional aeroespacial Boeing Company en el Commercial Crew Program estadounidense. A pesar del galáctico sobrenombre “Starliner”, la CST-100 no es una nave interestelar, su función básica es mucho más modesta: transporte de tripulaciones a estaciones en órbita baja terrestre (LEO); ya sea a la ISS o a futuras estaciones comerciales privadas, como la proyectada por Bigelow Aerospace (socio espacial de Boeing) a base de módulos inflables. También puede servir como vehículo de evacuación de emergencia mientras está acoplado a la Estación (de 180 a 210 días como máximo), una posibilidad que hasta ahora sólo han asegurado las naves rusas Soyuz en la ISS desde sus inicios. La Starliner, cuya autonomía de vuelo no supera los dos días y medio, es un vehículo espacial bimodular de entre 10 y 12 toneladas de masa en el lanzamiento (según fuentes) integrado por el Módulo de la Tripulación (Crew Module, CM) —el módulo que regresa a la Tierra— y el Módulo de Servicio (Service Module, SM), que es eyectado antes de la reentrada atmosférica.

El Módulo de la Tripulación (CM)

El CM integra la Cápsula presurizada (Crew Module Pressurized Structure, CM PS) que alberga a la tripulación. Los puestos de mando de piloto y comandante están ubicados frente a un panel de control táctil de última generación y una ventana frontal (Docking Window) para visualizar directamente las maniobras de acoplamiento de la nave. El CM se conecta a la Estación orbital mediante una Unidad de acoplamiento andrógino APAS-NDS de 80 cm de diámetro de paso, diseñada por la NASA (NASA Docking System, NDS)* para atracar en los puertos frontales del Segmento Orbital estadounidense (USOS) de la ISS.

[*]: El sistema de acoplamiento APAS-NDS en realidad es una versión del APAS-89 (Androgynous Peripheral Attach System) diseñado por los soviéticos a finales de los años 80 para el acoplamiento de su transbordador Burán a la Estación Orbital Mir y posteriormente adoptado para el programa Shuttle-Mir en la década de los 90 (APAS-95). El origen de estos sistemas de atraque andrógino se remonta al sistema de acoplamiento APAS-75 de la nave Soyuz en la misión conjunta soviética-estadounidense de 1975 Apollo-Soyuz Test Project (ASTP).

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Fig. 3.— A la izquierda, unidad IDA (International Docking Adaptor) para el atraque de naves dotadas con el sistema de acoplamiento andrógino NDS (NASA Docking System), en el plano del centro. Sendos adaptadores IDA han sido instalados en los puertos PMA-2 y PMA-3 del Nodo 2 ‘Harmony’ del Segmento estadounidense de la ISS para recibir a las naves Dragon V2 y CST-100, en la ilustración de la derecha. [Imágenes: NASA / Boeing • Ampliar]

A pesar de sus reducidas dimensiones (mayores que las del Apollo pero inferiores a las de una nave Orion), la cápsula CM PS de la CST-100 puede albergar un máximo de siete tripulantes en un volumen presurizado de unos 11 m³. Boeing dotará a su superpoblado espacio habitable interno de una iluminación ambiental indirecta y azulada, ya utilizada en las cabinas de sus aviones de pasajeros, algo que al parecer da cierta sensación de amplitud. En la configuración de vuelo para 4 ó 5 astronautas se destina el espacio libre de asientos a carga.

El CM de la CST-100 es un módulo reutilizable hasta 10 misiones a excepción de su escudo térmico ligero de material ablativo (BLA, Boeing Lightweight Ablator), que acaba calcinado tras la reentrada y es eyectado en el descenso a unos 1.500 m de altitud para dar paso a un juego de seis air bags que se inflan con oxígeno y nitrógeno comprimidos antes de la toma de tierra para suavizar el impacto. Entre las naves analizadas, el sistema de aterrizaje paracaídas + air bags es una particularidad de la CST-100, aunque inicialmente fue proyectado —y finalmente descartado— para la Orion de la NASA al objeto de posibilitar su descenso sobre tierra firme frente al tradicional pero engorroso y costoso sistema de amerizaje y rescate oceánico de las cápsulas tripuladas estadounidenses, no dotadas con retrocohetes de frenado para el aterrizaje como las naves de diseño soviético. En cualquier caso, la Starliner puede amerizar si así se requiere, al igual que las Soyuz. En lo referente al control de actitud de la nave durante la reentrada, el CM dispone de una docena de motores (CM RCS) en el exterior de la cápsula.

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Fig. 4.— Configuración interior de la cápsula presurizada (CM PS) de la nave CST-100. [Imágenes: Boeing • Ampliar]

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Fig. 5.— A la izquierda, prueba del sistema paracaídas + air bags para el descenso y aterrizaje del CM de la Starliner (desierto de Nevada, 2012). Derecha: interior de la cápsula presurizada con los puestos de mando y el panel de control digital de la nave. [Fotos: Boeing • Ampliar]

Para el aterrizaje del Módulo de la Tripulación se han previsto varias ubicaciones en el Oeste de EEUU, desde Utah hasta la frontera con México. Las consideradas preferentes son WSMR (U.S. Army’s White Sands Missile Range, Nuevo México) y Army’s Dugway Proving Ground (Utah), ambas zonas militares.

El Módulo de Servicio (SM)

El SM es una estructura cilíndrica situada bajo el Módulo de la Tripulación en la que se ubican los motores de maniobra orbital de la nave y del sistema de aborto en el lanzamiento integrado (Launch Abort System, LAS). Cuatro motores RS88 sirven como propulsores en caso de escape de emergencia. En otros cuatro compartimentos externos alrededor del SM denominados con el curioso nombre de Thruster Doghouse están los motores de maniobra orbital (SM RCS); un total de 24 que junto con los motores traseros conforman el sistema OMAC (Orbital Maneuvering and Attitude Control), encargado de los impulsos de trayectoria en órbita, las correcciones de ésta y la maniobra de frenado de la nave previa a la eyección del SM antes de iniciar la reentrada.

