DIRECT fue una propuesta de finales de la década de 2000 de una arquitectura alternativa de vehículo de lanzamiento de carga superpesada que apoyaba la Visión de la NASA para la Exploración Espacial y que reemplazaría los cohetes Ares I y Ares V planeados por la agencia espacial con una familia de vehículos de lanzamiento derivados del transbordador llamados "Júpiter". Se pretendía que fuera la alternativa a los cohetes Ares I y Ares V que estaban en desarrollo para el programa Constellation , destinado a desarrollar la nave espacial Orion para su uso en la órbita de la Tierra, la Luna y Marte. [2]
Se proyectaban importantes beneficios derivados de la reutilización de la mayor cantidad posible de hardware e instalaciones del programa del Transbordador Espacial , incluidos ahorros de costos, experiencia con el hardware existente y preservación de la fuerza laboral. [2]
DIRECT fue una propuesta de arquitectura de vehículo de lanzamiento superpesado alternativo de finales de la década de 2000 que apoyaba la Visión de la NASA para la Exploración Espacial que reemplazaría los cohetes Ares I y Ares V planeados por la agencia espacial con una familia de vehículos de lanzamiento derivados del transbordador llamados "Júpiter". [ cita requerida ]
DIRECT fue defendido por un grupo de entusiastas del espacio que afirmaron que representaban a un equipo más amplio de docenas de ingenieros de la NASA y de la industria espacial que trabajaron activamente en la propuesta de forma anónima y voluntaria en su tiempo libre. En septiembre de 2008, se dijo que el equipo DIRECT estaba formado por 69 miembros, [3] 62 de los cuales eran ingenieros de la NASA, ingenieros contratistas de la NASA y gerentes del Programa Constelación . El pequeño número de miembros no pertenecientes a la NASA del equipo representaba públicamente al grupo. [ ¿Quién? ]
El nombre del proyecto "DIRECT" hacía referencia a una filosofía de maximizar la reutilización del hardware y las instalaciones ya existentes para el programa del transbordador espacial (STS), de ahí la idea de una transición "directa". El equipo DIRECT afirmó que el uso de este enfoque para desarrollar y operar una familia de cohetes con un alto grado de uniformidad reduciría los costos y la brecha entre el retiro del transbordador espacial y el primer lanzamiento de Orion, acortaría los cronogramas y simplificaría los requisitos técnicos para los futuros esfuerzos espaciales tripulados de los Estados Unidos. [ cita requerida ]
Se publicaron tres versiones principales de la propuesta DIRECT, y la última, la versión 3.0, se dio a conocer en mayo de 2009. El 17 de junio de 2009, el grupo presentó su propuesta en una audiencia pública del Comité de Revisión de los Planes de Vuelos Espaciales Humanos de los Estados Unidos , un panel que revisa los esfuerzos espaciales de los Estados Unidos, en Washington DC [4].
Con la firma el 11 de octubre de la Ley de Autorización de la NASA de 2010 (S. 3729) por parte del Presidente Obama, que ordenaba el trabajo en el Vehículo de Lanzamiento de Carga Pesada del Sistema de Lanzamiento Espacial , el Equipo DIRECT declaró que su esfuerzo había sido un éxito y se disolvió. [5]
DIRECT abogó por el desarrollo de una única familia de cohetes con un alto grado de uniformidad, denominada Júpiter, adaptada en gran medida de los sistemas existentes del transbordador espacial. Cada vehículo de lanzamiento Júpiter utilizaría una "etapa central común" que constaría de una estructura de tanque basada en gran medida en el tanque externo del transbordador espacial existente, con un par de cohetes propulsores sólidos (SRB) estándar de cuatro segmentos montados a los lados, como en el transbordador espacial . Hasta cuatro motores principales del transbordador espacial (SSME) del orbitador del transbordador espacial se unirían a la parte inferior del tanque externo. Los motores se desorbitarían junto con el tanque agotado para quemarse en la atmósfera terrestre. [ cita requerida ]
Las tripulaciones viajarían a bordo del vehículo de lanzamiento en el Orion Crew Exploration Vehicle (Vehículo de exploración tripulado Orión) planeado por la NASA , que a su vez estaría coronado por el sistema de aborto de lanzamiento planeado . La carga, ya sea transportada detrás de la nave espacial Orión o sola en un lanzamiento de solo carga, estaría encerrada en un carenado de carga útil . [ cita requerida ]
Se consideraron posibles muchas configuraciones de Júpiter, pero la propuesta de la versión 3.0 de DIRECT, publicada en mayo de 2009, recomendó dos: Júpiter-130 y Júpiter-246, con capacidades de elevación declaradas superiores a 70 y 110 toneladas , respectivamente, hasta la órbita terrestre baja . [6]
