El Lockheed Star Clipper fue un avión espacial propuesto para la órbita terrestre basado en una nave espacial con un gran cuerpo sustentador y un tanque de combustible envolvente . Originalmente propuesto durante un programa de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos en 1966, el concepto básico de Star Clipper sobrevivió durante los primeros años del programa del transbordador espacial de la NASA y, a medida que ese proyecto evolucionó, en una variedad de nuevas versiones como el LS-200 .
Aunque el diseño del Star Clipper no avanzó mucho en el programa del Sistema de Transporte Espacial (STS), tuvo un efecto enorme en el diseño emergente del Transbordador Espacial . El estudio detallado de las ventajas de costo del diseño del tanque de descarga demostró una reducción drástica en el riesgo de desarrollo y, como resultado, en los costos de desarrollo. Cuando se recortó la financiación para el desarrollo del STS, el tanque de descarga se adoptó como una forma de cumplir con los presupuestos de desarrollo, lo que llevó al diseño del Transbordador Espacial semi-reutilizable.
Maxwell Hunter trabajaba en Douglas Aircraft , donde formalizó el cálculo de la economía de operación de aeronaves. Sus metodologías se publicaron por primera vez en 1940 y luego se aplicaron a los aviones Douglas DC-6 y DC-7 . Posteriormente, la Asociación de Transporte Aéreo adoptó las metodologías como estándar. [1]
Más tarde se unió al proyecto de misiles Thor como ingeniero jefe de diseño, y esto lo introdujo en el mundo de los lanzadores espaciales. Con nuevas etapas superiores, Thor se convirtió en el Delta , uno de los lanzadores más utilizados en la década de 1960. A pesar del éxito de Thor, Hunter estaba insatisfecho con el estado del mercado de lanzadores y más tarde escribió que "a fines de 1963, el estado de los cohetes recuperables era terrible". [1] Estaba convencido de que mientras se desecharan los lanzadores, el acceso al espacio nunca sería asequible.
Varias compañías ya habían completado estudios de viabilidad de naves espaciales completamente reutilizables, como el Martin Marietta Astrorocket y el Douglas Astro . Los diseños usaban dos etapas de retorno, una de las cuales volaba de regreso al punto de lanzamiento, mientras que la otra volaba a órbita y aterrizaba después de su misión. Hunter pensó que cualquier diseño de ese tipo equivalía a fabricar dos aeronaves para hacer el trabajo de una, y que solo la etapa superior era de verdadera utilidad. En marzo de 1964 había desarrollado un nuevo concepto, la configuración de etapa y media. [1]
En un cohete de dos etapas, uno de ellos se dispara para elevar a un segundo cohete por los aires y luego se cae. El segundo cohete se dispara y se pone en órbita. La ventaja de este diseño es que el peso del cohete disminuye a medida que asciende, lo que reduce la cantidad de masa que debe transportarse hasta la órbita. La desventaja de este enfoque es que necesita dos cohetes completos, ambos costosos y una operación que requiere mucho tiempo.
En su configuración de etapa y media, Hunter tenía solo un cohete. Sin embargo, ningún cohete de la época tenía el rendimiento necesario para alcanzar la órbita por sí solo con una carga útil, por lo que se necesitaba algún tipo de preparación. La solución de Hunter fue colocar solo los tanques de combustible en la "etapa", que se expulsarían durante el ascenso. Esto le dio al vehículo las ventajas de la preparación, pero solo se desperdició el tanque, devolviendo todas las piezas costosas para su reutilización. Después del aterrizaje, el vehículo se reacondicionaría, se acoplaría con otro tanque y estaría listo para otra misión.
Hunter se incorporó a Lockheed en el otoño de 1965. En su primer día le preguntaron si había algo que Lockheed debería estudiar y él inmediatamente sugirió el desarrollo de su diseño de etapa y media. Sus sugerencias llamaron la atención de Eugene Root, presidente de Lockheed Missiles and Space, quien le dio el visto bueno para estudiar lo que se conocería como Star Clipper. [1]
En 1966, cuando la construcción de la misión Apolo comenzó a disminuir, la NASA comenzó a pensar en su futuro durante y después de la década de 1970. A corto plazo, se agruparon varios usos diferentes del hardware excedente de Saturno en la oficina del Programa de Aplicaciones Apolo , completando las misiones hasta mediados de la década de 1970. Más allá de eso, la NASA desarrolló un programa agresivo que incluía una estación espacial tripulada permanentemente , una pequeña base lunar y, finalmente, una misión tripulada a Marte. Casi como una idea de último momento, se desarrolló la idea de un "vehículo logístico" para reducir el costo de las operaciones de la estación espacial. El vehículo estaba dedicado a cambiar las tripulaciones de la estación espacial semanalmente o, como dijo Walter Dornberger , "un avión espacial económico capaz de poner un huevo fresco, cada mañana, en la mesa de cada miembro de la tripulación de una estación espacial que orbita alrededor del mundo". [2]
En 1967, George Mueller organizó una reunión de un día para discutir el concepto del vehículo logístico. Un año antes, la Fuerza Aérea y la NASA habían colaborado en un estudio de las tecnologías existentes en el proyecto "Vehículo de Lanzamiento y Reentrada Integrados", o ILRV. ILRV había agrupado las diversas propuestas de la industria en tres grupos: "Clase I", que colocaba un avión espacial reutilizable sobre un propulsor desechable; "Clase II", que eran diseños basados en cohetes totalmente reutilizables; y "Clase III", que utilizaba motores avanzados que respiraban aire. Mueller desempolvó el trabajo del ILRV e invitó a los mismos socios de la industria a que presentaran sus propuestas, decidiendo concentrarse solo en los diseños de la Clase II.