La autonomía de vuelo que ofrecen los sistemas de soporte vital y de energía de la nave CST-100 es muy limitada, de unas 60 horas, más que suficiente teniendo en cuenta que su función básica es trasladar y hacer regresar tripulantes desde nuestra órbita baja en no más de ocho horas por trayecto. La cobertura externa del fuselaje del Módulo de Servicio incorpora los cuatro paneles radiadores del sistema de control térmico. Los paneles solares fotovoltaicos están fijados en un lugar hasta ahora inusual y a primera vista chocante: el mamparo de popa de la nave, entre los dos pares de toberas de los motores del sistema de escape de emergencia. Obviamente, no son desplegables ni orientables, lo que debe limitar su rendimiento.

El lanzador: Atlas V 422

Para sus primeras misiones CST-100 programadas a la ISS, Boeing ha optado por el lanzador Atlas V de ULA (United Launch Alliance, joint venture de Lockheed Martin y la propia Boeing) en su configuración 422: dos aceleradores de combustible sólido (Solid Rocket Booster, SRB) y una segunda etapa dual, con dos motores para asegurar la redundancia en vuelos tripulados. No obstante, la nave CST-100 es versátil en cuanto a vectores: otras opciones de lanzamiento son el Falcon 9 de SpaceX o el Delta IV de ULA. Tanto los Atlas como los Delta son lanzadores que tienen su origen en el “complejo militar-industrial” estadounidense y sus programas de misiles nucleares intercontinentales para las Fuerzas Aéreas de EEUU; además son los utilizados habitualmente para la puesta en órbita de satélites militares. No en vano, su centro de lanzamiento (y el de la CST-100) es la Base de la USAF de Cabo Cañaveral en Florida. El control de misiones CST-100 a partir del momento del despegue de la rampa de lanzamiento corresponde al MCC (Mission Control Center) de Houston.

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Fig. 6.— Motor RD-180 de NPO Energomash empleado en la primera etapa del lanzador Atlas V, en la foto de la derecha. [Imágenes: Energomash / Space.com • Ampliar]

El Atlas V 422 es un lanzador capaz de poner en órbita baja terrestre (Low Earth Orbit, LEO) una carga útil de en torno a 15 toneladas. Está integrado por una primera etapa denominada Common Core Booster, propulsada por un motor RD-180 con dos cámaras de combustión que proporciona una fuerza de empuje de 3,8 MN. Dicho sea de paso, este motor kerolox de alto rendimiento —alimentado por oxígeno líquido (LOX, oxidante) y queroseno RP-1 (combustible)— es de fabricación rusa* (NPO Energomash, el que fuera el buró de diseño espacial OKB-456 de la URSS). Dos aceleradores SRB de combustible sólido con un empuje de 1.361 kN cada uno acompañan a la primera etapa en los primeros segundos tras el despegue, por lo que el empuje total del Atlas V 422 en el lanzamiento es de 6,55 MN. La segunda etapa es un propulsor criogénico Centaur Dual: integra dos motores RL10 alimentados por LOX y LH2 (hidrógeno líquido) que proporcionan un empuje de 198 kN. A esta etapa Centaur está unida la nave CST-100 mediante un adaptador de carga útil. El Atlas V 422 en configuración de lanzamiento con la Starliner alcanza una longitud de algo más de 56 m, con una masa total de alrededor de 435 toneladas con los propelentes cargados.

Como referimos anteriormente, el sistema LAS de salvamento de emergencia está integrado en el Módulo de Servicio de la nave (cuatro motores RS88), lo que supone una indudable ventaja: el ahorro de la masa en el lanzamiento de una torre de escape y su cofia. En los últimos diseños de la CST-100 se ha añadido un anillo alrededor de todo el SM a modo de deflector, suponemos que para eliminar turbulencias generadas por el conjunto nave-lanzador en las pruebas de modelos aerodinámicos en túnel de viento.

[*]: Aunque sigue comprándolos, ULA está en proceso de sustituir en un futuro más o menos cercano estos motores rusos a causa de la política de sanciones de EEUU contra Rusia y a presiones políticas y empresariales de fabricantes estadounidenses como SpaceX con el apoyo de John McCain, influyente senador de la derecha republicana y excandidato a la Presidencia de EEUU.


III. DRAGON V2

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Fig. 7.— Dragon V2: lanzador, configuración externa y características principales. [Ampliar]

La nave Dragon V2 (también denominada Crew Dragon para distinguirla del carguero orbital no tripulado Dragon) fue la propuesta de la empresa Space Exploration Technologies (SpaceX) —fundada en 2002 por el magnate nacido en Sudáfrica Elon Musk— para el programa comercial CCP y la elegida en su fase de contratación (CCtCap) en 2014 junto con la cápsula CST-100 de Boeing. La principal baza de SpaceX para conseguir el contrato de operador privado para el transporte de tripulantes al Segmento estadounidense de la ISS ha sido su experiencia previa con el carguero automático Dragon, con el que la nave tripulada Dragon V2 no sólo comparte nombre, sino también evidentes similitudes en su configuración general, la cabina presurizada, el sistema de propulsión, así como el mismo lanzador Falcon 9.

Aunque la Dragon V2 se puede considerar una nave bimodular como el resto de las que analizamos, su configuración es diferente, muy similar a la del carguero Dragon: la nave propiamente dicha o Módulo Tripulado integra la Cápsula Presurizada y una Sección de servicio y propulsión que rodea a ésta (las demás están diseñadas con un módulo de servicio aparte de la cápsula tripulada). El segundo módulo, eyectable antes de la reentrada y llamado Trunk, es una especie de maletero cilíndrico hueco con espacio para carga expuesta al vacío en su volumen interno.

El Módulo Tripulado o Crew Dragon

Gracias a un diseño interior bastante diáfano y a un ángulo lateral de tan sólo 15º (el diámetro máximo exterior de la nave Dragon V2 es el menor de todas las analizadas, 3,7 m), la Cápsula Presurizada del Crew Dragon puede albergar hasta siete tripulantes —4 ó 5 en configuración de vuelo mixta para tripulación y carga—, ello a pesar de disponer de un volumen presurizado de sólo 10 m³, algo inferior al de una nave Soyuz (10,5 m³). Al igual que en la nave de Boeing, la cápsula de SpaceX da acceso a una Unidad de acoplamiento andrógino a estaciones APAS-NDS con un diámetro de paso de 80 cm mediante una escotilla superior [véase figura 3 en el Capítulo II]. La unidad de acoplamiento dispone de un ingenioso sistema para su protección durante el ascenso atmosférico y la reentrada: una cobertura semiesférica permanente con bisagra que se abre hasta 90º en las maniobras de atraque y que vuelve a su posición cerrada tras el desacoplamiento de la nave.