DIRECT afirmó que la capacidad de carga adicional del Jupiter-130 permitiría que cada tripulación de Orion pudiera transportar una variedad de cargas adicionales , una capacidad que no es posible con el Ares I. El equipo sugirió en su propuesta una serie de misiones adicionales que serían posibles gracias al Jupiter, [7] entre ellas:
El equipo DIRECT afirmó que estas nuevas misiones adicionales podrían haberse planificado y financiado gracias al ahorro en los costes de desarrollo de la familia de cohetes Júpiter en comparación con la línea base actual de la NASA. Sugirieron que las nuevas misiones y cargas útiles propuestas podrían proporcionar empleo útil para muchas personas que trabajaban en el programa del transbordador espacial . [ cita requerida ]
Al igual que en el programa Constellation de la NASA, se realizarían dos lanzamientos para una misión lunar DIRECTA. Un cohete Jupiter-246 transportaría a la tripulación en el vehículo de exploración tripulado Orion planeado por la NASA junto con el módulo de acceso a la superficie lunar planeado por la NASA . Se lanzaría otro Jupiter-246, con su etapa superior Jupiter (JUS) completamente cargada y sin carga útil. Esta JUS en particular serviría como etapa de salida de la Tierra. Las dos etapas superiores se encontrarían en la órbita terrestre baja y la nave espacial lunar se trasladaría desde la JUS gastada a la JUS nueva. El Orion/Altair/JUS ensamblado abandonaría la órbita terrestre hacia la Luna. La nave espacial entraría en la órbita lunar y toda la tripulación descendería a la Luna en el Altair mientras que el Orion permanecería en órbita lunar. [ cita requerida ]
DIRECT calculó que los dos Jupiter-246 podrán enviar 80,7 t de masa a través de una inyección translunar . [9] Esto se compara favorablemente con un lanzamiento dual Ares I / Ares V, a partir de septiembre de 2008, proyectado para ser capaz de enviar 71,1 t. [10]
El vehículo Júpiter de DIRECT habría sido un vehículo de lanzamiento derivado del transbordador espacial "en línea" . Esta amplia categoría de adaptaciones del transbordador espacial , postulada desde antes del primer lanzamiento del transbordador, elimina el orbitador alado del transbordador espacial , mueve los motores principales líquidos al fondo del tanque criogénico (que normalmente se propone adaptar a partir del tanque externo del transbordador ) y reubica la carga útil por encima del tanque. [ cita requerida ]
El primer estudio oficial del concepto fue realizado en 1986 por el Centro Marshall de Vuelos Espaciales de la NASA tras el desastre del transbordador espacial Challenger . [11] Se promocionó como una de las alternativas para el lanzamiento de carga no tripulada y potencialmente habría permitido también un reinicio del programa lunar. Sin embargo, no había fondos disponibles para la NASA para construir nuevos vehículos mientras continuara el programa del transbordador espacial. La idea fue archivada y la NASA se concentró en reparar y operar el transbordador espacial. [ cita requerida ]
El enfoque de DIRECT tenía un parecido con el del Sistema Nacional de Lanzamiento de 1991. Propuesto conjuntamente por la NASA y el Departamento de Defensa como una alternativa al Titan IV , el diseño se basó en los mismos propulsores de combustible sólido y tanque externo modificado, pero en lugar del motor principal reutilizable del transbordador espacial, se especificaron cuatro de los motores principales de transporte espacial desechables y menos costosos propuestos. El Congreso de los Estados Unidos no asignó fondos para el desarrollo. Existe una gran cantidad de material de referencia en el dominio público sobre el NLS. [12] [13] [14] [15]
El Estudio de Arquitectura de Sistemas de Exploración (ESAS) de la NASA de 2005 incluyó un diseño similar a la propuesta DIRECT utilizando tres motores principales del transbordador espacial (SSME). Conocida como LV-24 en forma de lanzamiento tripulado y LV-25 en configuración de carga, la idea fue descartada porque no tenía el rendimiento suficiente para el programa lunar propuesto; sin embargo, no se consideró el concepto utilizando una etapa de salida hacia la Tierra (EDS). [ cita requerida ]
La reevaluación de la idea del SDLV por parte de DIRECT comenzó en 2006, frustrada por el alto costo y los retrasos del Ares I y por la preocupación de que cualquier problema similar con el gigante Ares V pudiera poner en peligro todo el Programa Constelación. Un objetivo adicional era mantener la capacidad de Estados Unidos para lanzar tripulaciones al espacio en el menor tiempo posible después del retiro planificado del transbordador. [ cita requerida ]
