Ares IX fue el prototipo de primera etapa y demostrador de 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. [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 en gran medida diferente que consistía en una sola etapa de potencia. 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 estadounidenses 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 aproximó mucho a las condiciones de vuelo que el Ares I esperaría experimentar a 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 pie cuadrado (38 kPa). [6] : 3
El perfil de vuelo del Ares IX se parecía a los vuelos no tripulados del Saturno I de la década de 1960, que pusieron a prueba el concepto de propulsión del Saturno. [6] : 2
Al volar el vehículo a través de la separación de la primera etapa, el vuelo de prueba también verificó el rendimiento y la dinámica del cohete propulsor sólido Ares I en una disposición de "una sola palanca", que es diferente de la configuración de "doble propulsor" del cohete propulsor sólido actual junto al tanque externo en el transbordador espacial. [7]
El vehículo Ares IX estaba compuesto por una etapa de cohete propulsor sólido (SRB) funcional de cuatro segmentos , un simulador de masa del quinto segmento, un simulador de etapa superior (USS), que tenía una forma similar y era más pesado que la etapa superior real, así como un módulo de tripulación (CM) simulado de Orion y un sistema de aborto del lanzamiento (LAS). Dado que el hardware real de la etapa superior no se pudo producir 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 través de la primera etapa de vuelo. El USS y los simuladores de masa CM/LAS lanzados por el Ares IX no se recuperaron y cayeron al océano Atlántico. La primera etapa, incluido el simulador de masa del quinto segmento, se recuperó para recuperar las grabadoras de datos de vuelo y el equipo reutilizable. [8]
El motor de cohete sólido de cuatro segmentos y el faldón trasero 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 cohete propulsor sólido incluyen:
Para la prueba de vuelo del Ares IX, el tronco de cono y la extensión del faldón delantero se fabricaron en aluminio, mientras que el faldón delantero y el simulador del quinto segmento se fabricaron en acero. [11]
El simulador de la etapa superior (USS) fue fabricado por personal de la NASA en el Centro de Investigación Glenn en Cleveland. [9] Debido a las limitaciones de transporte (alturas de puentes en autopistas 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 de 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 incluía una variedad de sensores de temperatura, vibración, térmicos y acústicos para recopilar los datos primarios necesarios para cumplir con los objetivos de la misión. También albergaba la Unidad de Navegación Inercial Tolerante a Fallas (FTINU), que controlaba el vuelo del vehículo y las funciones principales de aviónica. Para la estabilidad, la FTINU estaba montada en la parte inferior de las placas de lastre inferiores. El personal de operaciones terrestres accedía a la FTINU a través de una escotilla para la tripulación en el lateral 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 el cableado para la instrumentación de vuelo de desarrollo. Las escaleras y las plataformas eran necesarias porque el Complejo de Lanzamiento 39B no es lo suficientemente alto como para proporcionar a la tripulación acceso a las partes superiores del Ares IX. [12]
El sistema de control de balanceo activo (RoCS) era necesario porque el vehículo de pruebas de vuelo tenía tendencia a inclinarse sobre su eje de movimiento hacia adelante. El RoCS para Ares IX constaba de dos módulos que contenían motores utilizados originalmente en los misiles Peacekeeper, ahora fuera de servicio . El RoCS cumplía dos funciones principales: [6] : 8
Los módulos RoCS, ubicados en lados opuestos de la piel exterior del simulador de etapa superior, utilizaban monometilhidrazina hipergólica (MMH) y tetróxido de nitrógeno (NTO) como propulsores y cada uno incluía dos boquillas, que se disparaban tangencialmente a la piel y en ángulo recto con el eje de alabeo para proporcionar un par de alabeo controlador. 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 lanzamiento al 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 a 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 pruebas de vuelo Ares IX había un módulo de tripulación Orion combinado y un simulador de sistema de aborto de lanzamiento, similar a las características estructurales y aerodinámicas del Ares I. El módulo de tripulación (CM) a escala real tiene aproximadamente 16 pies (4,9 m) 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 los análisis informáticos y las pruebas en túnel de viento . Esta precisión permite a la NASA comparar el rendimiento de vuelo del CM/LAS con las predicciones previas al vuelo con gran confianza.