Los asientos de los puestos de mando se sitúan frente a un panel de control táctil abatible de última generación para monitorizar los parámetros de vuelo. Incluye un joystick o mando de control de actitud para gobernar la nave. La Cápsula Presurizada integra nada menos que cinco ventanas con forma elíptica, tres en la parte de la escotilla de acceso exterior y otras dos en sendos laterales de la nave; frente a los asientos de los tripulantes y flanqueándolos, respectivamente.

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Fig. 8.— Configuración interior de la Cápsula Presurizada de la nave Dragon V2. [Imágenes: SpaceX • Ampliar]

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Fig. 9.— Otra perspectiva de la Cápsula Presurizada de la nave Dragon V2. [Foto: Annie Leibovitz/Vogue • Ampliar]

La Sección de Servicio del Dragon Crew rodea la Cápsula Presurizada y está integrada, entre otros, por los siguientes elementos:

  • Sistema de paracaídas: compartimentos de los paracaídas de frenado en la parte superior y compartimento de los paracaídas principales en la parte inferior (bajo la escotilla de acceso a la nave), unidos mediante canalizaciones en el fuselaje a un contenedor superior de cuerdas y sujeciones de los paracaídas a la nave.
  • Sistema de escape de emergencia y frenado en el descenso: cuatro compartimentos (Quads) que integran un total de ocho motores SuperDraco (cuatro pares, dos por Quad) con un empuje de 73 kN por unidad. Los SuperDraco, unos motores de alto rendimiento de propergoles hipergólicos, cumplen la doble función de propulsores de aborto en el lanzamiento en caso de emergencia y de retrocohetes de frenado en el descenso.
  • Sistema de maniobra orbital y control de actitud en la reentrada: 18 motores hipergólicos Draco con 400 N de empuje cada uno.
  • Escudo y protección térmica. El escudo térmico primario es reutilizable, basado en un material desarrollado por SpaceX denominado PICA-X (Phenolic Impregnated Carbon Ablator – SpaceX) e integrado por losetas de carbono impregnado de resina sintética fenólica. Los paneles externos del fuselaje de la nave están recubiertos por una fina capa blanca de un compuesto ablativo que se quema durante la reentrada, bautizado con el evocador nombre de SPAM (SpaceX Proprietary Ablative Material).
  • Sistema de aterrizaje suave. Sólo dos de las naves de nueva generación analizadas disponen de un sistema que realmente asegura un aterrizaje suave, combinando retrocohetes y trenes de aterrizaje que amortiguan la desaceleración brusca causada por el impacto de la nave con la superficie: la nave rusa PTK-NP y la Dragon V2. En ambos casos, cuatro trenes de aterrizaje retráctiles con amortiguadores se despliegan a través del escudo térmico antes de la toma de tierra.

A lo anterior habría que añadir los sistemas de soporte vital y de energía de la nave, así como los correspondientes depósitos de los sistemas de propulsión, también integrados en la Sección de Servicio del Módulo Tripulado.

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Fig. 10.— Detalle del Sistema de aterrizaje suave de las naves Dragon V2 (izquierda) y PTK-NP (derecha). [Fotos: France-Presse / Novosti Kosmonavtiki • Ampliar]

Trunk

El Trunk es la pieza de unión entre la nave y el lanzador en el despegue y forma parte de ésta hasta poco antes de la reentrada, cuando es eyectado. Se trata de un cilindro hueco similar al del carguero no tripulado Dragon con un volumen interno disponible para carga no presurizada de alrededor de 14 m³. La superficie cilíndrica exterior del Trunk se divide en dos tramos de 180º: uno alberga los radiadores del Sistema de control térmico y el otro los paneles solares fotovoltaicos para la producción de energía eléctrica. Éstos están fijados al fuselaje, por lo que no son desplegables ni orientables, aunque ocupan una nada desdeñable superficie de alrededor de 18 m².

Completan el Trunk cuatro aletas que sirven como estabilizadores aerodinámicos en caso de escape de emergencia en el lanzamiento y dan a la Dragon V2 cierto aspecto de híbrido entre nave de cómic de los años 50 y las cápsulas auxiliares de la nave interplanetaria del film 2001, una odisea en el espacio. A excepción del Trunk, la nave Dragon V2 es reutilizable hasta 10 misiones, incluidos el escudo térmico y la unidad de acoplamiento.

El lanzador: Falcon 9 v1.2

El Falcon 9 v1.2 (o Falcon 9 v1.1 Full Thrust) es una versión mejorada del Falcon 9 v1.1 de SpaceX empleado hasta 2015 en los lanzamientos de satélites o de los cargueros no tripulados Dragon, con modificaciones destinadas a aumentar la capacidad de combustible, el rendimiento general del lanzador y la fuerza de empuje —hasta un 13,5% más en la primera etapa. Se trata de un vector de dos etapas impulsadas por motores kerolox Merlin 1D, alimentados con oxígeno líquido como oxidante y queroseno “densificado” (enfriado) como combustible. Al igual que en el caso del lanzador Atlas V 422 de la nave CST-100 de Boeing, el centro de lanzamiento del Falcon 9 v1.2 es la Base de la USAF de Cabo Cañaveral (Florida).

La primera etapa integra nueve unidades Merlin 1D FT (Full Thrust) en disposición octaweb —ocho motores rodeando en círculo un motor situado en el centro— que ofrecen un empuje total en el lanzamiento de 6,8 MN (756,2 kN x 9). Para abaratar los costes de lanzamiento, SpaceX pretende que esta etapa sea recuperable para su reutilización. A tal efecto, en la base de la primera etapa se sitúan cuatro grandes soportes desplegables (Landing legs) para hacerla aterrizar verticalmente tras un descenso controlado por dos pares de estabilizadores (Grid fins) y los motores de la etapa, usados como retrocohetes de frenado. Este Sistema de recuperación de la I Etapa ha sido probado sin éxito en varias ocasiones, hasta que a finales de 2015 se ha conseguido que funcione en una misión de lanzamiento de satélites (Falcon 9 v1.2, 22/12/2015), con el aterrizaje de la I Etapa en las propias instalaciones de Cabo Cañaveral, a unos 10 km de su rampa de lanzamiento.