Según el equipo de DIRECT, la primera versión de la propuesta de DIRECT fue el resultado de un estudio de tres meses realizado por más de una docena de ingenieros y gerentes de la NASA que trabajaban en su tiempo libre, y un pequeño grupo de ingenieros y no ingenieros fuera de la NASA. DIRECT tomó la recomendación final de ESAS de utilizar el EDS durante la fase de ascenso del vuelo para obtener un rendimiento de lanzamiento adicional en el Cargo LV, y aplicó esta misma metodología al LV-24/25. [ cita requerida ]
El siguiente cambio en el desarrollo de DIRECT fue en respuesta a la decisión de la NASA de prescindir del motor principal del transbordador espacial en el diseño del Ares V debido al alto coste de fabricación de los motores SSME y la dificultad de producir la cantidad requerida de unidades por año con las instalaciones de fabricación existentes. La NASA especificó cinco motores RS-68 como motores principales para el Ares V. La propuesta de DIRECT especificó que su núcleo debería incluir dos motores RS-68. Se proporcionaría un rendimiento adicional para transportar cargas útiles a la órbita baja terrestre actualizando los motores principales con boquillas de enfriamiento regenerativo para mejorar su eficiencia. [ cita requerida ]
La propuesta v1.0 fue presentada el 25 de octubre de 2006 al administrador de la NASA, Michael D. Griffin , y a una amplia gama de grupos industriales, políticos y de defensa involucrados en el programa Constellation . [ cita requerida ]
A finales de 2006, el director del estudio ESAS , el Dr. Doug Stanley, declaró que la propuesta DIRECT v1.0 no podía funcionar porque se basaba en especificaciones de rendimiento demasiado optimistas y especulativas para un motor RS-68 Regen mejorado . Stanley presentó las especificaciones oficiales de Rocketdyne sobre las mejoras del RS-68 Regen como prueba de su argumento. [ cita requerida ]
El 10 de mayo de 2007 se publicó una propuesta revisada de DIRECT. Para responder a las críticas sobre la confianza depositada en los estudios de motores en lugar de en los motores en funcionamiento, DIRECT v2.0 especificó la calificación humana del rendimiento estándar RS-68, tal como se utiliza en los lanzadores Delta IV existentes , y para la etapa superior eligió la menor de las dos especificaciones del motor J-2X que Rocketdyne estaba desarrollando para los lanzadores Ares de la NASA. DIRECT v2.0 introdujo una familia escalable y modular de vehículos de lanzamiento derivados del transbordador, comenzando con el Júpiter-120 y el Júpiter-232. [ cita requerida ]
Según la propuesta, el Jupiter-120 de una sola etapa podría alcanzar la órbita baja terrestre con dos motores ablativos RS-68 estándar, mientras que se requería un RS-68 adicional en la etapa central del Jupiter-232 de dos etapas, más pesado. La etapa de salida de la Tierra para Jupiter-232 ahora requería dos motores J-2X estándar en lugar de uno. [16]
El equipo DIRECT produjo un estudio de la arquitectura de exploración DIRECT v2.0 de 131 páginas que se publicó el 19 de septiembre de 2007 en la conferencia "Space 2007" de la AIAA en Long Beach, California. Según el grupo, este documento se creó en el marco de un estudio de nueve meses. El documento proporcionaba detalles sobre cómo los vehículos de lanzamiento serían un componente de una arquitectura de mayor alcance que permitiría a los EE. UU. mantener la Estación Espacial Internacional (ISS), realizar misiones lunares y proporcionar capacidades adicionales para el programa de vuelos espaciales tripulados de la NASA. Estas capacidades incluían misiones a Marte, opciones de arquitectura de puesta en escena de puntos de Lagrange y arquitecturas de misión para visitar destinos de objetos cercanos a la Tierra . [17]
En junio de 2008, David King , director del Centro Marshall de Vuelos Espaciales de la NASA , declaró que la NASA había considerado DIRECT, así como muchas otras propuestas de cohetes, y que la familia Ares era el conjunto de cohetes adecuado para la misión. [18] "DIRECT v2.0 se queda muy por debajo de los requisitos de rendimiento del módulo de aterrizaje lunar para misiones de exploración, tal como se describe específicamente en las reglas básicas del Programa Constelación. El concepto también supera los requisitos para las primeras misiones a la Estación Espacial Internacional en la próxima década. Estas deficiencias requerirían el desarrollo apresurado de un sistema de lanzamiento más caro con muy poca capacidad a largo plazo, y en realidad aumentarían la brecha entre el retiro del transbordador espacial y el desarrollo de un nuevo vehículo. Aún más importante, el enfoque Ares ofrece un margen mucho mayor de seguridad de la tripulación, algo fundamental para cada misión que la NASA pone en el espacio".