Los datos de vuelo del Ares IX se recopilaron con sensores distribuidos por 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 la primera etapa (FSAM), ubicado en el quinto segmento vacío.
Los datos aerodinámicos recopilados por los sensores en el CM/LAS contribuyen a las mediciones de la aceleración del vehículo y el ángulo de ataque . [6] : 9 La forma en que la punta del cohete corta la atmósfera es importante porque eso determina el flujo de aire sobre todo el vehículo.
El CM/LAS se hundió 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 formado por el gobierno y la industria 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 que se colocó en el cohete en el Edificio de Ensamblaje de Vehículos. [9] [14]
El Ares IX utilizó hardware aviónico del vehículo de lanzamiento desechable evolucionado Atlas V (EELV) 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 se controlaba principalmente con hardware heredado de los sistemas existentes del transbordador espacial. Una nueva caja electrónica, el controlador del vector de empuje de ascenso (ATVC), actuaba como herramienta de traducción para comunicar comandos desde la computadora de vuelo basada en Atlas al sistema de control del vector de empuje del cohete propulsor sólido. El ATVC era la única caja de aviónica nueva para el vuelo. Todos los demás componentes eran unidades existentes o listas para usar . El 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 la 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 el 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 prueba de vuelo voló de manera autónoma y fue controlado por la FTINU, ubicada en la parte inferior de las placas de lastre inferiores del simulador de la etapa superior (USS).
La aviónica fue desarrollada por Lockheed-Martin de Denver, Colorado , un subcontratista de Jacobs Engineering de Huntsville, Alabama , y es administrada por el Centro Marshall de Vuelos Espaciales en Huntsville, Alabama. [9]
Tres paquetes del tamaño de una caja de zapatos fueron fijados 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 fueron manejados por personal de United Space Alliance y la NASA en el Centro Espacial Kennedy.
La Oficina de Ingeniería e Integración de Sistemas (SE&I) del 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 fue responsable de garantizar que todos los componentes funcionaran colectivamente para satisfacer los objetivos de la misión principal y secundaria. La gestión detallada de las interfaces del sistema, los requisitos de 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 para el sistema general para permitir que se diseñaran y construyeran los componentes. SE&I también administró 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 para el sistema para garantizar que el cohete se comportaría correctamente una vez que se integrara.
El desarrollo, la gestión y el control del cronograma estuvieron a cargo de los analistas de cronograma de ATK, ubicados permanentemente en el Centro de Investigación Langley de la NASA, que trabajaron a través del acuerdo contractual TEAMS entre ATK y la NASA Langley. [ cita requerida ]
El lanzamiento del Ares IX estaba previsto para el 27 de octubre de 2009, el 48º aniversario del primer lanzamiento del Saturno I. El intento de lanzamiento se retrasó debido al clima y otras preocupaciones de último momento. [16] La tripulación de tierra tuvo 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 de alcance y tuvo que ser ahuyentada. El lanzamiento a través de las altas nubes cirros del día podría haber causado triboelectrificación , lo que podría interferir con la comunicación de seguridad de alcance y obstaculizar la capacidad del RSO para emitir el comando de autodestrucción. El director de lanzamiento, Ed Mango, retrasó repetidamente la reanudación de la cuenta regresiva desde el punto de espera planificado en T-00:04:00. [18] [19] Finalmente, las limitaciones de la ventana de lanzamiento de 4 horas, junto con las nubes altas y otras preocupaciones de último momento, hicieron que la misión se cancelara ese día a las 15:20 UTC del 27 de octubre de 2009. El lanzamiento se reprogramó para una ventana de cuatro horas que se abría a las 12:00 UTC del 28 de octubre de 2009. [18] [20]
El Ares IX fue lanzado el 28 de octubre de 2009 a las 11:30 EDT (15:30 UTC) desde el LC-39B del Centro Espacial Kennedy , completando con éxito un breve vuelo de prueba. La primera etapa del vehículo se encendió a los 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 al océano Atlántico aproximadamente a 150 millas (240 km) del sitio de lanzamiento. La altitud máxima del cohete no se conoció de inmediato, pero se esperaba que fuera de 28 millas (45 km).