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Fig. 11.— Izquierda: el lanzador Falcon 9 de SpaceX. En primer plano, los motores Merlin 1D y los ‘Landing legs’ del Sistema de recuperación de la I Etapa. • Derecha: aspecto del ‘Crew Dragon’ durante su presentación pública en 2014. [Fotos: SpaceX / astronews.ru • Ampliar]

La segunda etapa, unida a la primera por una sección intermedia, aloja un motor Merlin 1D Vac FT (versión para el vacío de los Merlin 1D FT de la I Etapa) que ofrece un empuje de 934 kN. Las dos etapas tienen un diámetro central de 3,66 m, por lo que la nave Dragon V2 está unida a la segunda etapa mediante el módulo Trunk sin necesidad de adaptador intermedio de carga útil. Al igual que el Atlas V 422 y la nave de Boeing, el conjunto Falcon 9 v1.2-Dragon V2 carece de torre de escape de emergencia, ya que el Sistema de aborto en el lanzamiento, dotado con ocho motores hipergólicos SuperDraco, está integrado en la propia nave Dragon V2.

Las dos etapas del Falcon 9 v1.2 en configuración de lanzamiento —incluida la sección intermedia interetapas— con la nave Dragon V2 alcanzan una longitud total de unos 66 m, con una masa con propelentes cargados de alrededor de 510 toneladas*.

[*]: A falta de especificaciones oficiales —la compañía SpaceX suele ser reacia a aportar datos técnicos exactos de sus programas—, algunas cifras expresadas en este capítulo pueden variar en función de las fuentes consultadas.


IV. ORION MPCV

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Fig. 12.— Orion MPCV: lanzador, configuración externa y características principales. [Ampliar]

Orion MPCV (Orion Multi-purpose Crew Vehicle) y el sistema de lanzamiento SLS (Space Launch System) es el tardío relevo de la NASA a su programa STS-Shuttle, cancelado en 2011. Muy tardío si tenemos en cuenta que los primeros vuelos tripulados Orion-SLS no se efectuarán hasta bien entrada la década de 2020. Ello a pesar de que el inicio del proyecto Orion se remonta a mediados de la primera década del siglo XXI (Orion CEV, Crew Exploration Vehicle, del programa Constellation, a su vez cancelado en 2010 por la Administración de Obama). La política de recortes presupuestarios en los programas espaciales (al menos en los civiles) y la “financiación por goteo” a la NASA en los últimos años han dado al traste con la posibilidad de que la agencia espacial pública estadounidense dejara de depender de Rusia y sus naves Soyuz para enviar sus astronautas al espacio en un período de tiempo razonable tras la cancelación del programa STS-Shuttle. En este contexto, veremos a las naves de los operadores privados Boeing y SpaceX tomar la delantera a la NASA en vuelos tripulados lanzados desde EEUU.

A finales de 2014 se ha efectuado un vuelo de prueba de una cápsula Orion no tripulada —sin sistema de soporte vital ni torre de escape operativos y con una maqueta del Módulo de Servicio—, la llamada misión EFT-1 (Exploration Flight Test 1, 5/12/2014). A falta de un lanzador SLS —cuyo primer vuelo no tripulado (Exploration Mission 1) está previsto no antes de finales de 2018—, el lanzador de la misión EFT-1 fue un Delta IV Heavy de ULA adaptado para la ocasión. Básicamente, la misión EFT-1 ha servido para probar el escudo térmico en una reentrada a alta velocidad (8,9 km/s) tras un vuelo de algo más de cuatro horas de duración desde el despegue.

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Fig. 13.— Tres momentos del vuelo de prueba EFT-1 el 5 de diciembre de 2014: despegue del lanzador Delta IV desde la Base de la USAF de Cabo Cañaveral, descenso de la cápsula Orion con los tres paracaídas principales desplegados y recuperación de la nave no tripulada en aguas del Pacífico Norte, unos 1.000 km al oeste del litoral californiano. [Fotos: NASA • Ampliar]

Orion MPCV es una nave multipropósito, como su propio nombre indica. A diferencia de las naves de Boeing y SpaceX analizadas y al igual que la nave rusa PTK-NP, la Orion es una nave capacitada tanto para misiones orbitales como lunares o transorbitales. En vuelo autónomo puede permanecer tres semanas en el espacio y hasta seis meses acoplada a una estación. Como en todas las naves de nueva generación, el módulo tripulado es reutilizable hasta 10 misiones. Puede alojar cuatro tripulantes en configuración normal (hasta seis como máximo). La masa en el lanzamiento es de 21.250 kg en la versión para vuelos orbitales y de unas 25 toneladas en configuración lunar. La Orion MPCV se compone de dos módulos: un Módulo de la Tripulación (Crew Module, CM), que integra la Cápsula Presurizada, y un Módulo de Servicio con los sistemas de propulsión y energía de la nave.

El Módulo de la Tripulación (CM)

El CM, fabricado por la compañía aeroespacial Lockheed Martin, es el único módulo que regresa a la Tierra e integra la Cápsula Presurizada. Con un diámetro máximo de 5 m, su volumen presurizado es de 19.5 m³, el mayor de todas las naves analizadas, aunque el volumen habitable (8.9 m³, “más o menos como dos furgonetas” según la NASA) es inferior al de la PTK-NP (unos 11 m³). La Cápsula Presurizada está coronada por una escotilla que da acceso a una Unidad de Acoplamiento andrógino APAS-NDS con 80 cm de diámetro de paso [véase fig. 3 en el Capítulo II]. Los puestos de mando de la nave se sitúan frente a un panel de control de aspecto más clásico que los de las otras naves analizadas (con más controles analógicos) y ante un par de ventanas frontales (Docking windows) junto a otras dos ventanas laterales que las flanquean. El conjunto puestos de mando-panel-ventanas recuerda a la cabina de un Shuttle. Bajo los puestos de la tripulación hay varios compartimentos destinados al almacenaje de carga y a equipos que ocupan gran parte del volumen presurizado de la cápsula.

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Fig. 14.— Configuración de la Cápsula Presurizada y del Módulo de la Tripulación de la nave Orion. [Ampliar]

En cuanto a la parte exterior, el CM aparece recubierto en los últimos diseños por una capa refractaria de aspecto plateado, lo que le da una apariencia semejante al Módulo de Mando de las cápsulas Apollo de los años 60 y 70. Esta capa plateada es una barrera superficial de protección térmica sobre las losetas cerámicas que cubren el fuselaje, similares a las del Shuttle. Una docena de motores RCS (Reaction Control System) aseguran el control de actitud del CM durante la reentrada.