En julio de 2008, tras las declaraciones de la NASA de que no se habían realizado estudios especiales sobre DIRECT, la agencia espacial publicó algunos estudios internos realizados en 2006 y 2007. [11] [19] [20] [21] Casi un año después, el 18 de mayo de 2009, el equipo de DIRECT publicó una refutación a las acusaciones planteadas por la NASA, concluyendo que "fallas significativas en la evaluación de DIRECT" hacían inútil el análisis de octubre de 2007. [22] [23]
El 29 de mayo de 2009, el portavoz de DIRECT, Stephen Metschan, hizo una presentación en la 28.ª Conferencia Anual Internacional de Desarrollo Espacial en Orlando (Florida) , titulada "Direct 3.0: aterrizar en la Luna con el doble de masa a la mitad del coste". [24] En abril de 2009, tras los estudios comerciales de la NASA que comparaban el uso del motor principal del transbordador espacial (SSME) con el motor RS-68 originalmente planeado para Ares V, el equipo DIRECT anunció que las futuras propuestas DIRECT recomendarían el SSME como motor de la etapa central. [25] El cambio de motor se debió a las preocupaciones de que el RS-68 refrigerado por ablación no sobreviviría al intenso calor producido por las columnas de escape cercanas de los SRB del transbordador espacial. DIRECT afirma que el mayor coste del SSME refrigerado por regeneración se compensará con el tiempo y el dinero que se ahorrará al no calificar para uso humano el RS-68. De forma similar, para la etapa superior, el equipo DIRECT recomendó utilizar seis de los motores RL10B-2 probados en vuelo .
En mayo de 2009, la Oficina de Política Científica y Tecnológica anunció el Comité de Revisión de los Planes de Vuelos Espaciales Humanos de los Estados Unidos, que sería presidido por Norman R. Augustine . [26] El 17 de junio de 2009, el miembro del equipo Stephen Metschan presentó el concepto DIRECT v3.0 al comité, que se formó para ofrecer asesoramiento independiente a la administración entrante de Obama . [4] [27] El informe final del comité no comparó directamente DIRECT con el Programa Constelación, pero sí ofreció combinaciones de presupuesto, cronograma y misiones en las que se podría utilizar un vehículo de lanzamiento derivado del transbordador. [28] [29]
El 19 de enero de 2010, en medio de rumores de que la NASA propondría un vehículo de lanzamiento en línea similar a DIRECT, el equipo DIRECT hizo una presentación al Administrador Asociado de la NASA para la Dirección de Misiones de Sistemas de Exploración, Douglas Cooke, y al Administrador Asociado de la NASA para Operaciones Espaciales, William H. Gerstenmaier , en una reunión convocada por el Administrador de la NASA Charles F. Bolden, Jr. [30]
Según el equipo DIRECT, muchos ingenieros y gerentes de la NASA apoyaron el concepto y completaron un análisis comparativo de costos con el programa Constellation actual de la NASA y una serie detallada de evaluaciones para instalaciones de apoyo, como datos sobre las instalaciones de fabricación existentes para el tanque externo en la instalación de ensamblaje Michoud y las diversas instalaciones de procesamiento de lanzamiento que actualmente se encuentran en el Centro Espacial Kennedy . DIRECT propuso reutilizar casi todas las instalaciones existentes con modificaciones mínimas en contraste con los cohetes Ares I y Ares V , que habrían requerido extensas modificaciones y reemplazos sobre las instalaciones existentes. [ cita requerida ]
La etapa central del DIRECT se habría mantenido en el diámetro actual de 8,41 m (27,6 pies) del tanque externo del transbordador en comparación con los 10,06 m (33,0 pies) del Ares V. El equipo del DIRECT afirmó que al no aumentar el diámetro de la etapa central, las herramientas de fabricación del tanque externo existentes en la instalación de ensamblaje de Michoud , la barcaza Pegasus existente utilizada para transportar el tanque desde Michoud al Centro Espacial Kennedy , las plataformas de trabajo existentes en el edificio de ensamblaje de vehículos , las plataformas de lanzamiento móviles y los transportadores de orugas existentes , y partes de la estructura de la estructura de servicio fijo existente y las trincheras de llamas en el complejo de lanzamiento 39 podrían usarse sin modificaciones importantes. [ cita requerida ]
