Comparación de Mercury-Redstone (derecha) con el misil Redstone y Jupiter-C
La NASA eligió el misil balístico de combustible líquido Redstone del Ejército de EE. UU. para sus vuelos suborbitales porque era el más antiguo de la flota estadounidense, había estado activo desde 1953 y había tenido [1] muchos vuelos de prueba exitosos. [2]
El Redstone militar estándar carecía del empuje suficiente para elevar una cápsula Mercury a la trayectoria suborbital balística necesaria para el proyecto; [2] sin embargo, la primera etapa del Jupiter-C , que era un Redstone modificado con tanques alargados, podía llevar suficiente propulsor para alcanzar la trayectoria deseada. Por lo tanto, esta primera etapa del Jupiter-C se utilizó como punto de partida para el diseño del Mercury-Redstone. [3] Sin embargo, el motor del Jupiter-C estaba siendo eliminado por el Ejército, por lo que para evitar posibles complicaciones como escasez de piezas o revisiones de diseño, los diseñadores del Mercury-Redstone eligieron el motor Rocketdyne A-7 utilizado en el último Redstone militar. [4] Hans Paul y William Davidson, ingenieros de propulsión de la Agencia de Misiles Balísticos del Ejército (ABMA), recibieron la tarea de modificar el A-7 para que fuera seguro y confiable para vuelos tripulados.
Durante 1959, la mayor parte de la ABMA estaba ocupada con el proyecto Saturno, pero aquellos ingenieros que podían encontrar suficiente tiempo libre en su agenda fueron invitados a trabajar en la habilitación para tripulantes del Jupiter-C. Como punto de partida, el paso más obvio fue deshacerse de su capacidad de etapas, ya que el Mercury-Redstone no utilizaría etapas superiores. Muchos de los componentes más avanzados del Jupiter-C también se eliminaron por razones de confiabilidad o porque no eran necesarios para el Proyecto Mercury.
El Redstone estándar se alimentaba con un 25 por ciento de agua y un 75 por ciento de alcohol etílico, con oxígeno líquido (LOX) como oxidante, [5] esencialmente los mismos propulsores que el V-2, pero la primera etapa del Júpiter-C había utilizado combustible hidino , una mezcla de 60 % de dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) y 40 % de dietilentriamina (DETA). [6] Este era un combustible más potente que el alcohol etílico, pero también era más tóxico, [7] lo que podría ser peligroso para un astronauta en una emergencia en la plataforma de lanzamiento. [8] Además, nunca se había utilizado hidino con el nuevo motor A-7. [9] Los diseñadores de Mercury-Redstone rechazaron el hidino y volvieron al combustible estándar de alcohol etílico. Por lo tanto, los tanques de propulsor alargados también fueron necesarios en lugar de utilizar un combustible más potente. [10]
El uso de alcohol creó un problema con el Mercury-Redstone debido a que los álabes de empuje de grafito podían erosionarse debido al tiempo de combustión significativamente más largo; por lo tanto, la NASA estableció el requisito de que los vehículos de lanzamiento necesitaban álabes de alta calidad.
Debido a que el Mercury-Redstone tenía tanques de propulsor más grandes que el misil Redstone, se agregó una botella de nitrógeno adicional para presurizar el tanque y un tanque de peróxido de hidrógeno adicional para alimentar la turbobomba debido al mayor tiempo de combustión.
