SERV , abreviatura de Single-stage Earth-orbital reusable Vehicle (vehículo reutilizable de una sola etapa en órbita terrestre ), fue un sistema de lanzamiento espacial propuesto y 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 presentaron al proceso de desarrollo del transbordador y nunca se los consideró seriamente para el programa del transbordador.
SERV iba a ser una nave espacial de una sola etapa que despegaría de los complejos Saturno V existentes y aterrizaría verticalmente en Kennedy para su reutilización. SERV parecía una cápsula Apolo muy ampliada , con un núcleo central vacío capaz de transportar 125.000 libras (57.000 kg) de carga. SERV podría ser lanzado sin tripulación para misiones de carga, expulsando una cápsula de carga y regresando a la Tierra. Para misiones tripuladas, un avión espacial separado , MURP (carga útil reutilizable de etapa superior tripulada), podría llevarse encima del vehículo.
El nombre "SERV" también fue utilizado por un proyecto de la NASA totalmente no relacionado , el "Vehículo de reingreso de emergencia espacial".
En 1966, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos inició un estudio que exploraba una variedad de naves espaciales tripuladas y lanzadores asociados. A medida que se estudiaban 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 de "Clase I", que colocaban un avión espacial sobre un lanzador basado en ICBM existente o modificado . Los vehículos de "Clase II" añadían una reutilización parcial para algunos de los componentes del lanzador, mientras que los vehículos de "Clase III" eran totalmente 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 estaban interesados en el diseño de Lockheed Star Clipper Clase II como un posible desarrollo futuro. El estudio nunca dio resultado, ya que la USAF redujo su interés en los programas espaciales tripulados.
En ese momento, la NASA estaba en medio de la reducción de 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, una estación espacial tripulada permanentemente era una de las favoritas. 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 preparados para el tipo de suministro constante y rotación de tripulaciones que se imaginaban. La idea de un lanzador tripulado simple y económico, un "vehículo de logística y transbordador", surgió de los estudios de la estación espacial casi como una idea de último momento, y la primera mención de ello fue en los presupuestos del año fiscal 1967. [1]
El diseño de un sistema de transporte espacial (STS) de bajo costo y reutilizable comenzó en serio en diciembre de 1967, cuando George Mueller organizó una sesión de intercambio de ideas de un día sobre el tema. Impulsó el debate invitando a la USAF a asistir, incluso manteniendo el acrónimo original de la USAF para el proyecto, "ILRV". Al igual que los estudios originales de la USAF, se concibió un vehículo pequeño, que transportara tripulaciones de reemplazo y suministros básicos, con énfasis en el bajo costo de las operaciones y la rapidez de las entregas. Sin embargo, a diferencia de la USAF, el Grupo de Trabajo Espacial de la NASA decidió rápidamente 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 vía tecnológica general, y los contratos de desarrollo para las propuestas se publicaron en 1968, y se esperaba que las propuestas estuvieran listas para el otoño de 1969. Se presentaron varios diseños de diversos socios de la industria. Casi todos los diseños eran pequeños, completamente reutilizables y se basaban en aviones espaciales con alas delta o con fuselaje sustentador .
Chrysler Aerospace obtuvo el contrato NAS8-26341 para su entrada en la serie de la 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 rendimiento y los perfiles básicos de la misión. Este informe describía una bodega de carga de 23 pies (7,0 m) de ancho [a] Tharratt estaba convencido de que el SERV ofrecía una mayor flexibilidad que cualquiera de las plataformas aladas, lo que le permitía lanzar misiones tanto tripuladas como no tripuladas, y era mucho más pequeño en general. [2]
Como la mayoría de los centros de la NASA respaldaban a uno de los vehículos alados y eran radicalmente diferentes de todos ellos, SERV no encontró partidarios dentro de la burocracia y nunca se lo consideró seriamente para STS. [3] Además, el cuerpo de astronautas se mantuvo firme en que cualquier futura nave espacial de la NASA tendría que estar tripulada, [4] (por lo que el SERV potencialmente no tripulado tampoco ganó adeptos allí), y el concepto tenía un alto riesgo tecnológico como SSTO debido a la sensibilidad al crecimiento del peso.
De todas formas, se ofreció un contrato de extensión, y se 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; el cambio principal fue la reducción del ancho de la bodega de carga de 23 pies a 15 pies (4,6 m) en consonancia con el resto de las propuestas del transbordador.