El Sistema de Lanzamiento Espacial , el eventual sucesor del Ares de la NASA, mantuvo el diámetro del tanque del transbordador espacial de 8,41 m (27,6 pies). [31]
Una de las críticas programáticas más fuertes a la arquitectura Ares I y Ares V fue el alto costo tanto de desarrollar dos nuevos lanzadores como de operar dos programas concurrentes. Las preocupaciones por el costo fueron citadas en los Informes de la GAO al Congreso [32], en los que se señaló que se esperaba que el desarrollo del Ares I solo costara hasta 14.400 millones de dólares. El ex administrador de la NASA Michael D. Griffin confirmó que el costo total de desarrollar ambos lanzadores Ares sería de 32.000 millones de dólares, lo que indica que el Ares V sería más caro de desarrollar que el Ares I. [ cita requerida ]
El cronograma para Ares I sufrió varios retrasos desde el inicio del nuevo programa lunar. La intención original del Informe del Estudio de la Arquitectura de Sistemas de Exploración (ESAS) era tener un vuelo tripulado a mediados de 2011, después del retiro del transbordador espacial en 2010. Un cronograma oficial posterior de la NASA tenía un 65% de confianza en que el primer vuelo tripulado de Ares I con Orion ( Orion 2 ) ocurriría en marzo de 2015. [33] [ verificación fallida ]
Una actividad crítica del desarrollo de Ares I fue el cronograma para el motor de la etapa superior J-2X y la versión de cinco segmentos del SRB . Los ingenieros estaban preocupados por la oscilación del empuje y la integración Orion-Ares I. En 2008, Lockheed Martin solicitó a la NASA que rediseñara Ares I para terminar con los riesgos de integración con la cápsula de tripulación Orion. Los resultados combinados de las pruebas del lanzamiento de Ares IX y la prueba estática de Ares I indicaron que la oscilación del empuje no era un problema crítico, según los ingenieros del programa. [34]
DIRECT sostuvo que el requisito de desarrollar SRB de 5 segmentos y el motor de etapa superior J-2X para Ares I con el fin de volar el primer Orion era directamente responsable de los retrasos en el cronograma y los costos de desarrollo comparativamente altos. También se requeriría una fabricación completamente nueva en la planta de ensamblaje de Michoud y las instalaciones de lanzamiento en el Centro Espacial Kennedy para Ares I. En contraste, DIRECT propuso reutilizar el cohete propulsor sólido de 4 segmentos y el motor principal del transbordador espacial existentes . DIRECT también propuso la reutilización de la fabricación existente para construir una variante modificada del tanque externo del transbordador espacial existente . Solo se requerirían modificaciones moderadas en el Centro Espacial Kennedy para permitir los lanzamientos. La propuesta de DIRECT para un solo vehículo de lanzamiento tenía como objetivo eliminar los riesgos del programa asociados con la posible cancelación del lanzador Ares V debido a restricciones presupuestarias. [ cita requerida ]
DIRECT afirmó que sus lanzadores Júpiter evitarían los retrasos del Ares I al no requerir el J-2X en el vehículo Júpiter-130 de primera generación, al no requerir el SRB de cinco segmentos y al proporcionar más de 60 t de rendimiento de elevación que mejoraría los problemas de peso en el diseño de Orion. [ cita requerida ]
DIRECT también afirmó que se ahorraría dinero al evitar un desarrollo paralelo del cohete Ares V , ya que la familia Jupiter representaría un programa de una sola familia de cohetes. El grupo sugirió que el dinero ahorrado en Ares V se reutilizara para acelerar el trabajo de desarrollo de otros elementos como el Orion , el Jupiter-130, las modificaciones de la instalación de lanzamiento y todos los sistemas asociados. Se esperaba una importante inyección de efectivo para permitir que los cronogramas de todos esos elementos se recortaran sustancialmente, lo que permitiría la capacidad operativa completa de un sistema Orion /Jupiter-130 para realizar rotaciones de tripulación de 6 personas y entregas de carga a la ISS en 2013. [ cita requerida ]
