Ares IX fue el prototipo de primera etapa y el demostrador del concepto de diseño de Ares I , un sistema de lanzamiento para vuelos espaciales tripulados desarrollado por la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA). Ares IX se lanzó con éxito el 28 de octubre de 2009. [1] [2] El costo del proyecto fue de 445 millones de dólares. [3] Fue el lanzamiento final desde LC-39B hasta Artemis 1 13 años después.
El vehículo Ares IX utilizado en el vuelo de prueba era similar en forma, masa y tamaño a la configuración planificada de los vehículos Ares I posteriores, pero tenía un hardware interno muy diferente que consistía en una sola etapa propulsada. Los vehículos Ares I estaban destinados a lanzar vehículos de exploración tripulados Orion . Junto con el sistema de lanzamiento Ares V y el módulo de aterrizaje lunar Altair , Ares I y Orion formaban parte del programa Constellation de la NASA , que estaba desarrollando naves espaciales para vuelos espaciales tripulados en EE. UU. después del retiro del transbordador espacial .
Ares IX fue el único vuelo de prueba de un vehículo de lanzamiento como el Ares I. Los objetivos del vuelo de prueba incluyeron: [4]
El vuelo también tenía varios objetivos secundarios, entre ellos: [5]
El perfil de vuelo del Ares IX se aproximaba mucho a las condiciones de vuelo que el Ares I esperaría experimentar hasta Mach 4,5, a una altitud de aproximadamente 130.000 pies (40.000 m) y a través de una presión dinámica máxima ("Max Q") de aproximadamente 800 libras por minuto. pie cuadrado (38 kPa). [6] : 3
El perfil de vuelo del Ares IX se parecía a los vuelos no tripulados del Saturn I de la década de 1960, que probaron el concepto de propulsión de Saturno. [6] : 2
Al hacer volar el vehículo a través de la separación de la primera etapa, el vuelo de prueba también verificó el rendimiento y la dinámica del propulsor de cohete sólido Ares I en una disposición de "palo único", que es diferente del actual "propulsor doble" del propulsor de cohete sólido actual. configuración junto al tanque externo en el transbordador espacial. [7]
El vehículo Ares IX constaba de una etapa funcional de propulsor de cohete sólido (SRB) de cuatro segmentos , un simulador de masa de quinto segmento, un simulador de etapa superior (USS), que tenía una forma similar y más pesado que la etapa superior real, así como un módulo de tripulación Orion (CM) simulado y un sistema de aborto de lanzamiento (LAS). Dado que el hardware real de la etapa superior no pudo producirse a tiempo para la prueba de vuelo, el simulador de masa de la etapa superior permitió que el propulsor volara aproximadamente la misma trayectoria a lo largo de la primera etapa de vuelo. Los simuladores de masa USS y CM/LAS lanzados por el Ares IX no fueron recuperados y cayeron al Océano Atlántico. Se recuperó la primera etapa, incluido el simulador de masa del quinto segmento, para recuperar registradores de datos de vuelo y equipos reutilizables. [8]
El motor de cohete sólido de cuatro segmentos y el faldón de popa del Ares IX se extrajeron directamente del inventario del transbordador espacial. El motor fue fabricado por ATK Launch Services de Promontory, Utah . [9] [10] Las nuevas estructuras delanteras fueron fabricadas por Major Tool & Machine de Indianápolis, Indiana . El elemento de la primera etapa fue administrado por el Centro Marshall de Vuelos Espaciales en Huntsville, Alabama . [9] Las modificaciones al propulsor de cohete sólido incluyen:
Para la prueba de vuelo del Ares IX, el tronco y la extensión del faldón delantero estaban hechos de aluminio. El faldón delantero y el simulador del quinto segmento estaban hechos de acero. [11]
El simulador de etapa superior (USS) fue fabricado por personal de la NASA en el Centro de Investigación Glenn en Cleveland. [9] Debido a limitaciones de transporte (alturas de puentes en carreteras y ríos), el simulador se construyó con once segmentos de acero de 9,5 pies (2,9 m) de alto por 18 pies (5,5 m) de ancho. El USS simuló las características de forma, masa y centro de gravedad del Ares I desde la etapa intermedia hasta la parte superior del módulo de servicio del vehículo de exploración Orion Crew. Los centros de masa de los tanques de hidrógeno líquido y oxígeno líquido se simularon mediante el uso de placas de lastre de acero. [6] : 7
