SERV , abreviatura de Vehículo reutilizable orbital terrestre de una sola etapa , fue una propuesta de sistema de lanzamiento espacial diseñado por la División Espacial de Chrysler para el proyecto del Transbordador Espacial . SERV era radicalmente diferente de los aviones espaciales de dos etapas que casi todos los demás competidores ingresaron en el proceso de desarrollo del Shuttle y nunca se les dio una consideración seria para el programa del transbordador.
SERV iba a ser una nave espacial de una sola etapa en órbita que despegaría de los complejos existentes de Saturno V y aterrizaría verticalmente en Kennedy para su reutilización. SERV parecía una cápsula Apolo muy ampliada , con un núcleo central vacío capaz de transportar 57.000 kg (125.000 lb) de carga. SERV podría lanzarse sin tripulación para misiones de carga, expulsando una cápsula de carga y regresando a la Tierra. Para misiones tripuladas, se podría llevar encima del vehículo un avión espacial separado , MURP (carga útil reutilizable tripulada de etapa superior).
El nombre "SERV" también fue utilizado por un proyecto de la NASA que no tiene ninguna relación , el "Vehículo de reingreso de emergencia al espacio".
En 1966, la Fuerza Aérea de EE. UU. inició un estudio que exploró una variedad de naves espaciales tripuladas y lanzadores asociados. A medida que se estudiaron las propuestas, las dividieron en una de tres clases, según el nivel de reutilización. En el extremo más simple de la escala de desarrollo estaban los vehículos "Clase I" que colocaban un avión espacial encima de un lanzador basado en misiles balísticos intercontinentales existente o modificado. Los vehículos "Clase II" agregaron reutilización parcial para algunos de los componentes del lanzador, mientras que los vehículos "Clase III" eran completamente reutilizables. La USAF ya había comenzado a trabajar en un diseño de Clase I en su programa X-20 Dyna Soar , que había sido cancelado en diciembre de 1963, pero estaba interesada en el diseño Lockheed Star Clipper Clase II como posible desarrollo futuro. El esfuerzo de estudio nunca resultó en nada, ya que la USAF redujo su interés en los programas espaciales tripulados.
En ese momento, la NASA estaba a punto de finalizar la construcción del Proyecto Apolo , a medida que los vehículos avanzaban hacia el vuelo. Mirando hacia el futuro, varias oficinas de la NASA iniciaron programas para explorar misiones tripuladas en la década de 1970 y más allá. Entre las muchas propuestas, la favorita era una estación espacial con tripulación permanente. Estos planes generalmente asumían el uso de los cohetes Saturn existentes para lanzar las estaciones, e incluso las tripulaciones, pero los sistemas Saturn no estaban configurados para el tipo de suministro constante y rotación de tripulaciones que se había previsto. La idea de un lanzador tripulado sencillo y económico, un "transbordador y vehículo logístico", surgió casi como una ocurrencia tardía a partir de los estudios sobre la estación espacial; la primera mención de ello se produjo en los presupuestos del año fiscal 1967. [1]
El diseño de un sistema de transporte espacial (STS) reutilizable y de bajo costo comenzó en serio en diciembre de 1967, cuando George Mueller organizó una sesión de intercambio de ideas de un día sobre el tema. Inició la discusión invitando a la USAF a asistir, manteniendo incluso el acrónimo original de la USAF para el proyecto, "ILRV". Al igual que los estudios originales de la USAF, se imaginó un vehículo pequeño, que transportara tripulaciones de reemplazo y suministros básicos, con énfasis en el bajo costo de las operaciones y los plazos de entrega rápidos. Sin embargo, a diferencia de la USAF, la Fuerza de Tarea Espacial de la NASA rápidamente decidió pasar directamente a los diseños de Clase III.
La NASA imaginó un programa de desarrollo de cuatro fases para el STS. La "Fase A" fue una serie de estudios iniciales para seleccionar una ruta tecnológica general, y los contratos de desarrollo de propuestas se publicaron en 1968 y las propuestas se esperaban para el otoño de 1969. Se presentaron varios diseños de una variedad de socios de la industria. Casi universalmente, los diseños eran pequeños, totalmente reutilizables y se basaban en aviones espaciales con alas delta o cuerpos elevadores .