El lanzamiento cumplió con todos los objetivos principales de la prueba, [22] y se aprendieron muchas lecciones en la preparación y el lanzamiento de un nuevo vehículo desde el Centro Espacial Kennedy . [23]
Antes del vuelo, los científicos de la NASA y los críticos y escépticos del Ares habían expresado cierta preocupación por la posibilidad de que la oscilación del empuje resultara demasiado violenta para que los astronautas humanos pudieran viajar con seguridad en un cohete Ares. NASA Watch reveló que el cohete propulsor sólido de la primera etapa del Ares I podía crear vibraciones elevadas durante los primeros minutos de ascenso. Las vibraciones son causadas por pulsos de aceleración repentinos debido a las oscilaciones del empuje dentro de la primera etapa. La NASA admitió que este problema potencial era muy real, calificándolo con cuatro de 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 declararon en un comunicado de prensa que querían resolverlo para marzo de 2008. [24] [25] Según la NASA, el análisis de los datos y la telemetría del vuelo del Ares IX mostró que las vibraciones de la oscilación del empuje estaban dentro del rango normal para un vuelo del transbordador espacial. [26]
Aproximadamente dos horas después del lanzamiento del Ares IX, los equipos de seguridad que entraron en la plataforma LC-39B informaron de una pequeña nube de tetróxido de nitrógeno residual que se filtraba de una línea de oxidante obsoleta del transbordador en el nivel de 95 pies (29 m) de la Estructura de Servicio Fijo , donde se conecta con la Estructura de Servicio Rotatorio . 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 se taparon sin que el personal resultara herido. [27]
Debido a la maniobra de evitación de la plataforma realizada por el 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 se producen durante un lanzamiento normal del Transbordador Espacial . El daño resultante se informó como "sustancial", con ambos elevadores de la plataforma inoperantes, todas las líneas de comunicación entre la plataforma y el control de lanzamiento destruidas y todos los megáfonos exteriores fundidos. Las partes de la Estructura de Servicio Fijo que miran hacia el vehículo parecen haber sufrido daños extremos por calor y quemaduras, al igual que las columnas de bisagra que sostienen la Estructura de Servicio Rotatoria. [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 compartimento frigorífico, que mantiene unido el paracaídas, se detonó antes de tiempo mientras todavía estaba dentro del paracaídas, lo que provocó que el paracaídas se sobrecargara y fallara al desplegarse. La tensión añadida en el segundo paracaídas provocó que también se sobrecargara y fallara parcialmente. Los dos paracaídas restantes guiaron al cohete a un aterrizaje brusco, pero afortunadamente sufrió daños mínimos. [29] El diseño del cordón del paracaídas también se modificó para evitar que se repitieran incidentes. [29]
Según la NASA, los fallos parciales de paracaídas eran comunes en los cohetes de combustible sólido del transbordador espacial , de los que se deriva el Ares IX. Se produjeron once fallos parciales de paracaídas en los cohetes de combustible sólido del transbordador espacial, incluido el del STS-128 . [26]
La primera etapa fue encontrada flotando en posición vertical, como es típico de los cohetes propulsores sólidos del transbordador espacial gastados . Sin embargo, los buzos de recuperación notaron el pandeo de la parte inferior. [30] [31] Los informes también señalan una aparente fractura de la carcasa del segmento delantero del propulsor y un soporte fracturado que sostenía un actuador, parte del sistema de vectorización de la 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 de la falla de un segundo paracaídas principal que no permaneció 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 simulador de la etapa superior (USS) sin motor, que no estaba destinado a ser recuperado, impactó más lejos en el océano Atlántico. [32] El USS comenzó a dar volteretas, 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] un análisis posterior mostró que no hubo un recontacto real y que la voltereta había sido uno de los posibles comportamientos predichos por las simulaciones previas al vuelo. [34]
El USS no se correspondía exactamente con las características de una etapa superior real del Ares I y no estaba destinado a probar el rendimiento independiente de la etapa superior. El hecho de que la etapa superior no tuviera motor y se separara a una altitud inferior a la que lo haría la etapa superior real en el Ares I final contribuyó al giro. [26]
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