El USS incluyó una variedad de sensores de temperatura, vibración, térmicos y acústicos para recopilar los datos primarios necesarios para cumplir los objetivos de la misión. También albergaba la Unidad de navegación inercial tolerante a fallos (FTINU), que controlaba el vuelo del vehículo y las funciones principales de aviónica. Para mayor estabilidad, el FTINU se montó en la parte inferior de las placas de lastre inferiores. El personal de operaciones terrestres accedió al FTINU a través de una escotilla para la tripulación en el costado del segmento entre etapas, que también albergaba el sistema de control de balanceo. Cada segmento del USS incluía una escalera y una plataforma en forma de anillo para permitir el acceso a los sensores y al cableado para la instrumentación de vuelo en desarrollo. Las escaleras y plataformas eran necesarias porque el Complejo de Lanzamiento 39B no es lo suficientemente alto como para proporcionar acceso a la tripulación a las partes superiores de Ares IX. [12]
El sistema de control activo de balanceo (RoCS) era necesario porque el vehículo de pruebas de vuelo tenía tendencia a girar alrededor de su eje de movimiento hacia adelante. El RoCS para Ares IX constaba de dos módulos que contenían motores utilizados originalmente en misiles Peacekeeper ahora fuera de servicio . El RoCS realizó dos funciones principales: [6] : 8
Los módulos RoCS, colocados en lados opuestos de la piel exterior del simulador de etapa superior, utilizaron monometilhidrazina hipergólica (MMH) y tetróxido de nitrógeno (NTO) como propulsores y cada uno incluía dos boquillas, que disparaban tangencialmente a la piel y en ángulo recto con respecto a la piel. el eje del rodillo para proporcionar un par de control del rodillo. Los propulsores se cargaron en los módulos en la Instalación de Mantenimiento Hypergol (HMF) del Centro Espacial Kennedy y se transportaron en tierra para su instalación en el USS en el Edificio de Ensamblaje de Vehículos (VAB) antes de su despliegue en el Complejo de Lanzamiento 39B.
Los módulos RoCS fueron diseñados y construidos para encajar en el segmento Interstage del USS por Teledyne Brown Engineering en Huntsville, Alabama. [9] [13] Los motores fueron probados con fuego caliente en las instalaciones de pruebas de White Sands en 2007 y 2008 para verificar que podían realizar el ciclo de trabajo pulsante requerido por Ares IX. [9]
En la parte superior del vehículo de prueba de vuelo Ares IX había un módulo de tripulación Orion combinado y un simulador de sistema de aborto de lanzamiento, que se asemeja a las características estructurales y aerodinámicas del Ares I. El módulo de tripulación (CM) a escala real mide aproximadamente 16 pies (4,9 m) de largo. de diámetro y 7 pies (2,1 m) de alto, mientras que el sistema de aborto de lanzamiento (LAS) tiene 46 pies (14 m) de largo.
El simulador CM/LAS se construyó con alta fidelidad para garantizar que sus componentes de hardware reflejen con precisión la forma y las propiedades físicas de los modelos utilizados en análisis por computadora y pruebas en túnel de viento . Esta precisión permite a la NASA comparar el rendimiento de los vuelos CM/LAS con las predicciones previas al vuelo con gran confianza. El simulador CM/LAS también ayuda a verificar las herramientas y técnicas de análisis necesarias para desarrollar aún más Ares I. [ cita necesaria ]
Los datos de vuelo del Ares IX se recopilaron con sensores en todo el vehículo, incluidos aproximadamente 150 sensores en el simulador CM/LAS que registraron datos térmicos, aerodinámicos, acústicos, de vibración y otros. Los datos se transmitieron a tierra mediante telemetría y también se almacenaron en el módulo de aviónica de primera etapa (FSAM), ubicado en el quinto segmento vacío.