El SERV consistía en un gran cuerpo cónico con una base redondeada al que Chrysler se refirió como un "diseño Apollo modificado". La semejanza se debe al hecho de que ambos vehículos usaban perfiles de reentrada de cuerpo romo , que reducen la carga de calor durante la reentrada 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 se puede utilizar para maniobrar la nave espacial; en el caso del SERV, hasta aproximadamente 100 millas náuticas a cada lado de su trayectoria balística. [5] Para ayudar a la generación de sustentación, el SERV fue "escalonado", con la parte inferior del cono inclinada hacia adentro a unos 30 grados y la parte superior más cerca de los 45 grados. El 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 las 6.200.000 lb (2.800.000 kg) del Saturno V [8] pero más que las 4.500.000 lb (2.000.000 kg) del transbordador. [9]
La mayor parte del fuselaje del SERV estaba compuesto por un panal de acero compuesto . La base estaba cubierta con paneles de protección térmica ablativa atornillados , lo que permitía un fácil reemplazo entre misiones. Las partes superiores del fuselaje, que recibían cargas de calor drásticamente menores, estaban cubiertas con tejas de metal que cubrían un aislamiento de cuarzo por debajo. [10] Cuatro patas de aterrizaje se extendían desde la parte inferior, y su "pie" formaba su parte de la superficie de protección térmica cuando se retraía. [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 hacia afuera del cuerpo para ajustarse a la disminución de la presión del aire , formando una gran tobera compensadora de altitud . El módulo estaba alimentado por un conjunto de cuatro turbobombas reticuladas que en operaciones normales funcionarían al 75% de su capacidad de diseño, si una turbobomba fallaba, entonces la aceleración de las 3 restantes 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 Saturno 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 sobre los motores se abrieron para el aire de alimentación. [13] Dos RL-10 proporcionaron empuje de desorbitación, 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 combustibles diferentes. [14]
Una serie de tanques cónicos alrededor del borde exterior de la nave, justo encima de los motores, almacenaban el LOX . El LH2 se almacenaba en tanques mucho más grandes más cerca del centro de la nave. Tanques esféricos mucho más pequeños, ubicados en los huecos 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 tanques dejaba 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" volaron a SERV a una órbita de estacionamiento de gran altitud a 260 millas náuticas (480 km) inclinada a 55 grados, justo por 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 ambos casos, el SERV se emparejó con un contenedor de carga largo en su compartimento y, opcionalmente, se combinó con una nave espacial tripulada en la parte superior.
Las propuestas originales utilizaban un avión espacial con fuselaje sustentador conocido como MURP para apoyar misiones tripuladas. El MURP se basaba en el diseño HL-10 que ya estaba siendo estudiado por North American Rockwell como parte de sus esfuerzos STS. El MURP se instaló sobre un contenedor de carga y carenado, que tenía una longitud total de 114 pies (35 m). [15] En la segunda versión del estudio, Chrysler también agregó una opción que reemplazó al MURP con un "módulo de personal", basado en el Apollo CSM , que tenía una longitud de 74 pies (23 m) cuando se combinaba con el mismo contenedor de carga. El original, "SERV-MURP", tenía 137 pies (42 m) cuando se combinaba con SERV, mientras que la nueva configuración, "SERV-PM", tenía una altura de 101 pies (31 m). [7] Ambos sistemas incluían un aborto en todos los aspectos de la parte tripulada durante todo el ascenso. [16]
Después de considerar las cuatro combinaciones de modo y módulo, se seleccionaron dos perfiles básicos de misión como los más eficientes. Con SERV-PM se utilizaría la órbita terrestre alta y el PM maniobraría solo una corta distancia 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 el MURP aterricen por sí solos, o más comúnmente, esperar en la órbita de estacionamiento a que un módulo de carga de una misión anterior se reúna con él para regresar a la Tierra. [17] Las consideraciones de peso y equilibrio limitaron la carga útil de regreso.
Ambas configuraciones transportaron 11 000 kg de carga a la estación espacial, aunque en la configuración PM los pesos totales arrojados fueron mucho menores. [15] Si se usara la configuración PM con un carenado en lugar de la cápsula, SERV podría transportar 51 000 kg a LEO, o hasta 57 000 kg con un "cono de morro extendido". [18] El cono de morro extendido era una punta larga con una alta relación de finura que reducía la resistencia atmosférica al crear ondas de choque que despejaban 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 podrían lanzarse en el SERV, si se tenían en cuenta las consideraciones de peso. Sin embargo, estos planes se basaban en los diseños anteriores del SERV con la bahía de carga más grande de 23 pies (7,0 m). [11] Cuando las cargas de la NASA se adaptaron para encajar en la bahía más pequeña de 15 pies (4,6 m) común a todas las propuestas STS, esta opción se descartó.
No se esperaba que SERV permaneciera en órbita durante períodos prolongados de tiempo; las misiones más largas descritas en el informe duraron 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 de abortar una sola vez. El vehículo fue diseñado para regresar a una ubicación dentro de las cuatro millas (6 km) del punto de aterrizaje mediante maniobras de reentrada; el resto se recuperaría durante el descenso a reacción. [20]
La NASA se había asociado con Chrysler para construir el Saturn IB , diseñado por la NASA , en la instalación de ensamblaje de Michoud, en las afueras de Nueva Orleans . Chrysler propuso construir también los SERV en Michoud, entregándolos al 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 a los costados de los barcos para proteger la nave espacial de las salpicaduras. [21]
Los SERV se equiparían en la bahía alta del edificio de ensamblaje de vehículos (VAB), se acoplarían con el PM o el 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 requerían 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 era un conjunto de puestos de prueba 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 millones de dólares, con un costo de cada SERV de 350 millones de dólares en dólares del año fiscal 1971 y una capacidad de 100 vuelos durante una vida útil de 10 años. [25] Esto era mucho menos costoso que las propuestas de flyback de dos etapas presentadas por la mayoría de las empresas, que tenían costos máximos de desarrollo del orden de 10 mil millones de dólares.
El SERV era similar al diseño posterior del McDonnell Douglas DC-X . La principal diferencia entre ambos era que el DC-X se había 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 reingresaba con el morro primero. Inclinar esta forma en relación con la trayectoria de 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 original del SERV se utilizó en la nave espacial Goddard de Blue Origin . Al igual que el SERV, el Goddard no necesitaba las capacidades de alcance extendido 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 roma.
