Un cohete modular es un tipo de cohete de varias etapas que tiene componentes que pueden intercambiarse para diferentes misiones. Varios de estos cohetes utilizan conceptos similares, como módulos unificados, para minimizar los gastos de fabricación, transporte y optimización de la infraestructura de apoyo para los preparativos de vuelo.
El estudio del Sistema Nacional de Lanzamiento (1991-1992) examinó los futuros lanzadores de forma modular (en grupos). Este concepto existe desde la creación de la NASA .
Una comisión gubernamental, el "Comité de Evaluación de Vehículos Saturno" (más conocido como Comité Silverstein ), se reunió en 1959 para recomendar direcciones específicas que la NASA podría tomar con el programa de cohetes del Ejército existente (Júpiter, Redstone, Sargento). El Consejo del Programa de Exploración Espacial de la NASA (1959-1963) tuvo la tarea de desarrollar la arquitectura de lanzamiento de la nueva serie de cohetes Saturn , llamada Saturn C. La arquitectura Saturn C constaba de cinco etapas diferentes ( SI , S-II , S-III , S- IV y SV/ Centaur ) que podrían apilarse verticalmente para que cohetes específicos cumplan con diversos requisitos de misión y carga útil de la NASA.
Este trabajo condujo al desarrollo de los cohetes Saturn I , Saturn IB y Saturn V.
El sistema de lanzamiento prescindible Atlas V utiliza el Common Core Booster de combustible líquido como primera etapa. En la mayoría de las configuraciones se utiliza un solo CCB con propulsores de cohetes sólidos con correa . Una configuración propuesta para cargas más pesadas unió tres CCB para la primera etapa. El Common Core Booster utiliza el RD-180 de fabricación rusa que quema combustible RP-1 con oxígeno líquido produciendo un empuje de 3,8 MN . Los tanques de propulsor líquido utilizan un diseño isogrid para mayor resistencia, reemplazando los diseños anteriores de tanques Atlas que estaban estabilizados por presión. [1]
La longitud del propulsor de núcleo común es de 89 pies (27 m) y tiene un diámetro de 12,5 pies (3,8 m). [2]
La familia de lanzadores Delta IV utiliza el combustible líquido Common Booster Core como primera etapa de las distintas configuraciones de cohetes. Se pueden utilizar uno o tres módulos como primera etapa. En la mayoría de las configuraciones se utiliza un solo CBC con o sin SRB con correa. Tres CBC juntos forman la primera etapa de la configuración Pesada. El CBC utiliza el motor Rocketdyne RS-68 y quema hidrógeno líquido con oxígeno líquido produciendo un empuje de 2,9 meganewtons (650.000 lb f ). [ cita necesaria ]
El Módulo de Cohete Universal (URM) es la primera etapa modular de combustible líquido del sistema de lanzamiento prescindible Angara . Dependiendo de la configuración, la primera etapa puede constar de 1, 3, 5 u 8 URM. Cada URM utiliza un motor RD-191 de fabricación rusa que quema combustible RP-1 con oxígeno líquido produciendo un empuje de 1,92 MN . [3]
El vehículo de lanzamiento Falcon Heavy consta de un núcleo central Falcon 9 Block 5 reforzado con dos etapas centrales Falcon 9 Block 5 regulares con puntas aerodinámicas montadas en la parte superior de ambas que actúan como propulsores de correa de combustible líquido. Cada núcleo está propulsado por nueve motores Merlin 1D que queman combustible de queroseno apto para cohetes con oxígeno líquido , produciendo casi 7,7 meganewtons (1.700.000 lb f ) de empuje, y los tres núcleos juntos producen más de 22 millones de empuje. Un primer diseño del Falcon Heavy incluía una capacidad única de alimentación cruzada de propulsor, donde el combustible y el oxidante para impulsar la mayoría de los motores en el núcleo central se alimentarían desde los dos núcleos laterales, hasta que los núcleos laterales estuvieran casi vacíos y listos para el primer evento de separación . [4] Sin embargo, debido a su extrema complejidad, esta característica se canceló en 2015, dejando que cada uno de los tres núcleos quemara su propio combustible. Evaluaciones posteriores revelaron que el propulsor necesario para que cada propulsor lateral aterrice (reutilice) ya está cerca de los márgenes, por lo que realmente no hay ninguna ventaja en la alimentación cruzada.
Al igual que el Falcon 9 de un solo dispositivo, cada núcleo de refuerzo Falcon Heavy es reutilizable . [5] El vuelo de prueba Falcon Heavy demostró que los dos propulsores laterales aterrizaban simultáneamente cerca de su sitio de lanzamiento, mientras que el propulsor central intentó aterrizar en la nave no tripulada del puerto espacial autónomo de SpaceX , lo que resultó en un aterrizaje forzoso cerca de la nave. Durante la segunda misión, los tres propulsores aterrizaron suavemente. [6] Un lanzamiento de Falcon Heavy que logra recuperar los tres propulsores centrales tiene el mismo gasto de material que el Falcon 9, es decir, la etapa superior y potencialmente el carenado de carga útil . Como tal, la diferencia de costo entre el lanzamiento de un Falcon 9 y un Falcon Heavy está limitada, principalmente al combustible adicional y a la renovación de tres núcleos de refuerzo en lugar de uno.