Chrysler Aerospace ganó el contrato NAS8-26341 para su entrada a la serie Fase A, formando un equipo bajo la dirección de Charles Tharratt. Su informe de 1969, NASA-CR-148948, describió el diseño del SERV, las medidas preliminares de desempeño y los perfiles básicos de la misión. Este informe describía una bahía de carga de 23 pies (7,0 m) de ancho [a]. Tharratt estaba convencido de que SERV ofrecía una mayor flexibilidad que cualquiera de las plataformas aladas, lo que le permitía lanzar misiones tanto con tripulación como sin tripulación, y era mucho más pequeño en general. [2]
Dado que la mayoría de los centros de la NASA respaldaban a uno de los vehículos alados y eran dramáticamente diferentes de cualquiera de ellos, SERV no encontró partidarios dentro de la burocracia y nunca fue considerado seriamente para STS. [3] Además, el cuerpo de astronautas insistió en que cualquier futura nave espacial de la NASA tendría que ser tripulada, [4] (por lo que el SERV potencialmente sin tripulación tampoco ganó adeptos allí), y el concepto tenía un alto riesgo tecnológico como SSTO debido al peso. sensibilidad al crecimiento.
De todos modos se ofreció un contrato de extensión, lo que produjo el informe final NASA-CR-150241 sobre el diseño del SERV que se entregó el 1 de julio de 1971. Este difería principalmente en detalles menores, siendo el cambio principal la reducción del ancho del compartimento de carga de 23 pies. a 15 pies (4,6 m) en consonancia con el resto de propuestas de Shuttle.
SERV consistía en un gran cuerpo cónico con una base redondeada al que Chrysler se refirió como un "diseño Apollo modificado". El parecido se debe al hecho de que ambos vehículos utilizaron perfiles de reentrada de carrocería romos , que reducen la carga de calentamiento durante el reingreso al crear una onda de choque muy grande frente a una superficie redondeada. Inclinar el vehículo en relación con la dirección del movimiento cambia el patrón de las ondas de choque, produciendo una sustentación que puede usarse para maniobrar la nave espacial (en el caso de SERV, hasta aproximadamente 100 NM a cada lado de su trayectoria balística). [5] Para ayudar a la generación de sustentación, SERV fue "escalonado", con la parte inferior del cono en un ángulo de aproximadamente 30 grados y la parte superior más cercana a los 45 grados. SERV tenía 96 pies (29 m) de ancho en el punto más ancho y 83 pies (25 m) de alto. [6] El peso bruto de despegue fue de poco más de 6.000.000 lb (2.700.000 kg), [7] aproximadamente lo mismo que los 6.200.000 lb (2.800.000 kg) del Saturn V [8] pero más que los 4.500.000 lb (2.000.000 kg) del Shuttle. [9]
La mayor parte de la estructura del avión SERV estaba formada por un compuesto de acero alveolar . La base estaba cubierta con paneles de protección térmica ablativos atornillados , lo que permitía un fácil reemplazo entre misiones. Las partes superiores de la estructura del avión, que recibieron cargas de calentamiento dramáticamente menores, se cubrieron con tejas metálicas que cubrían un aislamiento de cuarzo debajo. [10] Cuatro patas de aterrizaje extendidas desde la parte inferior, su "pie" formando su porción de la superficie del escudo térmico cuando se retrae. [11]
Un motor aerospike LH2/LOX de doce módulos estaba dispuesto alrededor del borde de la base, cubierto por escudos metálicos móviles. [12] Durante el ascenso, los escudos se moverían fuera del cuerpo para ajustarse a la disminución de la presión del aire , formando una gran boquilla de compensación de altitud . El módulo se alimentaba de un conjunto de cuatro turbobombas reticuladas que en operaciones normales funcionarían al 75% de su capacidad de diseño; si una turbobomba fallaba, acelerar el 3 restante al 100% permitiría mantener la potencia total. El motor en su conjunto proporcionaría 7.454.000 lbf (25,8 MN) de empuje, [7] aproximadamente lo mismo que el S-IC , la primera etapa del Saturn V.