Al igual que en la nave CST-100 de Boeing, cuyo diseño general tiene muchos aspectos en común con la Orion, los compartimentos de paracaídas están alojados en la parte frontal o superior del módulo tripulado, protegidos por una cubierta eyectable en el descenso atmosférico. La opción elegida para el descenso final es el clásico amerizaje de las cápsulas estadounidenses desde las Mercury. Orion es la única nave que no contempla el descenso sobre tierra firme y con el sistema menos sofisticado: sólo paracaídas; sin air bags (CST-100) ni retrocohetes (Soyuz, Shenzhou, PTK-NP y Dragon V2) ni tren de aterrizaje suave (PTK-NP y Dragon V2). El escudo de protección térmica en la reentrada está compuesto por un material ablativo ligero y no reutilizable llamado Avcoat.

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Fig. 15.— Izquierda: el escudo térmico del ‘Crew Module’ (CM) de la nave Orion de la NASA. Derecha: el ‘Launch Abort System’ sobre la cofia del CM. [Imágenes: NASA • Ampliar]

El Módulo de Servicio (ESM)

El módulo de servicio y propulsión de la nave Orion MPCV es de origen europeo. La NASA subcontrató el proyecto a la Agencia Espacial Europea (European Space Agency, ESA) y su fabricación corre a cargo de la división de proyectos espaciales y militares (EADS-Astrium) del consorcio europeo Airbus, razones por las que este módulo es denominado European Service Module (ESM).

El ESM de la Orion es similar en muchos aspectos de su diseño al módulo de propulsión del carguero automático ATV (Automatic Transfer Vehicle) de la ESA, ya fuera de servicio. Los cuatro juegos de paneles solares fotovoltaicos, desplegables, orientables y con 18,8 m de envergadura, tienen un diseño muy parecido a los del ATV; al igual que los sistemas de maniobra orbital y propulsión del ESM, integrados por 24 motores de control de actitud (ESM RCS), ocho motores auxiliares traseros con 490 N de empuje cada uno y un motor de propulsión principal de 30 kN. Alrededor del ESM se ubican los paneles radiadores del Sistema de control térmico.

Un anillo intermedio —la única parte de la nave que está expuesta a la intemperie en el lanzamiento— integra el umbilical ESM-CM de conexiones eléctricas y de fluidos y además sirve de unión entre los dos módulos de la nave, así como de soporte de las cofias del CM y del ESM durante la fase atmosférica del lanzamiento. El módulo ESM junto con el anillo intermedio son eyectados antes de la reentrada del Crew Module.

El lanzador: SLS

El sistema de lanzadores SLS (Space Launch System) es el núcleo de los proyectos espaciales tripulados de la NASA para las próximas décadas. Se trata de una familia de cohetes superpesados que la agencia estadounidense pretende introducir en varias fases in crescendo en cuanto a capacidad de carga útil. Los SLS son unos lanzadores manifiestamente sobredimensionados para vuelos orbitales tripulados: la “versión básica”, el SLS Block 1, tiene una capacidad de carga útil a órbita baja (LEO) de 70 t, con una masa total en el lanzamiento de nada menos que 2.608 toneladas con los propelentes cargados; mientras que la nave Orion en configuración orbital tiene una masa de 21.250 kg. Esto, además de elevar exponencialmente los costes de fabricación e infraestructura y de lanzamiento (uno de los principales aspectos problemáticos del extinto programa Shuttle), indica que la NASA no parece demasiado interesada en programas de estaciones orbitales tras la ISS; dejando “vía libre” a los rusos (con quienes nunca han podido competir “de tú a tú” en este campo) y sin olvidar a los chinos, con su Estación tipo Mir en ciernes.

orion-slsFig. 16.— Familia de lanzadores ‘Space Launch System’ de la NASA. [Ampliar]

El SLS tiene una etapa central común a todas las versiones denominada Core Stage, con una composición que recuerda mucho al Launch Vehicle del programa Shuttle. En la Core Stage (61 m de longitud y 8,41 m de diámetro), unos enormes tanques de oxígeno e hidrógeno líquidos (LOX y LH2 respectivamente) alimentan cuatro motores RS-25 —similares a los que integraba el transbordador de la NASA— que aportan una fuerza de empuje de 7,4 MN. Dos aceleradores de combustible sólido o SRB (Solid Rocket Boosters) como los de los Shuttle pero con cinco segmentos en vez de cuatro y casi 54 m de altura, flanquean la etapa central común en las versiones Block 1 (SLS Block 1 y SLS Block 1B). Cada SRB aporta 16 MN de empuje en los primeros momentos tras el despegue. La versión SLS Block 2, la de mayores prestaciones, integraría unos aceleradores denominados provisionalmente Advanced Boosters, aún no concretados.

En la versión inicial SLS Block 1, un adaptador (Launch Vehicle Stage Adapter, LVSA) da paso a la etapa superior criogénica ICPS (Interim Cryogenic Propulsion Stage), también de LOX y LH2 y con un motor RL10 (RL10B-2) con 110,1 kN de empuje de la misma familia que los empleados en los lanzadores Delta y Atlas. La etapa ICPS es la que está unida al Módulo de Servicio de la nave Orion y sirve como remolcador en misiones lunares o transorbitales. Las subsiguientes versiones SLS Block 1B y SLS Block 2 compartirían una etapa superior de mayores prestaciones: la llamada Exploration Upper Stage, diseñada para cargas pesadas en misiones lunares, a asteroides o interplanetarias. La capacidad de carga útil a LEO de los SLS va desde las 70 toneladas del Block 1 hasta las 130 t del Block 2, pasando por las 105 t del Block 1B. El centro de lanzamiento previsto para los SLS es el Centro Espacial Kennedy del complejo de Cabo Cañaveral (Florida).

Vistas las cifras, con 39,4 MN de fuerza de empuje en el lanzamiento, los SLS pasarían a engrosar la lista de los lanzadores más potentes de la historia espacial, con permiso de los colosales N1 (URSS): 44 MN; Saturn V (EEUU): 34 MN y Energia (URSS): 35 MN.