El cambio más importante para que el Mercury-Redstone fuera un vehículo adecuado para un astronauta fue la incorporación de un sistema automático de detección de abortos en vuelo. [11] En caso de emergencia, en el que el cohete estuviera a punto de sufrir una falla catastrófica, un aborto activaría el sistema de escape de lanzamiento conectado a la cápsula Mercury, que lo expulsaría rápidamente del cohete. Tanto el astronauta como los controladores de tierra podrían iniciar un aborto manualmente, [12] pero algunos fallos potenciales durante el vuelo podrían provocar un desastre antes de que se pudiera activar un aborto manualmente. [13]
Vista despiezada
El sistema automático de detección de abortos en vuelo del Mercury-Redstone resolvió este problema al monitorear el desempeño del cohete durante el vuelo. Si detectaba una anomalía que pudiera amenazar al astronauta, como pérdida de control de vuelo, empuje del motor o energía eléctrica, abortaba automáticamente, apagando el motor y activando el sistema de escape de la cápsula. [14] El sistema de aborto no podía apagar el motor hasta al menos 30 segundos después del despegue para evitar que un vehículo de lanzamiento averiado cayera sobre o cerca de la plataforma; durante los 30 segundos iniciales, solo el oficial de seguridad de rango podía terminar el vuelo. [15] La revisión de los datos de vuelo de los más de 60 lanzamientos de Redstone y Jupiter C desde 1953 se utilizó para analizar los modos de falla más probables de esta familia de vehículos de lanzamiento. En aras de la simplicidad, el sistema de detección de abortos tenía que mantenerse lo más simple posible y solo monitorear los parámetros que eran vitales para el funcionamiento del cohete. Un aborto automático podría ser provocado por cualquiera de las siguientes condiciones, todas las cuales podrían ser indicativas de un mal funcionamiento catastrófico del vehículo de lanzamiento:
Ángulo de cabeceo, guiñada o balanceo que se desvía demasiado del perfil de vuelo programado, [16]
El ángulo de cabeceo o guiñada cambia demasiado rápido, [17]
La presión en la cámara de combustión del motor cae por debajo de un nivel crítico, [18]
Pérdida de energía eléctrica para el sistema de control de vuelo, [19] o
Pérdida de energía eléctrica general (incluida la energía para el propio sistema de detección de aborto), lo que podría indicar una falla catastrófica. [20]
La capacidad de abortar instantáneamente era importante porque ciertos modos de falla, como la pérdida de empuje durante el despegue (por ejemplo, el tercer vuelo de prueba de Redstone en mayo de 1954), podían provocar una situación catastrófica inmediata. Otros modos de falla, como la desviación de la trayectoria de vuelo adecuada o una caída en la presión de la cámara del motor durante el ascenso, no presentaban necesariamente un riesgo inmediato para la seguridad del astronauta y este podía iniciar un aborto manual tirando de una palanca en la cápsula para activar el sistema de escape de lanzamiento o el control de tierra podía enviar un comando para activarlo.
El sistema de seguridad de alcance fue modificado ligeramente, de modo que se produciría un retraso de tres segundos entre el apagado del motor y la destrucción del misil para darle a la torre de escape tiempo suficiente para retirar la cápsula. [21]
Vista esquemática
La diferencia más visible entre la primera etapa del Jupiter-C y la del Mercury-Redstone estaba en la sección justo debajo de la cápsula Mercury y encima de los tanques de combustible. Esta sección se conocía como la sección de popa , un término heredado del Redstone militar. (La parte trasera real del cohete se llamaba sección de cola ). La sección de popa contenía la mayor parte de la electrónica y la instrumentación del Mercury-Redstone, incluido el sistema de guía, así como el adaptador para la cápsula Mercury. [22] En el Redstone militar y la primera etapa del Jupiter-C, cuando el cohete se había quemado, su parte inferior, que contenía el motor del cohete y los tanques de combustible, se separaba de la sección de popa y se descartaba, y la sección de popa, con su sistema de guía, dirigía la mitad superior del cohete durante su vuelo balístico sin motor. Sin embargo, en el Mercury-Redstone, la sección de popa estaba unida permanentemente a la parte inferior del cohete. [23] Cuando el cohete se apagaba, la cápsula Mercury se separaba de la sección de popa y dependía de su propia guía.
Se realizaron otros cambios para mejorar la fiabilidad del Mercury-Redstone. El sistema de guía inercial ST-80 del Redstone estándar fue reemplazado en el Mercury-Redstone por el piloto automático LEV-3, más simple. El LEV-3, cuyo diseño se remontaba al misil alemán V-2 , no era tan sofisticado ni tan preciso como el ST-80, pero era lo suficientemente preciso para la misión Mercury y su simplicidad lo hacía más confiable. [24] Se construyó un compartimento especial para instrumentos en la "sección de popa" para albergar la instrumentación y la electrónica más importantes, incluido el sistema de guía, los sistemas de aborto y destrucción, la instrumentación de telemetría y las fuentes de alimentación eléctrica. Para reducir la posibilidad de falla en este equipo, este compartimento se enfrió antes del lanzamiento y se mantuvo presurizado durante el vuelo. [25]
Las válvulas de precarga de combustible fueron eliminadas del Mercury-Redstone con el objetivo de mejorar la confiabilidad, ya que si se cerraban durante un lanzamiento, se podía activar una condición de aborto. En los tres vuelos sin tripulación, se descubrió que el Mercury-Redstone exhibía un transitorio de alabeo de 8° por segundo contra 4° para el misil Redstone. Aunque esto estaba por debajo del transitorio de alabeo de 12° por segundo requerido para activar un aborto, el sensor de velocidad de alabeo fue eliminado de los dos vuelos tripulados para reducir las posibilidades de un aborto accidental (el propulsor aún conservaba el sensor de ángulo de actitud de alabeo que se activaría a 10°).