También se dispusieron alrededor de la base cuarenta motores a reacción de 20.000 lbf (89 kN), que se encendieron justo antes del aterrizaje para frenar el descenso. Las puertas móviles encima de los motores se abrían para alimentar aire. [13] Dos RL-10 proporcionaron empuje de desorbita, por lo que el motor principal no tuvo que reiniciarse en el espacio. Incluso las maniobras en órbita, que no eran extensas para el SERV (ver más abajo), fueron proporcionadas por pequeños motores LOX/LH2 en lugar de propulsores que usaban diferentes combustibles. [14]
Una serie de tanques cónicos alrededor del borde exterior de la nave, justo encima de los motores, almacenaban el LOX . El LH2 se almacenó en tanques mucho más grandes, más cerca del centro de la nave. Tanques esféricos mucho más pequeños, ubicados en los espacios debajo del extremo redondeado de los tanques LOX, contenían el JP-4 utilizado para alimentar los motores a reacción. Los motores de maniobra orbital y de desorbitación estaban agrupados alrededor de la parte superior de la nave espacial, alimentados por sus propios tanques intercalados entre el LH2. [13] Esta disposición de los tanques dejó un gran espacio abierto en el medio de la nave, de 15 por 60 pies (18 m), que servía como bodega de carga. [b]
Se previeron dos configuraciones básicas de naves espaciales y perfiles de misión. Las misiones "Modo A" llevaron a SERV a una órbita de estacionamiento de gran altitud a 260 millas náuticas (480 km) con una inclinación de 55 grados, justo debajo de la órbita de la estación espacial a 270 millas náuticas (500 km). Las misiones "Modo B" volaron a una órbita terrestre baja (LEO) de 110 millas náuticas (200 km) inclinada a 28,5 grados, un lanzamiento hacia el este desde el Centro Espacial Kennedy . En cualquier caso, el SERV se combinó con un contenedor de carga largo en su bahía y, opcionalmente, se combinó con una nave espacial tripulada en la parte superior.
Las propuestas originales utilizaban un avión espacial con cuerpo elevador conocido como MURP para apoyar misiones tripuladas. El MURP se basó en el diseño HL-10 que ya estaba siendo estudiado por North American Rockwell como parte de sus esfuerzos STS. MURP se instaló encima de un contenedor de carga y un carenado, que tenía 114 pies (35 m) de largo en total. [15] En la segunda versión del estudio, Chrysler también agregó una opción que reemplazó MURP con un "módulo de personal", basado en el Apollo CSM , que tenía 74 pies (23 m) de largo cuando se combinaba con el mismo contenedor de carga. El original, "SERV-MURP", medía 42 m (137 pies) cuando se combinaba con SERV, mientras que la nueva configuración, "SERV-PM", medía 31 m (101 pies) de altura. [7] Ambos sistemas incluyeron un aborto en todos los aspectos de la parte tripulada durante todo el ascenso. [dieciséis]
Después de considerar las cuatro combinaciones de modo y módulo, se seleccionaron dos perfiles de misión básicos como los más eficientes. Con SERV-PM se utilizaría la órbita terrestre alta y el PM maniobraría sólo una distancia corta para llegar a la estación. Con SERV-MURP, se utilizaría la órbita terrestre baja y el MURP maniobraría el resto del camino por sí solo. En cualquier caso, el SERV podría regresar a la Tierra inmediatamente y dejar que el PM o MURP aterricen por su cuenta, o más comúnmente, esperar en la órbita de estacionamiento a que un módulo de carga de una misión anterior se encuentre con él para regresar a la Tierra. [17] Las consideraciones de peso y equilibrio limitaron la carga útil de retorno.