Los defensores afirmaron que la propuesta DIRECT permitiría a la NASA cumplir con el mandato de la Visión para la Exploración Espacial antes y de manera más segura que los planeados Ares I y Ares V, a un menor costo y con menos riesgo programático debido a un enfoque más simple que disminuye los nuevos esfuerzos de desarrollo. Los defensores dijeron que la propuesta DIRECT permitiría a la NASA proporcionar suficiente dinero para continuar financiando programas más allá del desarrollo y operación del vehículo de lanzamiento, incluida la extensión de su participación en la Estación Espacial Internacional , que estaba programada para finalizar en 2016 a partir de 2009. La propuesta DIRECT también sugirió que la NASA podría usar los ahorros de costos de la propuesta DIRECT para acelerar el cronograma del VSE para regresar a la Luna y potencialmente volar otras misiones como misiones de servicio al Telescopio Espacial Hubble. En contraste con estas afirmaciones, el gerente senior de la NASA para el programa STS, John Shannon, afirmó que pensaba que la propuesta DIRECT subestimaba los costos de la familia de cohetes de Júpiter. [35]
La propuesta DIRECT requería más pasos de ensamblaje orbital que el programa Constellation propuesto. En Constellation, después del encuentro en órbita baja terrestre de Ares I y Ares V, el vehículo de exploración tripulado Orion (aproximadamente 22 t [36] ) del Ares I se invertiría y se acoplaría con el módulo de aterrizaje lunar Altair (aproximadamente 44 t [37] ), que todavía estaría unido a la etapa de salida de la Tierra de Ares V. En el caso de DIRECT, la masa combinada de Orion y Altair superaría la capacidad de carga del Júpiter-130. Si se lanzara un Júpiter-130 con Orion y un Júpiter-246 con Altair, la etapa superior de Júpiter (JUS) con Altair no tendría suficiente combustible para impulsar a Altair/Orion más allá de la órbita terrestre. Por lo tanto, la línea base de DIRECT era lanzar dos Jupiter-246, uno con un JUS parcialmente cargado de combustible (75 t) que transportaba Orion/Altair y el otro con solo un JUS completamente cargado de combustible (175 t). [9] Después del encuentro orbital, Orion invertiría y se volvería a acoplar con Altair de manera muy similar a lo que sucedió en el Programa Apolo y el Programa Constelación. Sin embargo, con DIRECT, la tripulación de Orion tendría que separar Orion/Altair del primer JUS y acoplar Altair al segundo JUS. El segundo JUS tendría suficiente combustible restante para servir como Etapa de Partida de la Tierra. El primer JUS se descartaría en la órbita baja terrestre, mientras que el segundo se descartaría después de su combustión de partida de la Tierra. [ cita requerida ]
La relación masa/capacidad de combustible de la etapa superior de Júpiter (JUS) se ha considerado realista. Es deseable que la masa de la etapa superior sea mínima para que pueda propulsar las naves espaciales Orion y Altair fuera de la órbita terrestre, pero la JUS tendría que ser lo suficientemente grande como para llevar suficiente combustible para alcanzar la órbita baja terrestre y servir como etapa de salida de la Tierra. La JUS DIRECT v3.0 tenía una masa putativa de 11,3 t para una capacidad de combustible de 175,5 t. Si bien reivindicaba un diseño heredado de la serie Centaur de etapas superiores, DIRECT citó específicamente nuevos materiales, nuevas técnicas de soldadura y un mamparo común que separa los tanques de oxígeno líquido e hidrógeno líquido como suficientes para explicar la baja masa de la etapa. Bernard Kutter de United Launch Alliance describió el diseño aún más radical de la JUS DIRECT v2.0 como "...muy razonable. Incluso lo llamaría conservador". [38]
Según la NASA, la capacidad de carga útil del Ares V en órbita baja terrestre habría sido de 188.000 kg. Esto era más que el cohete Júpiter más grande propuesto (Jupiter-246 Heavy con 5 segmentos SRBS), que se afirmaba que elevaba unos 120.000 kg a la órbita baja terrestre. [39] Por lo tanto, para las posibles misiones a Marte se necesitarían más lanzamientos por misión utilizando Júpiter en lugar de Ares V y los módulos de misión tendrían que estar separados en más partes diferentes. Sin embargo, la Misión de Referencia de Diseño 5.0 de la NASA , completada en 2007, requería solo un vehículo de lanzamiento de 125 mt+ con una cubierta de 10 m+ de diámetro para una misión a Marte con 6 lanzamientos separados del Ares V. El cohete Júpiter cumpliría los requisitos de la Misión de Referencia de Diseño con solo un déficit muy estrecho en carga útil a la órbita baja terrestre, al tiempo que satisfacía los requisitos de volumen. [ cita requerida ]