Los datos aerodinámicos recopilados por los sensores del CM/LAS contribuyen a las mediciones de la aceleración y el ángulo de ataque del vehículo . [6] : 9 La forma en que la punta del cohete atraviesa la atmósfera es importante porque determina el flujo de aire sobre todo el vehículo.
El CM/LAS amerizó en el océano junto con el simulador de etapa superior (USS) después de la fase de impulso de la misión.
Este simulador fue diseñado y construido por un equipo gubernamental-industrial en el Centro de Investigación Langley en Virginia. Fue trasladado al Centro Espacial Kennedy en un transporte C-5 y fue la última pieza de hardware apilada en el cohete en el Edificio de Ensamblaje de Vehículos. [9] [14]
Ares IX utilizó hardware de aviónica del vehículo de lanzamiento desechable evolucionado (EELV) Atlas V para controlar su vuelo. Este hardware incluía la Unidad de navegación inercial tolerante a fallas (FTINU) y las Unidades giroscópicas de velocidad redundante (RRGU) y mazos de cables. La primera etapa fue controlada principalmente por hardware heredado de los sistemas existentes del Transbordador Espacial. Una nueva caja electrónica, el Ascent Thrust Vector Controller (ATVC), actuó como una herramienta de traducción para comunicar comandos desde la computadora de vuelo basada en Atlas al sistema de control del vector de empuje del cohete sólido . El ATVC fue la única caja de aviónica nueva para el vuelo. Todos los demás componentes eran unidades existentes o disponibles en el mercado . Ares IX también empleó 720 sensores térmicos, de aceleración, acústicos y de vibración como parte de su instrumentación de vuelo de desarrollo (DFI) para recopilar los datos necesarios para la misión. Algunos de estos datos se transmitieron en tiempo real mediante telemetría, mientras que el resto se almacenó en cajas electrónicas ubicadas en el Módulo de aviónica de primera etapa (FSAM), ubicado dentro del quinto segmento hueco de la primera etapa.
La parte terrestre de la aviónica de la misión incluía una unidad de control , comando y comunicaciones terrestres (GC3), que se instaló en la Plataforma de Lanzamiento Móvil-1 (MLP-1) para su lanzamiento en el Complejo de Lanzamiento 39B en el Centro Espacial Kennedy. La unidad GC3 permitió que el sistema de control de vuelo interactuara con las computadoras en tierra. El vehículo de pruebas de vuelo voló de forma autónoma y fue controlado por el FTINU, ubicado en la parte inferior de las placas de lastre inferiores del simulador de etapa superior (USS).
La aviónica fue desarrollada por Lockheed-Martin de Denver, Colorado , un subcontratista de Jacobs Engineering de Huntsville, Alabama , y está administrada por el Marshall Space Flight Center en Huntsville, Alabama. [9]
Se colocaron tres paquetes del tamaño de una caja de zapatos dentro del simulador del quinto segmento de la primera etapa para transportar:
Las operaciones terrestres incluyen actividades como el apilamiento, la integración, el despliegue y el despegue de vehículos, mientras que los sistemas terrestres incluyen interfaces de vehículos y protección contra rayos. Se desarrollaron varios procedimientos y elementos de hardware nuevos para Ares IX, entre ellos:
Las operaciones terrestres y los sistemas terrestres estuvieron a cargo del personal de la United Space Alliance y la NASA en el Centro Espacial Kennedy.
La Oficina de Ingeniería e Integración de Sistemas (SE&I) de Ares IX, administrada por el Centro de Investigación Langley de la NASA, fue responsable de integrar las partes del vehículo en un cohete completo y asegurarse de que funcionen juntas como un sistema para cumplir con los objetivos de las pruebas de vuelo. SE&I era responsable de garantizar que todos los componentes funcionaran colectivamente para satisfacer los objetivos primarios y secundarios de la misión. La gestión detallada de las interfaces del sistema, los requisitos a nivel de misión, los planes de validación y la gestión de la instrumentación de vuelo fueron contribuciones clave de SE&I. SE&I proporcionó los análisis estructurales, térmicos y aerodinámicos del sistema general para permitir el diseño y la construcción de los componentes. SE&I también gestionó la masa del vehículo y desarrolló la trayectoria y los algoritmos de guía, navegación y control utilizados para el vuelo del vehículo.