V. PTK-NP Federatsia

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Fig. 17.— PTK-NP: lanzador, configuración externa y características principales. [Ampliar]

PTK-NP (ПТК НП), siglas en ruso de Nave Tripulada y de Transporte de Nueva Generación y también conocida como PPTS (ППТС) (Perspektivnaya Pilotiruemaya Transportnaya Sistema), es un programa de la Agencia Cosmonáutica Federal de Rusia, Roscosmos, llamado a sustituir en un futuro a las naves tripuladas Soyuz (URSS, 1967-) actualmente en servicio. Los diseños preliminares se remontan a la segunda mitad de la década de 2000: programa conjunto ruso-europeo ACTS (Advanced Crew Transportation System), luego cancelado. El desarrollo de la PTK-NP (como de las Soyuz) corre a cargo de SP Koroliov RSC Energia, la principal corporación cosmonáutica pública rusa —en la URSS el Buró de diseño espacial núm. 1 (OKB-1) del ingeniero jefe Serguéi Koroliov, padre del programa cosmonáutico de la superpotencia soviética. La PTK-NP es una nave bimodular con la siguiente configuración:

  • Módulo de Descenso o Aparato de retorno (Vosvraschaemi apparat, VA), que está dividido a su vez en dos secciones:
    Sección de Mando (Komandni otsek, KO) o cápsula presurizada del VA.
    Sección de Propulsión o auxiliar (Agregatni otsek, AO), la parte no presurizada del VA.
  • Módulo de Motores (Dvigatelni otsek, DO), módulo no presurizado que cumple la función de módulo de servicio y propulsión de la nave.

La PTK-NP, al igual que la Orion, es una nave capacitada tanto para misiones orbitales como lunares o transorbitales y entre todas las analizadas es la que puede permanecer más tiempo fuera de la Tierra: un mes en vuelo autónomo y hasta un año acoplada a una estación. En configuración de vuelo orbital tiene una masa de 14.400 kg en el lanzamiento; entre 18 y 20 toneladas configurada para misiones lunares. Su diámetro máximo es de 4,5 m y alcanza una longitud total de unos 7,6 m (sin la sonda de atraque extendida).

El Módulo de Descenso (VA)

La Sección de Mando (KO) del Módulo de Descenso (VA) es su parte presurizada. Con un volumen de 17 m³, unos 11 m³ habitables, aloja a la tripulación. La estructura interna del KO está conformada por un compuesto fabricado a base de capas de fibra de carbono compactadas (como los chasis de los Fórmula 1). La capa externa son paneles o losas de protección térmica cuyo grosor varía entre 30 y 52 mm en función de su exposición a las altas temperaturas de la reentrada. El KO integra en un lateral la escotilla de acceso exterior y en el lateral opuesto, el compartimento de los paracaídas y su compuerta. En la parte superior interna del KO, una escotilla da acceso a una Unidad de acoplamiento activo SSVP de nueva generación (Sistema stykovki i vnutrennego perekhoda, Sistema de acoplamiento y transferencia interna). Con un diámetro de paso de 110 cm, el de mayor amplitud de todas las naves tripuladas diseñadas hasta ahora, es una actualización del mecanismo de acoplamiento más utilizado hasta la fecha desde que fuera diseñado para el atraque de naves Soyuz en las estaciones orbitales soviéticas Salyut a principios de los años 70.

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Fig. 18.— Configuración interior de la Sección de Mando del módulo de la tripulación de la nave PTK-NP según modelo ergonómico expuesto en el salón aeroespacial MAKS (Moscú, 2015). [Ampliar]

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Fig. 19.— Esquema del funcionamiento del Sistema de acoplamiento activo-pasivo SSVP. La unidad activa (ASA) corresponde a la nave y la unidad pasiva (ASP) al puerto de atraque [fuente: ESA].  A la derecha, un carguero orbital Progress (URSS, 1978-) efectúa la maniobra de aproximación final a uno de los puertos del Segmento ruso de la ISS en 2009. Obsérvese la sonda de atraque de la nave extendida [foto: NASA].  Ampliar

El KO dispone de un Sistema de soporte vital (SZhO) más parecido al de un módulo de una Estación que al de las naves Soyuz para regular un medio ambiente óptimo para cuatro cosmonautas o hasta un máximo de seis. Los asientos Cheguet de la PTK-NP son de nuevo diseño, plegables, dotados de amortiguadores y adaptables a diferentes tallas de cosmonautas de hasta 1,95 m de altura; sin necesidad de tener que fabricarlos a medida como los Kazbek de las Soyuz. Sobre los asientos centrales, que son los puestos de mando del piloto y del comandante, hay un panel de control abatible de nueva generación con un mando de control de actitud de la nave tipo joystick. Bajo los puestos de la tripulación hay zonas de almacenaje para carga presurizada con trampillas de acceso en el “suelo” de la cabina. El KO integra además: sección de cocina (despensa de víveres), botiquín de primeros auxilios, equipos de supervivencia Neva en caso de descenso sobre agua o aterrizaje en regiones remotas, armario para vestimenta de vuelo… y un Compartimento WC (unidad ASU) que ofrece intimidad gracias a un ingenioso sistema: un panel deslizante que también hace las veces de puerta y que al desplegarse crea un espacio privado similar al de los aseos de las aeronaves comerciales; una ventaja que sin duda marca la diferencia entre la nueva nave rusa y el resto de las que analizamos en cuanto a comodidades para la tripulación. Dos ventanas tipo ojo de buey se sitúan en sendos laterales de la nave, flanqueando los puestos de la tripulación. En general, en cuanto a ergonomía y habitabilidad, la PTK-NP es aparentemente muy superior a las otras naves de nueva generación analizadas.

