El vehículo de lanzamiento de carga pesada derivado del transbordador ( HLV ) fue una propuesta de vehículo de lanzamiento superpesado alternativo para el programa Constellation de la NASA . Se presentó por primera vez a la Comisión Augustine el 17 de junio de 2009.
El HLV, basado en el concepto Shuttle-C , que ha sido objeto de diversos estudios desde los años 1980, era un vehículo de lanzamiento derivado del transbordador (SDLV, por sus siglas en inglés) que proponía reemplazar el orbitador alado del conjunto del transbordador espacial por un transportador de carga útil montado en el lateral. El tanque externo (ET, por sus siglas en inglés) del transbordador espacial y los cohetes propulsores sólidos (SRB, por sus siglas en inglés) de cuatro segmentos del transbordador espacial habrían permanecido iguales.
Según estimaciones iniciales, el HLV podría haberse desarrollado en cuatro años y medio por unos 6.600 millones de dólares, [1] lo que supone aproximadamente el 20% de los costes estimados para el desarrollo de los vehículos Ares I y Ares V.
Entre 1984 y 1995 se investigó un concepto de transbordador espacial no tripulado de montaje lateral llamado Shuttle-C. [2] La opción de solo carga del Shuttle-C no fue financiada en los años 1980 y 1990 debido a las restricciones presupuestarias de la NASA. Después del desastre del transbordador espacial Columbia , se preparó un estudio de la industria de dos años en 2004 y 2005 para investigar más a fondo el concepto como reemplazo del transbordador. El Estudio de Arquitectura de Sistemas de Exploración (ESAS) en 2005 también investigó una opción Shuttle-C para el Proyecto Constelación, nuevamente solo en una versión no tripulada. Todos estos conceptos pretendían que el portador montado lateralmente fuera una nave espacial autónoma que se separaría del tanque externo después del corte del motor principal, de manera similar al transbordador espacial. Algunos de los estudios incluyeron la reutilización de los motores principales del transbordador espacial en este portador montado lateralmente. Ninguno de los conceptos involucraba la separación del carenado en ascenso. [ cita requerida ]
La propuesta del HLV presentada el 17 de junio de 2009 se basaba en parte en la propuesta original del Shuttle-C . Las principales diferencias eran que el portaviones montado en el lateral no podía separarse del ET y que también se proponía llevar tripulaciones en el HLV. La propuesta incluía el trabajo de unos 60 ingenieros de la NASA. [3]
Se propuso que el HLV fuera un vehículo de 4.600.000 libras (2.100.000 kg) en el despegue con dos cohetes propulsores sólidos del transbordador espacial de 4 segmentos que pesaban alrededor de 2.600.000 libras (1.200.000 kg) que proporcionaban un empuje total de 5.900.000 libras-fuerza (26 MN) al nivel del mar y el tanque externo del transbordador espacial que pesaba alrededor de 1.660.000 libras (750.000 kg) de combustible.