Para completar estas tareas, se utilizaron pruebas en túnel de viento y dinámica de fluidos computacional (CFD) para investigar las fuerzas que actúan sobre el vehículo en varias fases del vuelo, incluido el despegue, el ascenso, la separación de etapas y el descenso. Una vez que se entendió el diseño básico, SE&I proporcionó análisis estructurales del sistema para garantizar que el cohete se comportaría correctamente una vez integrado.
El desarrollo, la gestión y el control del cronograma fueron proporcionados por ATK Schedule Analysts ubicados permanentemente en el Centro de Investigación Langley de la NASA, trabajando a través del contrato TEAMS entre ATK y NASA Langley. [ cita necesaria ]
El lanzamiento de Ares IX estaba programado para el 27 de octubre de 2009, el 48º aniversario del primer lanzamiento de Saturn I. El intento de lanzamiento se retrasó debido al clima y otras preocupaciones de último momento. [16] El personal de tierra experimentó dificultades para retirar una cubierta protectora de un importante paquete de sensores de cinco puertos montado en la nariz . [17] Una embarcación privada había entrado por error en la zona de seguridad restringida y tuvo que ser ahuyentada. El lanzamiento a través de las altas nubes cirros del día podría haber causado triboelectrificación , interfiriendo potencialmente con la comunicación de seguridad del alcance y obstaculizando la capacidad de la RSO para emitir el comando de autodestrucción. El director de lanzamiento, Ed Mango, retrasó repetidamente la reanudación de la cuenta atrás desde el punto de espera previsto en T-00:04:00. [18] [19] En última instancia, las limitaciones de la ventana de lanzamiento de 4 horas, junto con las nubes altas y otras preocupaciones de último momento, causaron que la misión fuera cancelada por el día a las 15:20 UTC del 27 de octubre de 2009. El lanzamiento fue reprogramado para una ventana de cuatro horas que se abrirá a las 12:00 UTC del 28 de octubre de 2009. [18] [20]
Ares IX se lanzó el 28 de octubre de 2009 a las 11:30 EDT (15:30 UTC) desde el Centro Espacial Kennedy LC-39B , completando con éxito un breve vuelo de prueba. La primera etapa del vehículo se encendió en T-0 segundos y el Ares IX despegó del Complejo de Lanzamiento 39B . [21] La primera etapa se separó del simulador de la etapa superior y se lanzó en paracaídas hacia el Océano Atlántico aproximadamente a 150 millas (240 km) hacia abajo del sitio de lanzamiento. La altitud máxima del cohete no se conoció de inmediato, pero se esperaba que fuera de 45 kilómetros (28 millas).
El lanzamiento logró todos los objetivos principales de la prueba [22] y se aprendieron muchas lecciones al preparar y lanzar un nuevo vehículo desde el Centro Espacial Kennedy . [23]
Antes del vuelo, había habido cierta preocupación entre los científicos de la NASA y entre los críticos y escépticos de Ares de que la oscilación de empuje resultaría demasiado violenta para que los astronautas humanos viajaran con seguridad en un cohete Ares. NASA Watch reveló que la primera etapa del cohete propulsor sólido del Ares I podía generar altas vibraciones durante los primeros minutos de ascenso. Las vibraciones son causadas por pulsos de aceleración repentinos debidos a oscilaciones de empuje dentro de la primera etapa. La NASA admitió que este problema potencial era muy real y lo calificó con cuatro sobre cinco en una escala de riesgo. La NASA estaba muy segura de que podría resolver el problema, haciendo referencia a una larga historia de resolución exitosa de problemas. [24] Los funcionarios de la NASA conocían el problema desde el otoño de 2007 y afirmaron en un comunicado de prensa que querían resolverlo en marzo de 2008. [24] [25] Según la NASA, el análisis de los datos y la telemetría del Ares IX El vuelo mostró que las vibraciones de la oscilación de empuje estaban dentro del rango normal para un vuelo del transbordador espacial. [26]