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Fig. 20.— Detalles de la Unidad de acoplamiento ASA-SSVP y de los asientos de nueva generación Cheguet diseñados para la nave PTK-NP. [Ampliar]

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Fig. 21.— La cápsula presurizada de fibra de carbono (Sección de Mando, KO, en primer plano) de la nave PTK-NP; tras ella, el Módulo de Descenso (VA) y su Unidad de acoplamiento, en la parte inferior derecha de la imagen. [MAKS 2015, Moscú ⁄ Foto: Novosti Kosmonavtiki • Ampliar]

La Sección de Propulsión o auxiliar (AO) es la parte no presurizada del Módulo de Descenso e integra los motores del Sistema de control de actitud en la reentrada (SIO-S), cuatro juegos de retrocohetes de combustible sólido para el frenado en el descenso (PDTU) y sus dos generadores, depósitos, baterías y otros equipos como los de aviónica, energía y soporte vital. En la parte inferior del AO se ubica el escudo de protección térmica en la reentrada (LTI), reutilizable y fabricado a base de losetas de material cerámico y carbono. Está diseñado para soportar reentradas a alta velocidad (misiones lunares o más allá de nuestra órbita baja). A través del escudo térmico inferior se despliegan cuatro trenes de aterrizaje retráctiles (unidades PU) dotados con amortiguadores neumáticos e igualmente reutilizables hasta 10 misiones, como el resto de componentes del VA. El conjunto de aviónica, paracaídas, retrocohetes y trenes de aterrizaje conforma el sistema KSP de descenso sobre tierra firme y aterrizaje suave de la nave. La precisión en el aterrizaje es de ±5 km.

El Módulo de Motores (DO)

El DO es una estructura cilíndrica no presurizada de 3,5 m de diámetro con los sistemas de maniobra orbital y propulsión de la nave tras el lanzamiento y hasta la reentrada:

  • motores del Sistema de maniobra orbital DOM,
  • media docena de motores auxiliares traseros MVSK-02
  • y un par de motores de propulsión principales KDU.

Con un volumen interno que está ocupado en su mayor parte por los tanques de propelentes, el DO integra en el exterior los paneles radiadores del Sistema de control térmico (SOTR), dos juegos desplegables y orientables de paneles solares fotovoltaicos para la producción de energía eléctrica con 13,8 m de envergadura, las antenas principales del sistema de cita espacial RTSS Kurs-LA y de comunicaciones (ambas con mástiles desplegables), los sensores de orientación y otros equipos de navegación y comunicaciones.

El módulo DO es eyectado antes de la reentrada. Durante el ascenso atmosférico está protegido por una cofia y es la parte de la nave PTK-NP que está unida al lanzador Angará.

El lanzador: Angará 5

Los lanzadores de referencia para la nave PTK-NP son los cohetes rusos de nueva generación Angará 5. Los Angará son una familia de lanzadores cuya arquitectura básica es modular y progresiva a partir de propulsores comunes en las primeras etapas denominados URM (Universal Rocket Module), dotados de un motor alimentado por queroseno y oxígeno líquido RD-191 con 1,92 MN de empuje. El fabricante de los Angará es la empresa pública GKNPTs Jrunichev o Khrunichev State Research and Production Space Center —denominación internacional del que fuera en la Unión Soviética el Buró de diseño espacial OKB-23 u Oficina de Diseño Salyut —, cuyo producto estrella son los lanzadores Proton. A diferencia de éstos, la familia de cohetes Angará está diseñada tanto para el lanzamiento de satélites o módulos no tripulados como para misiones con tripulación. El Angará 5 (cinco propulsores URM en las dos primeras etapas) efectuó su primer vuelo de prueba en 2014 (A5-1LM, 23/12/2014).

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Fig. 22.— Izquierda: Detalle de los cinco propulsores URM-1 que conforman las dos primeras etapas de un lanzador Angará 5.Centro: Elevación del A5-1LM en la rampa de lanzamiento del Cosmódromo de Plesetsk el 23/12/2014.Derecha: Momento del despegue. [Fotos: Kosmonavtika.com • Ampliar]

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Fig. 23.— Ilustración comparativa de los lanzadores de la nave PTK-NP: Angará 5P (vuelos orbitales) y Angará 5V (misiones lunares o transorbitales). [Ampliar].

La versión básica para vuelos a LEO de la nave PTK-NP es el Angará 5P (A5P) de dos etapas (cuatro propulsores URM-1 como primera etapa y otro URM-1, el propulsor central, como segunda etapa). Con 9,61 MN de empuje total en el lanzamiento, el A5P sitúa a la nave PTK-NP en una órbita parking para desde ahí efectuar el acercamiento para el atraque en una estación orbital mediante el impulso de los propios motores de la nave.

El Angará 5V (A5V) es un desarrollo reciente del A5 para misiones tripuladas más allá de nuestra órbita baja, lunares (con o sin alunizaje) y transorbitales. Además de los cinco URM-1 de las dos primeras etapas que liberan 9,61 MN de fuerza de empuje en el lanzamiento, el A5V integra una tercera etapa criogénica denominada URM-2V [“V” de vodorod (водород); ‘hidrógeno’ en ruso], con un par de motores RD-0150 alimentados por oxígeno e hidrógeno líquidos de 390 kN de empuje total. Sobre la III Etapa o URM-2V se sitúa una etapa final denominada Blok DM-03 ó MOB-2 que cumple la función de propulsor transorbital de la nave. El Blok DM-03 —desarrollo actual del Blok o Etapa D del gigantesco lanzador lunar soviético N1— integra un motor 11D58MF de queroseno y oxígeno líquido que aporta en torno a 85 kN de empuje en el vacío. Hasta su eyección transorbital, el Blok DM está unido en el lanzamiento al Módulo de Motores DO de la nave PTK-NP. Tanto el Blok DM como el módulo DO están cubiertos por sendas cofias de protección aerodinámica en la fase atmosférica del lanzamiento. El Sistema SAS de eyección del módulo tripulado VA en caso de emergencia en el lanzamiento consiste en una torre de escape dotada con motores de combustible sólido y unida mediante fijaciones a la parte frontal de la nave, al igual que en la cápsula estadounidense Orion [como hemos visto, tanto la nave de Boeing como la de SpaceX integran los motores de aborto en el lanzamiento]. El Angará 5V en configuración de lanzamiento con la nave PTK-NP tiene una masa total de alrededor de 820 toneladas con los propelentes cargados y una longitud de unos 75 m, incluida la torre de escape del Sistema SAS.

El centro de referencia para los lanzamientos tripulados Angará 5/PTK-NP es el nuevo Cosmódromo de Vostochni, ubicado en el oblast ruso de Amur (Extremo Oriente siberiano). De esta forma, cuando el programa Soyuz toque a su fin más de medio siglo después de su primer lanzamiento, la Federación de Rusia dejaría de depender de Kazajistán —antes parte de la URSS pero actualmente república independiente— para lanzamientos tripulados desde el histórico Cosmódromo de Baikonur, el primer puerto espacial de la humanidad.