Ambas configuraciones entregaron 11.000 kg (25.000 lb) de carga a la estación espacial, aunque en la configuración PM los pesos totales arrojados fueron mucho menores. [15] Si la configuración PM se usara con un carenado en lugar de la cápsula, SERV podría entregar 112.000 lb (51.000 kg) a LEO, o hasta 125.000 lb (57.000 kg) con una "nariz extendida". [18] El cono de nariz extendido era un pico largo con una alta proporción de finura que reducía la resistencia atmosférica al crear ondas de choque que limpiaban la carrocería del vehículo durante el ascenso. [11]
Además, Chrysler también describió formas de soportar cargas de 33 pies (10 m) de ancho en la parte delantera del SERV. Este era el diámetro del S-IC y S-II , las etapas inferiores del Saturno V. La NASA había propuesto una amplia variedad de cargas útiles para el Programa de Aplicaciones Apolo que se basaban en este diámetro y que estaban destinadas a ser lanzadas en el Saturno. INT-21 . Chrysler demostró que también podían lanzarse en SERV, si se tenían en cuenta consideraciones de peso. Sin embargo, estos planes se basaron en los diseños anteriores de SERV con un compartimento de carga más grande de 23 pies (7,0 m). [11] Cuando las cargas de la NASA se adaptaron para caber en la bahía más pequeña de 15 pies (4,6 m) común a todas las propuestas STS, esta opción se abandonó.
No se esperaba que SERV permaneciera en órbita durante períodos prolongados de tiempo, y las misiones más largas descritas en el informe duraban poco menos de 48 horas. [19] Por lo general, regresaría después de que un pequeño número de órbitas acercaran su trayectoria terrestre lo suficiente a Kennedy, y se contemplaron misiones abortadas una vez. El vehículo fue diseñado para regresar a una ubicación dentro de las cuatro millas (6 km) del punto de aterrizaje mediante maniobras de reingreso; el resto se recuperaría durante el descenso del propulsor a reacción. [20]
La NASA se había asociado con Chrysler para construir el Saturn IB diseñado por la NASA , en las instalaciones de ensamblaje de Michoud en las afueras de Nueva Orleans . Chrysler también propuso construir SERV en Michoud, entregándolos a KSC en los barcos de clase Bay utilizados para entregar el S-IC de Boeing desde la misma fábrica. Dado que el SERV era más ancho que los barcos, tuvo que transportarse ligeramente inclinado para reducir su ancho total. Luego se agregaron pontones al costado de las naves para protegerlas de las salpicaduras. [21]
Los SERV se instalarían en la Bahía Alta del Edificio de Ensamblaje de Vehículos (VAB), se acoplarían con el PM o MURP que se prepararon en la Bahía Baja y luego se transportarían a las plataformas LC39 en los transportadores de orugas existentes . [22] Las plataformas LC39 requirieron solo modificaciones menores para el uso de SERV, similares a las necesarias para lanzar el Saturn IB . [23] Chrysler propuso construir varias plataformas de aterrizaje SERV entre LC39 y el VAB, y una pista de aterrizaje para el MURP cerca de la pista de aterrizaje existente del transbordador espacial. [24] Los SERV serían devueltos al VAB en un enorme camión de plataforma. La única otra infraestructura nueva fue un conjunto de bancos de pruebas en el complejo de pruebas de motores de Mississippi Test Operations , cerca de Michoud.
La reutilización de gran parte de la infraestructura existente redujo los costos generales del programa; Los costos totales se estimaron en $ 3,565 mil millones, y cada SERV costó $ 350 millones en dólares del año fiscal 1971 y estaba clasificado para 100 vuelos durante una vida útil de 10 años. [25] Esto era mucho menos costoso que las propuestas de retorno en dos etapas presentadas por la mayoría de las empresas, que tenían costos máximos de desarrollo del orden de $ 10 mil millones.
SERV era similar al diseño posterior de McDonnell Douglas DC-X . La principal diferencia entre los dos era que el DC-X fue construido para una misión militar y requería una capacidad de maniobra de reingreso mucho mayor. Debido a esto, la estructura del avión era larga y delgada, y la nave espacial volvió a entrar con el morro primero. Inclinar esta forma en relación con la trayectoria del movimiento genera considerablemente más sustentación que la base roma del SERV, pero también somete la estructura del avión a cargas de calentamiento mucho mayores.
Más recientemente, el diseño SERV original se utilizó en la nave espacial Blue Origin Goddard . Al igual que el SERV, Goddard no necesitaba las capacidades extendidas de alcance cruzado de un lanzador militar y volvió al perfil de reentrada de base roma más simple. El estudio de diseño similar de Kankoh-maru también utilizó el mismo perfil VTOL de cuerpo romo.