Los cohetes Júpiter serían más cortos en altura que el Ares V, lo que permitiría carenados de carga útil muy largos y, por lo tanto, un volumen interno total mayor que el posible con el Ares V más alto, que rápidamente encontraría restricciones debido a las limitaciones de altura dentro del Edificio de Ensamblaje de Vehículos en el Centro Espacial Kennedy . [ cita requerida ]
Se proyectaron muchas configuraciones de Júpiter, y la propuesta de la versión 3.0 de DIRECT de mayo de 2009 recomendaba dos: Júpiter-130 y Júpiter-246, con capacidades de elevación declaradas superiores a 60 y 90 toneladas (t) (o 70 y 110 toneladas para las versiones de carga), respectivamente, hasta la órbita terrestre baja . [1]
DIRECT propuso que la primera configuración desarrollada fuera la Jupiter-130, con el objetivo de que entrara en funcionamiento en los cuatro años siguientes al inicio del programa de desarrollo. La Jupiter-130 habría consistido en la etapa de núcleo común de Jupiter con un SSME eliminado, sin etapa superior y un carenado de carga útil en la parte superior. "130" significa una etapa de núcleo criogénico , tres motores principales y ningún motor de etapa superior. Los lanzamientos iniciales rotarían las tripulaciones y llevarían carga a la Estación Espacial Internacional , una función que llevaban a cabo los cohetes Soyuz en ese momento. [ cita requerida ]
Los cálculos de DIRECT indicaron que el Júpiter-130 habría podido entregar entre más de 60 t y más de 70 t de carga o carga y tripulación a una variedad de órbitas terrestres bajas inclinadas, circulares y elípticas . [1] Cuando se resta la masa de la nave espacial Orión propuesta y la tripulación (18 - 22 t dependiendo de la misión [40] ), el resto se compara favorablemente con la capacidad de carga de aproximadamente 25 t del transbordador espacial y la falta de capacidad de Ares I además de la nave espacial Orión.
El Jupiter-246 habría utilizado cuatro motores principales del transbordador espacial (SSMEs) en la etapa central común con una etapa superior , informalmente llamada Jupiter Upper Stage (JUS). El Jupiter-246 utilizaría seis motores RL10B-2 en la etapa superior. "246" significa dos etapas criogénicas, cuatro motores principales y seis motores de la etapa superior. La función principal del Jupiter-246 sería lanzar carga más pesada, así como tripulación y carga para misiones lunares. [ cita requerida ]
El Jupiter-241 tendría cuatro SSMEs en la etapa central común con una segunda etapa, pero en lugar de 6 RL-10B-2, 1 J-2X, si la tecnología estuviera disponible. “241” significa dos etapas criogénicas, cuatro motores principales y un motor de segunda etapa. Su propósito sería el mismo que el del Jupiter-246.
Debido a que el Júpiter-246 habría utilizado cuatro SSMEs en tanques de propulsante originalmente dimensionados para tres motores, el propulsante de la etapa central se agotaría antes de alcanzar la órbita baja de la Tierra , y una etapa superior de gran capacidad entregaría carga útil en órbita. Lanzado con una carga parcial de propulsante de la etapa superior de 75 t, un Júpiter-246 podría entregar más de 84 t de tripulación y carga a una órbita circular de 241 km (130 millas náuticas), 29° inclinada. [41] Lanzado sin tripulación ni carga útil, las mismas 75 t de propulsante podrían entregar 100 t adicionales de propulsante a la misma órbita. [42] La capacidad total del JUS iba a ser de aproximadamente 175 t. Para las misiones lunares en las que el JUS servirá como etapa de despegue de la Tierra, se lanzaría una carga completa de 175 t de propulsor y se consumirían 75 t para alcanzar la órbita terrestre baja, dejando 100 t disponibles para la combustión de despegue de la Tierra.