VI. ANEXO: VOLVER A LA LUNA

lunaEntre las cuatro analizadas, las naves de nueva generación que contemplan configuración lunar y diseñadas para misiones de larga duración más allá de nuestra órbita baja son la Orion de la NASA y la PTK-NP de Roscosmos. En los proyectos a medio y largo plazo de ambas agencias se plantea la posibilidad de misiones lunares que incluyan alunizaje (en una primera fase sobrevuelos sin descenso lunar), misiones a los puntos Lagrange (las localizaciones del sistema Tierra-Luna donde la fuerza gravitatoria de ambos cuerpos está equilibrada), misiones a asteroides cercanos para su exploración con recogida y retorno de muestras… e incluso misiones interplanetarias tripuladas a los dos planetas más cercanos: en el caso de Marte sobrevuelos y descensos tripulados y a Venus, por motivos obvios, sólo misiones tripuladas de sobrevuelo.

Gran parte de estos ambiciosos planes son impracticables en el futuro más próximo y es bastante cuestionable que un solo país —exceptuando quizá a China en la parte económica— disponga de fondos y recursos suficientes para llevarlos a cabo, máxime si se mantiene la política de recortes presupuestarios a las agencias espaciales públicas tanto en EEUU como en Rusia. Pero las posibilidades de sus programas de nuevas naves tripuladas y lanzadores al menos apuntan en esa dirección para las próximas décadas, aunque además de las naves de nueva generación y lanzadores en desarrollo, las misiones transorbitales requerirían de otros elementos que hoy en día no están ni siquiera oficialmente presupuestados, como sistemas de propulsión de largo recorrido para misiones interplanetarias y módulos o hábitats a los que se acoplen las naves tripuladas y que estén capacitados para viajes interplanetarios de muchos meses de duración. Por eso, de momento “pongamos los pies en la Luna”…

La propuesta rusa: misiones lunares con lanzamientos múltiples

El Consejo Científico y Técnico de Roscosmos ha elaborado una propuesta basada en la nueva nave PTK-NP y su lanzador pesado Angará A5V consistente en realizar misiones lunares tripuladas a base de lanzamientos múltiples. Alternativa al parecer más realista y económica frente a los elevados costes de lanzamiento, fabricación e infraestructuras de lanzadores como los SLS de la NASA; lanzadores superpesados que de momento están descartados en el programa cosmonáutico de la Federación de Rusia para los próximos años.

Según el proyecto citado de Roscosmos, para una misión de sobrevuelo o circunlunar bastaría con dos lanzamientos A5V y una maniobra de atraque en la órbita de la Tierra; mientras que una misión con descenso tripulado a la Luna implicaría cuatro lanzamientos Angará 5V y la misma cifra de acoplamientos: dos en la órbita terrestre y otros dos en la órbita lunar…

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Fig. 24.— Infografía de una misión tripulada con alunizaje basada en la propuesta del Consejo científico y técnico de Roscosmos. [Ampliar]

Roscosmos tiene previsto realizar a mediados de la próxima década las primeras misiones circunlunares de la nave PTK-NP basadas en dos lanzamientos Angará 5V, como hemos visto. Las misiones tripuladas con alunizaje no están previstas antes de 2030. Paralelamente, Roscosmos pondrá en órbita una Estación propia a partir de 2025, tras el final de la vida útil de la ISS. Veremos si Rusia —que no es ni mucho menos la superpotencia que era la URSS— dispone finalmente de recursos suficientes para poner en práctica todos estos planes.

Los planes lunares de la NASA

Por la parte estadounidense, los proyectos a medio plazo de la NASA en lo referente a futuras misiones lunares y transorbitales tripuladas dependen en gran parte de que efectivamente se dote de fondos suficientes al desarrollo de la segunda fase de los lanzadores superpesados SLS, SLS Block 1B [véase Fig. 16 en el Capítulo IV], capacitados para elevar una nave Orion y una nave de descenso lunar (o un módulo energético-habitacional para misiones transorbitales de larga duración) con un solo lanzamiento —al igual que los Saturn V en pasadas décadas.

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Fig. 25.— Visión de una misión tripulada de la NASA en la superficie lunar mediante el lanzamiento de un SLS Block 1B, con capacidad para integrar una nave Orion y una nave de descenso a nuestro satélite. Ambas se acoplarían en órbita para ser impulsadas en trayectoria lunar por la etapa superior del lanzador SLS (‘Exploration Upper Stage’), un esquema similar al de las misiones Apollo. [Ilustraciones: Boeing • Ampliar]

No obstante lo anterior, la versión SLS básica, SLS Block 1, puede lanzar una nave Orion en una misión tripulada de sobrevuelo lunar, sin alunizaje. De hecho, la primera misión SLS (recordemos que esta familia de lanzadores aún no ha tocado ninguna rampa de lanzamiento) es un vuelo circunlunar en principio previsto para finales de 2018 mediante un SLS Block 1, la Orion Exploration Mission 1 (EM-1); aunque en este caso se trata del lanzamiento y retorno de una nave Orion sin tripulación.


VII. CONCLUSIÓN

Finalmente, presentamos una tabla que resume las características y cotas generales de las naves tripuladas de nueva generación analizadas a lo largo de los capítulos de este estudio: CST-100 Starliner (Boeing), Dragon V2 (SpaceX), Orion MPCV (NASA/EEUU) y PTK-NP (Roscosmos/Rusia). Para ofrecer una visión comparativa completa, se incluyen también las características principales de las naves de los programas tripulados operativos: Soyuz (Roscosmos/Rusia) y Shenzhou (CNSA/China).

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Fig. 27.— Resumen final. Tabla comparativa. [Ampliar]


REFERENCIAS Y ENLACES RECOMENDADOS
  • Boeing Commercial Crew Transportation System (Ferguson C., Boeing, 2013).
  • The Orion Spacecraft (NASA / FS-2014-08-004-JSC)
  • Orion Exploration Flight Test-1 (NASA / NP-2014-11-020-JSC).
  • Space Launch System (SLS Mission Booklet, Boeing, 2014).
  • SLS Fact Sheet (NASA / FS-2015-10-94-MSFC).
  • “Космос в открытом доступе” (Коптев Ю., Кузнецов Ю., ВПК, 1 сентября 2015). [“Cosmos de dominio público” (Koptev Yu., Kuznetsov Yu., VPK, 1/09/2015)].
  • New Generation Crew Transportation Vehicle (S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia)

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