Aproximadamente dos horas después del lanzamiento de Ares IX, los equipos de seguridad que ingresaron a la plataforma LC-39B informaron sobre una pequeña nube de tetróxido de nitrógeno residual que se escapaba de una línea obsoleta de oxidación del transbordador en el nivel de 95 pies (29 m) de la Estructura de Servicio Fijo , donde se conecta a la Estructura de Servicio Rotativa . A las 8:40 am del 29 de octubre de 2009, se detectó una fuga de hidracina en el nivel de 95 pies (29 m), entre la Sala de Cambio de Carga Útil y la Estructura de Servicio Fijo. Ambas fugas fueron tapadas sin que el personal sufriera daños. [27]
Debido a la maniobra para evitar la plataforma realizada por Ares IX, poco después del despegue, la estructura de servicio fijo en LC-39B recibió significativamente más gases de escape directos del cohete que los que ocurren durante el lanzamiento normal de un transbordador espacial . El daño resultante se informó como "sustancial", con ambos elevadores de la plataforma inutilizados, todas las líneas de comunicación entre la plataforma y el control de lanzamiento destruidas y todos los megáfonos exteriores derretidos. Las partes de la estructura de servicio fija que dan al vehículo parecen haber sufrido daños extremos por calor y quemaduras, al igual que las columnas de bisagra que sostienen la estructura de servicio giratoria. [28] Este daño se anticipó ya que la NASA tenía la intención de retirar el FSS y lanzar futuros vuelos de Ares desde una "plataforma limpia".
Durante el vuelo, una carga pirotécnica en el contenedor frigorífico, que mantiene unido el paracaídas, se disparó temprano mientras aún estaba dentro del paracaídas, lo que provocó que el paracaídas se sobrecargara y fallara al desplegarse. La tensión adicional sobre el segundo paracaídas provocó que se sobrecargara y también fallara parcialmente. Los dos paracaídas restantes guiaron al propulsor a un aterrizaje brusco, pero afortunadamente sufrió daños mínimos. [29] El diseño del cordón del paracaídas también se cambió para evitar incidentes repetidos. [29]
Según la NASA, los fallos parciales de los paracaídas eran habituales en los propulsores de cohetes sólidos del transbordador espacial , de los que se deriva el Ares IX. Se produjeron once fallos parciales de paracaídas en los SRB del transbordador espacial, incluido el STS-128 . [26]
La primera etapa se encontró flotando en posición vertical, como es típico en los propulsores de cohetes sólidos de los transbordadores espaciales gastados . Sin embargo, los buzos de recuperación notaron que la parte inferior estaba pandeada. [30] [31] Los informes también señalan una fractura aparente de la carcasa del segmento delantero del propulsor y un soporte fracturado que sostenía un actuador, parte del sistema de vectorización de boquilla del SRM. [31] Un memorando de la NASA afirma que los ingenieros creen que el segmento inferior se dobló cuando la primera etapa aterrizó a una velocidad mucho mayor que la diseñada como resultado de que uno de los tres paracaídas principales no se desplegó, así como la falla de un segundo paracaídas principal. permanecer desplegado. [28] No está claro, en este momento, qué causó la aparente fractura de la carcasa y el soporte roto, y la NASA no ha comentado sobre este daño.
El Upper Stage Simulator (USS) sin motor, que no estaba destinado a ser recuperado, impactó más hacia el Océano Atlántico. [32] El USS comenzó a caer, en un giro plano en sentido contrario a las agujas del reloj , casi inmediatamente después de la puesta en escena. Después de las preocupaciones iniciales de que el movimiento podría haber sido causado por una colisión entre el USS y la primera etapa, [33] análisis posteriores mostraron que no se produjo ningún recontacto real y que la caída había sido uno de los posibles comportamientos predichos por las simulaciones previas al vuelo. [34]
El USS no coincidía exactamente con las características de una etapa superior Ares I real y no estaba destinado a probar el desempeño independiente de la etapa superior. El hecho de que el escenario superior no tuviera motor y estuviera separado a una altitud menor que la etapa superior real en el Ares I final, contribuyó al giro. [26]
Este artículo incorpora material de dominio público de sitios web o documentos de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio .
