Hopper fue un avión espacial orbital y un vehículo de lanzamiento reutilizable propuesto por la Agencia Espacial Europea (ESA) . El Hopper fue un diseño de estudio del sistema FESTIP (Programa Europeo de Investigaciones sobre el Transporte Espacial Futuro). [1]
Hopper fue una de varias propuestas para un vehículo de lanzamiento reutilizable (RLV) desarrollado por la ESA. Los vehículos de lanzamiento reutilizables propuestos se utilizarían para la puesta en órbita de cargas útiles de satélites de forma económica ya en 2015. [2] Un prototipo de Hopper, conocido como ( EADS ) Phoenix , fue un proyecto europeo liderado por Alemania que implicó la construcción y prueba de un modelo a escala de un séptimo del Hopper propuesto. El 8 de mayo de 2004, se llevó a cabo un único vuelo de prueba del Phoenix en el campo de pruebas aeroespaciales del norte de Europa en Kiruna, Suecia , al que siguieron más pruebas ese mismo mes. [3]
A partir de la década de 1980, hubo un creciente interés internacional en el desarrollo de naves espaciales reutilizables; en ese momento, sólo las superpotencias de la época, la Unión Soviética y Estados Unidos , habían desarrollado esta capacidad. [4] Países europeos como el Reino Unido y Francia se embarcaron en sus propios programas nacionales para producir aviones espaciales, como HOTOL y Hermes , al tiempo que intentaban atraer el respaldo de la multinacional Agencia Espacial Europea (ESA). Si bien estos programas finalmente no obtuvieron suficiente apoyo para continuar con el desarrollo, todavía había demanda dentro de varios estados miembros de la ESA para continuar con el desarrollo de vehículos espaciales reutilizables. [4] Durante la década de 1990, además del desarrollo y operación de varios programas de demostración de tecnología, como el Demostrador de Reentrada Atmosférica (ARD), la ESA también estaba trabajando en la producción de un marco a largo plazo para el eventual desarrollo de un nave espacial reutilizable viable, conocida como Programa Preparatorio de Futuros Lanzadores (FLPP). [5]
En el marco del FLPP, la ESA y los socios industriales europeos realizaron investigaciones detalladas de varios conceptos de vehículos de lanzamiento parcialmente reutilizables; El objetivo del programa era preparar un vehículo adecuado para, tras una decisión favorable de los países miembros de la ESA, proceder con la producción de un Lanzador de Próxima Generación (NGL). [5] Se estudiaron un total de cuatro conceptos de lanzamiento: la tolva de despegue horizontal (HTO), la tolva de despegue vertical (VTO), la primera etapa reutilizable (RFS) y el propulsor líquido de retorno . Cada uno de estos vehículos conceptuales constaba de un propulsor alado reutilizable , que se combinaba con una etapa superior prescindible, para entregar una carga útil en la órbita de transferencia geoestacionaria . [5]
La variante HTO Hopper fue diseñada para despegue horizontal, la primera parte del cual debía lograrse mediante una disposición de trineo de cohetes . [5] Poseía una configuración de cuerpo de ala relativamente convencional, aunque una característica atípica era la nariz de la nave espacial, que poseía una curvatura deliberadamente baja para que el tamaño requerido de los elevones para la funcionalidad de ajuste deseada pudiera reducirse y al mismo tiempo resultara en una Estructura interna mejorada, como en el alojamiento del tren de morro . [5] Aerodinámicamente, la configuración HTO Hopper presenta un ala en forma de delta redondeada con un barrido de borde de ataque de 60 grados , que se combinó con un estabilizador vertical central y una parte inferior de fondo plano con el fin de maximizar el rendimiento de la nave espacial durante el vuelo hipersónico . [5]
La variante alternativa VTO Hopper fue diseñada para despegue vertical y se lanzó de manera convencional mediante un sistema de lanzamiento prescindible . [6] Presentaba un cuerpo similar a un misil delgado relativamente tradicional , pero se diferenciaba por la presencia de un pequeño ala delta en un barrido de borde de ataque de 45 grados y una disposición de estabilizador vertical central. En términos de su estructura, el VTO Hopper poseía una sección transversal circular completa con un filete loft en la parte inferior de la nave que funcionaba para acomodar tanto las alas como el flap del cuerpo; También presentaba un propulsor que fue diseñado para transportar la carga útil en la punta del fuselaje. [6] Los estudios determinaron que tanto el concepto variante HTO como el VTO poseían un entorno de carga de reentrada relativamente similar. [7]
El HTO Hopper fue adoptado para futuros trabajos de desarrollo en el marco de otra iniciativa de la ESA en forma del estudio de diseño del sistema FESTIP (Programa Europeo de Investigaciones sobre el Transporte Espacial Futuro). [1] Durante 1998, se decidió que el diseño de Hopper cumplía con todos los requisitos establecidos. [8] En este punto, la nave espacial debía estar compuesta por un vehículo reutilizable de una sola etapa que no alcanzaría la velocidad orbital por sí mismo. Según se informa, Hopper prometía ofrecer un despliegue orbital de cargas útiles de menor costo. [3] Un portavoz de EADS declaró que un vehículo de lanzamiento reutilizable como Hopper podría reducir a la mitad el coste de poner un satélite en órbita, que supuestamente se había determinado en alrededor de 15.000 dólares estadounidenses por kilogramo de carga útil en 2004. [2]
El perfil de misión previsto de Hopper habría implicado varias fases. La fase de lanzamiento se lograría mediante el uso de una pista horizontal magnética de 4 km , que se construiría expresamente en el Centro Espacial de Guayana en la Guayana Francesa , que aceleraría la nave espacial hasta la velocidad de lanzamiento. [3] [8] Al alcanzar una altitud de 130 km, el vehículo dispararía una etapa superior prescindible propulsada por un cohete para alcanzar la velocidad orbital ; una vez que hubiera alcanzado la altura y velocidad necesarias, habría liberado su carga útil de satélite , que ascendería de forma independiente aún más para alcanzar la órbita deseada. [3] Según se informa, Hopper fue diseñado para colocar satélites de 7,5 toneladas en una órbita de 130 km sobre la superficie de la Tierra. [3] Después de liberar su carga útil, el vehículo se habría deslizado en un descenso controlado. Estaba previsto que la nave aterrizara en una instalación insular predeterminada en el Océano Atlántico , tras lo cual sería transportada en barco de regreso a la Guayana Francesa para realizar más vuelos. [2] [3]
El conglomerado aeroespacial multinacional EADS fue responsable de la gestión del proyecto Hopper, así como del desarrollo de los elementos basados en software del proyecto. [8] Varias otras empresas asociadas también participaron en el desarrollo de la nave espacial. Según se informa, tanto la ESA como EADS originalmente tenían la intención de completar el desarrollo de Hopper entre 2015 y 2020. [8] Después de la primera prueba de planeo utilizando el prototipo Phoenix en mayo de 2004, no hubo más actualizaciones sobre el programa; Se cree que se ha interrumpido el trabajo en Hopper. [ cita necesaria ]
El lanzador Phoenix RLV , el prototipo del lanzador Hopper, fue anunciado por DASA en junio de 1999 [9] para ser desarrollado y producido como parte del programa ASTRA más amplio del Centro Aeroespacial Alemán (DLR), un proyecto de 40 millones de euros fundado por el Gobierno federal alemán , la filial Astrium de EADS y el estado federado de Bremen . Según se informa, EADS y el estado de Bremen invirtieron al menos 8,2 millones de euros y 4,3 millones de euros respectivamente en el programa ASTRA. Otra contribución de 16 millones de euros provino de empresas asociadas al programa, como el OHB-System de Bremen , el DLR y el Ministerio Federal de Educación e Investigación. La construcción del prototipo comenzó en 2000. [8]
El Phoenix RLV medía 6,9 metros (23 pies) de largo, pesaba 1.200 kilogramos (2.600 libras) y tenía una envergadura de 3,9 metros (13 pies). Durante su diseño, se puso énfasis en minimizar la resistencia haciendo el vehículo lo más pequeño posible. [8] El interior del fuselaje estaba ocupado por varios sistemas de aviónica y a bordo, que proporcionaban funciones de navegación , transferencia de datos, suministro de energía e inteligencia artificial para permitirle realizar automáticamente su misión de recopilación de datos. [3] Phoenix tenía un sexto del tamaño del vehículo Hopper planeado. [10] Se esperaba que la versión final del vehículo fuera capaz de soportar las fuerzas de reentrada y el calor, y pudiera deslizarse desde una altitud de 129 kilómetros (80 millas). Los trabajos de integración y prueba del sistema finalizaron en abril de 2004. [8]
El sábado 8 de mayo de 2004, el prototipo Phoenix se sometió a una prueba de caída a gran escala en el campo de pruebas aeroespaciales del norte de Europa en Kiruna , Suecia. El vehículo fue levantado por un helicóptero y dejado caer desde una altura de 2,4 kilómetros (7900 pies). Tras un planeo guiado de 90 segundos, el prototipo aterrizó con precisión y sin incidentes. [11] [3] El objetivo principal de la prueba era evaluar el potencial de planeo de la nave. Más específicamente, el Phoenix exploró varios métodos para realizar aterrizajes automáticos que no implicarían ninguna intervención humana; La orientación se proporcionó mediante múltiples medios de navegación, incluidos satélites GPS , altímetros láser y de radar , y varios sensores de presión y velocidad . Según el portavoz de EADS, Mathias Spude, el prototipo había aterrizado a tres centímetros del objetivo previsto. [2]
Ya se habían programado pruebas adicionales, incluidas tres que estaban previstas para las dos semanas siguientes, que debían avanzar hacia las pruebas de aterrizajes más desafiantes (que implicaban que la nave espacial se dejara caer desde diferentes ángulos u orientaciones en relación con el lugar de aterrizaje). [2] Además, el proyecto tenía como objetivo previsto lanzar el prototipo desde una altitud de 25 kilómetros (82.000 pies) en tres años. Sin embargo, EADS señaló antes del vuelo que más pruebas dependerían del rendimiento de la nave durante el vuelo inicial. [8]
Se realizaron dos vuelos de prueba más el 13 de mayo (una repetición de la prueba de caída del 8 de mayo) y el 16 de mayo. [12]
A largo plazo, si tenía éxito y era viable, la tecnología de aterrizaje probada en Phoenix se incorporaría a un vehículo reutilizable posterior, que se llamaría Sócrates . Si bien no estaba previsto que sirviera como vehículo orbital, Sócrates iba a ser capaz de volar hasta 10 veces la velocidad del sonido , así como de realizar tiempos de respuesta muy rápidos entre vuelos como un trampolín hacia la reutilización. [2]