El vehículo de transporte montado en el lateral incluiría un 'boattail' derivado del transbordador espacial que llevaría los tres motores principales del transbordador espacial y otros elementos de propulsión. Un portador de carga útil de 7,5 metros (25 pies) de diámetro con un carenado separable que pesaría 51.000 libras (23.000 kg) ocuparía el espacio que normalmente ocupa el resto del orbitador. El vehículo básico no tendría una etapa superior, lo que requeriría que la carga útil realizara la circularización de la órbita y posiblemente quemas de inyección translunares . [4]
El único desarrollo de hardware completamente nuevo que se requirió para el HLV fue el portador de montaje lateral. Todos los demás componentes utilizados en el HLV ya se utilizaban en el transbordador espacial, y hasta los primeros seis vuelos del vehículo se habrían reutilizado piezas de repuesto y hardware funcional recuperado de los orbitadores, incluidos los módulos de aviónica existentes , el software de vuelo y los SSMEs (vuelos del bloque I). Prácticamente no se requirió ningún cambio en la infraestructura existente del transbordador espacial, desde el edificio de ensamblaje de vehículos hasta la barcaza del tanque externo y las plataformas de lanzamiento. [ cita requerida ]
Para poder utilizarlo en los vuelos lunares previstos, el HLV necesitaría una etapa superior. Para esta etapa superior se propuso el uso del motor J-2X que se estaba desarrollando para el vehículo de lanzamiento Ares I. Habría proporcionado casi 300.000 libras-fuerza (1,3 MN) (vacío) y se pretendía que tuviera un impulso específico (Isp) de 448 s. [ cita requerida ]
Como alternativa, la United Launch Alliance (ULA) propuso que su módulo de aterrizaje de doble eje (DTAL) pudiera caber en una cubierta de carga útil de montaje lateral. Los conceptos de depósito de combustible/etapa superior ACE 41 y ACE 71 de la ULA también podrían haber cabido dentro de una cubierta de carga útil de montaje lateral, y el ACE 71, con 75 toneladas métricas (83 toneladas cortas), estaba perfectamente dentro de la capacidad de carga útil del vehículo derivado del transbordador de montaje lateral. [5]
Los SRB de 4 segmentos del HLV debían generar un impulso específico (Isp) de 267 segundos y un empuje de 5.900.000 libras-fuerza (26 MN) y funcionar durante unos 155 segundos. Los motores principales del SSME debían volar al 104,5% y generar un impulso específico (Isp) de 452 segundos y 1.500.000 libras-fuerza (6,7 MN) (vacío) y funcionar durante unos 500 segundos (dependiendo del perfil de la misión). La masa de la carga útil para las diferentes misiones se concibió de la siguiente manera: [6]
A diferencia del Shuttle-C , ninguna parte del vehículo (excepto los SRB de 4 segmentos) habría sido recuperable y reutilizable. El HLV podría haber utilizado un perfil de vuelo diferente al del Shuttle debido a la falta de alas y los límites de carga asociados. El carenado de carga útil de 23.000 libras (10.000 kg) debía ser arrojado a los 185 segundos de vuelo a una altitud de aproximadamente 57 millas náuticas (106 km). Los motores principales del SSME no debían reutilizarse y, por lo tanto, podían simplificarse, y se tendrían que producir nuevos motores para cada vehículo. Para las misiones lunares, la propuesta del HLV preveía una puesta en escena suborbital a 30 millas náuticas (56 km) × 120 millas náuticas (220 km) del vehículo para aumentar la masa a través de TLI (inyección translunar) con dos encendidos de la etapa superior (un encendido suborbital y un encendido TLI adicional). [ cita requerida ]
Aunque el HLV fue diseñado para proporcionar misiones de tripulación y carga a la ISS, su objetivo principal habría sido reemplazar la arquitectura lunar Ares I - Ares V. La arquitectura rudimentaria de la misión utilizó un perfil de encuentro en órbita lunar . Se lanzarían dos HLV para completar una misión. El primer HLV se lanzaría con el módulo de aterrizaje lunar y colocaría inmediatamente al módulo de aterrizaje lunar en una inyección translunar. El módulo de aterrizaje lunar habría tenido una masa neta de 35 toneladas métricas después de la TLI, y se habría insertado en una órbita lunar baja (LLO). En LLO, el módulo de aterrizaje lunar pesaría alrededor de 28 toneladas métricas. [6]
El segundo HLV debía colocar una nave espacial Orion y su tripulación en la inyección translunar. La nave espacial Orion, de 20 toneladas métricas, permanecería unida a la etapa superior, que debía insertar la nave espacial Orion en la LLO y acoplarse al módulo de aterrizaje lunar. [ cita requerida ]
El HLV habría tenido una opción de crecimiento limitada. Si bien se podrían haber utilizado SRB de 5 segmentos en el vehículo, habrían requerido una reingeniería significativa para producir 7 toneladas métricas más en la órbita terrestre baja. Otras opciones de crecimiento incluían una actualización del SSME al 106% o 109% de nivel de empuje o un cambio del motor superior J-2X a un SSME de arranque neumático. [4]