Tanto el Mercury-Redstone 1A como el Mercury-Redstone 2 experimentaron una sobreaceleración durante el vuelo, el primero debido a un problema con un acelerómetro, el segundo debido a un problema con el regulador LOX que sobrealimentó al motor con oxidante y provocó que la terminación del empuje se produjera 1,2 segundos antes. El sistema ASIS se activó y la torre de escape arrancó la cápsula, sometiendo a Ham , su pasajero chimpancé, a altas cargas G. El tercer vuelo, Mercury-Redstone BD , fue diseñado como una prueba de ingeniería para corregir estos problemas antes de que el cohete pudiera considerarse apto para el transporte de tripulantes.
El espacio entre el compartimento de instrumentos presurizado y la cápsula estaba destinado originalmente a albergar un sistema de recuperación de paracaídas para el cohete, pero quedó vacío después de que se abandonara este sistema. Los tres vuelos no tripulados Mercury-Redstone exhibieron altos niveles de vibración y flexión estructural en el área del adaptador, por lo que el vuelo de Alan Shepard incluyó 340 libras de plástico infundido con plomo en la sección del adaptador junto con refuerzos y refuerzos adicionales. Después de que Shepard todavía informara de una vibración notable durante el lanzamiento, el propulsor de Gus Grissom incluyó aún más lastre. El propulsor Atlas utilizado para los vuelos orbitales Mercury también había experimentado este problema, pero con resultados más catastróficos, ya que el Mercury-Atlas 1 se destruyó en vuelo debido a una falla estructural causada por una flexión excesiva en el punto donde el propulsor se acopló con el adaptador de la cápsula. [26]
En total, se realizaron unas 800 modificaciones al diseño de Redstone en el proceso de adaptación para el programa Mercury. El proceso de evaluación de Redstone para el transporte de astronautas fue tan extenso que la NASA pronto se encontró en lugar de utilizar un cohete comercial, sino uno completamente nuevo, lo que anuló todo el hardware y los datos de pruebas de vuelo de los lanzamientos anteriores de Redstone y Jupiter-C. Esto generó una serie de disputas entre el equipo de Von Braun en ABMA y la NASA, ya que el primero prefería simplemente hacer que el sistema de aborto fuera lo más infalible posible para garantizar que el astronauta pudiera ser rescatado de un vehículo de lanzamiento defectuoso, mientras que el segundo favorecía la máxima confiabilidad del cohete para minimizar la posibilidad de que ocurrieran abortos.
Sistema de recuperación de paracaídas propuesto
Los diseñadores del Mercury-Redstone habían planeado originalmente que el cohete pudiera ser recuperado mediante paracaídas después de su separación de la cápsula Mercury. Este fue el primer esfuerzo significativo para desarrollar un vehículo de lanzamiento recuperable y el primero en llegar a la fase de prueba. [27]
El sistema de recuperación, situado en la parte superior del cohete, habría utilizado dos etapas de paracaídas. En la primera etapa, un único paracaídas, de 5,2 m de diámetro, estabilizaría la caída del cohete y ralentizaría su descenso. Este paracaídas desplegaría entonces un conjunto de tres paracaídas principales, cada uno de 20 m de ancho. El cohete descendería en el océano Atlántico, para ser recuperado por barco. [28]
Para determinar la viabilidad de este sistema, se realizaron varias pruebas con un Redstone de tamaño real, incluidas pruebas de impacto en el agua y de flotación, y un ejercicio en el mar en el que un barco de recuperación de la Armada recogió un Redstone flotante. Todas estas pruebas demostraron que la recuperación del cohete era viable. [29] Sin embargo, el desarrollo posterior se detuvo debido a la falta de financiación, por lo que el sistema de paracaídas no se probó. [30]
Vuelos
Los vuelos Mercury-Redstone se designaron con el prefijo "MR-". Para confusión, los cohetes propulsores Mercury-Redstone utilizados para estos vuelos se designaron de la misma manera, generalmente con números diferentes. Esta designación se puede ver en el extremo de cola del cohete (generalmente visible en imágenes de resolución completa, consulte la tabla a continuación).