En línea con el tema de DIRECT v3.0 de utilizar la mayor cantidad posible de hardware existente, DIRECT propone la veterana familia de motores RL10 para impulsar el JUS. Sin embargo, DIRECT anticipó un rendimiento similar para su etapa superior al del motor J-2X, previamente en desarrollo para las etapas superiores de Ares I y Ares V. [ cita requerida ]
Uno de los objetivos principales de la propuesta DIRECT es desarrollar un nuevo cohete de carga pesada en un plazo más corto. Cuando comenzó el proyecto DIRECT en 2006, se esperaba que el transbordador estuviera operativo durante aproximadamente cuatro años más. Se planeó que DIRECT utilizara el cohete propulsor sólido de cuatro segmentos (SRB) sin cambios respecto del transbordador y aprovechara el trabajo que ya se estaba realizando para el Proyecto Constelación en el motor principal RS-68 y el motor de la etapa superior J-2X. [ cita requerida ]
Sin embargo, en 2009, existía la preocupación de que el motor RS-68 refrigerado por ablación no pudiera sobrevivir al intenso calor de los SRB cercanos. Con esta preocupación y con el retiro inminente del transbordador, la propuesta DIRECT v3.0 exigía utilizar el motor principal del transbordador espacial (SSME) refrigerado por regeneración y reutilizable, más costoso, en una función desechable. Tres o cuatro SSMEs unidos a la parte inferior de la estructura del tanque central se descartarían en la atmósfera de la Tierra junto con el tanque. Para misiones más allá de la órbita terrestre inferior, la etapa superior de Júpiter utilizaría seis Pratt and Whitney RL10 B-2. [ cita requerida ]
Antes de poder lanzarse, el cohete Ares I propuesto por la NASA habría requerido tanto una nueva versión modificada de cinco segmentos del SRB del transbordador espacial como el motor de la etapa superior J-2X, una modificación del motor J-2 utilizado en el Saturno V. La familia Jupiter propuesta podría haberse lanzado con los motores actualmente disponibles, con la capacidad de actualizarse a un SRB más potente y un motor de etapa superior J-2X si estuvieran disponibles. [ cita requerida ]
DIRECT previó el desarrollo y funcionamiento continuo de la nave espacial tripulada Orion de la NASA, incluido su sistema de aborto de lanzamiento (LAS). En caso de emergencia, el LAS llevaría la cápsula de la tripulación a un lugar seguro, como lo haría en la Ares I de la NASA. Sin embargo, el equipo DIRECT afirmó que la mayor capacidad de elevación de la Jupiter-130 (64 toneladas, frente a las 25 toneladas de la Ares I) permitiría diseñar la Orion con una capacidad de seguridad para la tripulación mayor de lo previsto. [ cita requerida ]
Para los vuelos tripulados a la Estación Espacial Internacional (ISS), DIRECT afirmó que la capacidad de elevación adicional del Jupiter permitiría transportar una carga significativa en un módulo separado montado debajo de la nave espacial Orion. Una vez alcanzada la órbita, Orion se acoplaría a este módulo y lo transportaría a la ISS. En comparación, Ares I sería capaz de llevar solo la nave espacial Orion a la ISS. DIRECT afirmó que volar Orion y un módulo de carga útil separado en un Jupiter satisfaría las preocupaciones de seguridad planteadas sobre volar a la tripulación por separado de la carga después del desastre del transbordador espacial Columbia en 2003 , ya que la cápsula Orion aún podría separarse del vehículo de lanzamiento y cualquier carga en caso de un aborto del lanzamiento. [ cita requerida ]
El equipo de DIRECT citó una serie de características particulares que, según se afirma, hacen que el Jupiter-130 sea más seguro que el Ares I:
El diseño de Júpiter reutilizaría el método probado del transbordador espacial de unir los SRB al tanque a través de un miembro estructural interno. DIRECT afirma que esto evitaría la inducción de vibraciones potencialmente severas en el vehículo, resultantes de un efecto de "oscilación de empuje" endémico en los grandes cohetes sólidos. Este efecto se convirtió en una preocupación para el Ares I. [ 43]
Al igual que en el caso del transbordador espacial, los motores principales líquidos de un Júpiter-130 se encenderían en tierra y se someterían a una comprobación rápida antes de la ignición y el lanzamiento de los SRB. Los problemas en la secuencia de arranque podrían detectarse antes de iniciar el lanzamiento, y el único evento de preparación del vehículo sería la combustión y la separación de los SRB. En comparación, el lanzamiento del Ares I consiste en la ignición inmediata de su primera etapa única de SRB, luego requiere un evento de preparación y el encendido a gran altitud de su segunda etapa criogénica. Si bien la preparación es una práctica común en los vehículos de lanzamiento, presenta problemas de seguridad, riesgo y confiabilidad, particularmente en vuelos tripulados. (El Júpiter-246, más grande, con su etapa superior, normalmente incluiría este riesgo). [ cita requerida ]
El equipo DIRECT afirmó que los Jupiter-130 y -246, con sus múltiples motores principales, serían capaces de alcanzar la órbita incluso en caso de que se apagara el motor. [ cita requerida ]
En el concepto de Júpiter, la nave espacial tripulada Orión estaría sostenida por un gran carenado aerodinámico. Esta disposición colocaría a Orión al menos 10 m (33 pies) más lejos de las etapas llenas de combustible de lo que estaría en un Ares I. DIRECT afirmó que esto proporcionaría un valioso "espacio de amortiguación" adicional entre un vehículo en explosión y la tripulación. [ cita requerida ]
La capacidad de elevación prevista para el Júpiter-130 podría permitir montar un equipo de protección dentro del carenado de carga, debajo de la nave espacial Orión. DIRECT postuló el montaje de un escudo liviano hecho de carburo de boro y Kevlar entre la nave espacial y las etapas inferiores para ayudar a proteger a la tripulación de la metralla y otros desechos de una explosión del vehículo. [ cita requerida ]
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