Lockheed presentó el Star Clipper y McDonnell presentó otro diseño de etapa y media, Tip Tank. General Dynamics abordó las preocupaciones de Hunter sobre la construcción de dos aviones para una misión en su Triamese, que utilizaba varias naves espaciales idénticas agrupadas con solo una viajando en órbita. Chrysler presentó la propuesta más extraña, SERV , que era tan diferente que nunca se consideró seriamente. Sin embargo, la gran mayoría de las propuestas eran aviones espaciales de dos etapas. Cuando quedó claro que el programa avanzaba, los propios equipos de la NASA entraron en la contienda, agregando sus propios diseños a la mezcla.
La NASA apoyó el diseño flyback "clásico" hasta 1971, cuando la Oficina de Administración y Presupuesto redujo a la mitad el presupuesto máximo de desarrollo , de aproximadamente 10 mil millones de dólares a 5 mil millones de dólares. Esto no fue suficiente para desarrollar un diseño completamente reutilizable, y todo el concepto volvió a la mesa de dibujo. Fue entonces cuando los argumentos de Hunter a favor del Star Clipper dejaron su huella duradera; los costos de desarrollo para un diseño de etapa y media fueron mucho más bajos porque solo se estaba desarrollando una nave espacial. Irónicamente, no fue la nave espacial de Lockheed la que finalmente se construiría, sino la versión del concepto de North American Aviation .
El Star Clipper se basaba en un gran vehículo de reentrada con cuerpo sustentador conocido como LSC-8MX, que se basaba en los diseños FDL-5LD y FDL-8H desarrollados en el Laboratorio de Dinámica de Vuelo de la Fuerza Aérea. A velocidades hipersónicas, durante el reingreso, la nave tenía una relación sustentación-resistencia de 1,8 a 1, lo que le otorgaba una amplia capacidad de maniobra. En la atmósfera inferior, esto era demasiado bajo para permitir aterrizajes seguros en el caso de una maniobra de aproximación frustrada, por lo que el Star Clipper presentaba pequeñas alas que rotaban hacia afuera del costado de la nave espacial a velocidades subsónicas, mejorando la relación sustentación-resistencia a 8,1:1. Para ayudar a los aterrizajes, dos motores a reacción se extendían desde la parte superior del fuselaje, lo que le otorgaba la capacidad de abortar aterrizajes. Tenía 186 pies (57 m) de largo y 106 pies (32 m) de ancho en las puntas de sus alas levantadas.
El Clipper estaba propulsado por tres motores M-1 de 1,5 millones de libras de fuerza (6.700 kN) de empuje . Las versiones públicas del diseño mostraban que los motores estaban equipados con toberas expansibles , una forma de mejorar el rendimiento de los motores de cohete al adaptarlos mejor a la presión atmosférica local a medida que asciende. Sin embargo, más tarde se reveló que Lockheed en realidad estaba proponiendo utilizar un motor aerospike lineal para el diseño de producción. [3] El LOX y parte del combustible LH2 se transportaban en tanques en el fuselaje, pero la mayor parte del LH2 se transportaba en un gran tanque externo. El tanque tenía la forma de una V invertida, que coincidía con la forma del borde de ataque pronunciado del cuerpo sustentador. El LH2 se extraería primero de este tanque, y cuando estuviera vacío se desprendería y se liberaría durante el ascenso. Estaba montado y formado de tal manera que el flujo de aire alrededor de la nave tiraría del tanque hacia arriba y sobre la nave espacial.
A medida que las propuestas del Sistema de Transporte Espacial (STS) pasaron de los diseños iniciales de la Fase A al desarrollo detallado de la Fase B, la NASA estableció requisitos de carga más pequeños que las capacidades del Star Clipper original. Surgió una nueva versión del mismo diseño, el LS-200. Aunque el LS-200 era muy similar a la versión anterior, era más pequeño en general, redujo el diámetro del tanque de 285 a 156 pulgadas (7200 a 4000 mm), el máximo permitido para el transporte por carretera, y redujo la carga útil de 50 000 a 25 000 libras (23 000 a 11 000 kg). Los motores M-1 fueron reemplazados por el motor principal del transbordador espacial , reduciendo el empuje total de 5.000.000 a 915.085 lbf (22.241,11 a 4.070,50 kN), mientras que el peso bruto total de despegue se redujo de 3.500.000 a 662.286 lb (1.587.573 a 300.408 kg).