Dos cohetes, el MR-4 y el MR-6, nunca volaron. Aunque había rumores de que la NASA, al comienzo del Proyecto Mercury, tenía la intención de lanzar a cada astronauta en una misión suborbital antes de comenzar los vuelos orbitales Atlas, solo compraron ocho cohetes Mercury-Redstone, uno de los cuales se dañó en el fallido lanzamiento del MR-1 y no se reutilizó, y otro se utilizó para el vuelo MR-BD (el programa original era para un vuelo Mercury-Redstone sin tripulación, un vuelo con chimpancés y seis vuelos tripulados). Dado que los vuelos de Alan Shepard y Gus Grissom fueron exitosos y que la Unión Soviética había realizado dos vuelos espaciales tripulados orbitales a fines del verano de 1961, no hubo necesidad de continuar con las misiones Redstone. [31]
Galería
Mercury-Redstone antes de la prueba de encendido en el banco de pruebas Redstone en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales, Alabama
Joachim Kuettner (izq.), director del proyecto Mercury-Redstone del MSFC , y funcionarios del centro reciben al astronauta del MR-4 Gus Grissom (sexto desde la izq.).
Actividades previas al lanzamiento del MR-3 el 21 de abril de 1961 en LC-5 , Cabo Cañaveral , Florida
Lanzamiento del MR-3 el 5 de mayo de 1961 (Shepard)
Montaje del módulo de refuerzo MR-4 en LC-5
Lanzamiento del MR-4 el 21 de julio de 1961 (Grissom)
En Merritt Island, Florida, el Complejo de Visitantes del Centro Espacial Kennedy tiene en exhibición un cohete Mercury-Redstone.
Mercury-Redstone en la plataforma de lanzamiento del complejo 5 de la estación de la Fuerza Aérea de Cabo Cañaveral.
Cohete Mercury-Redstone en exhibición en el Centro Espacial Johnson, Houston, TX.
Piedra roja de mercurio en Cosmo Isle Hakui
Mercury Redstone en la estación terrestre de satélite OTC, Carnarvon
Notas
^ Este nuevo océano , pág. 122.
^ ab El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 2-2, 3-1.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 2-2, 3-1, 4-39 a 4-41.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 4-41, 9-5.
^ "V-2".
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 2-2.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 3-2, 4-42.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 9-6.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 4-42.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 2-2, 3-2, 4-42.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 3-2, 9-3.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 5-10, 5-11, 9-4.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 5-2, 9-4.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 5-1, 5-2, 9-4.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 3-5, 5-10.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 5-3, 5-6, 5-17, 5-19.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 5-3, 5-6, 5-17, 5-23.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 5-3, 5-6.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 5-3, 5-6, 5-17.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 5-3, 5-6, 5-10.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 4-39, 4-43, 9-7.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 4-5, 4-6, 9-6.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 3-2, 4-40.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 3-2, 9-7.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 4-5, 4-41.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 3-2, 4-5, 4-21, 4-41.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 6-22, 6-23.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 6-29, 6-30.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 6-33 a 6-39.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 6-23.
^ El Proyecto Mercury-Redstone , pág. 6-3, 8-1.
Referencias
Wikimedia Commons alberga una categoría multimedia sobre Impulsores Mercury-Redstone.
Cassidy, JL; Johnson, RI; Leveye, JC; Miller, FE (diciembre de 1964). El Proyecto Mercury-Redstone (PDF) . NASA.
Swenson Jr., Loyd S.; Grimwood, James M.; Alexander, Charles C. (1966). Este nuevo océano: una historia del Proyecto Mercurio. NASA. Archivado desde el original el 17 de junio de 2010. Consultado el 18 de abril de 2009 .
