La etapa central del Space Launch System , o simplemente etapa central , es la etapa principal del cohete Space Launch System (SLS) estadounidense, construido por The Boeing Company en la instalación de ensamblaje Michoud de la NASA . Con 65 m (212 pies) de altura y 8,4 m (27,6 pies) de diámetro, la etapa central contiene aproximadamente 987 t (2 177 000 lb) de sus propelentes criogénicos de hidrógeno líquido y oxígeno líquido . Impulsada por 4 motores RS-25 , la etapa genera aproximadamente 7,44 MN (1 670 000 lb f ) de empuje, aproximadamente el 25 % del empuje del Space Launch System en el despegue, durante aproximadamente 500 segundos, impulsando la etapa sola durante los últimos 375 segundos de vuelo. La etapa eleva el cohete a una altitud de aproximadamente 162 km (531 380 pies) antes de separarse, reingresando a la atmósfera sobre el océano Pacífico.
La etapa central se originó en 2011, cuando se definió la arquitectura del Sistema de Lanzamiento Espacial en su conjunto. A raíz del final del programa del Transbordador Espacial y la cancelación de su posible reemplazo, el programa Constelación , surgió el SLS, un vehículo de lanzamiento de carga superpesada destinado a los vuelos espaciales tripulados a la Luna . [3] La etapa central es la primera etapa de nuevo desarrollo del SLS; la ICPS (Etapa de Propulsión Criogénica Interina) y los propulsores de cinco segmentos son adaptaciones del hardware existente, que serán reemplazados por la Etapa Superior de Exploración y los propulsores BOLE respectivamente.
La producción de las etapas centrales comenzó en 2014, pero se vio afectada por numerosas dificultades en la producción y las pruebas que retrasaron la preparación de la primera etapa central durante varios años. La etapa central voló por primera vez el 16 de noviembre de 2022 en la misión Artemis 1 , en la que funcionó con éxito. A partir de 2024, se completó la segunda etapa central, [4] con las etapas centrales tercera y cuarta en producción y, si bien se ha comenzado el trabajo para la quinta y sexta, su producción está pendiente de la transferencia de las operaciones del SLS a Deep Space Transport , el futuro operador del vehículo.
La etapa central consta de cinco secciones principales: la sección del motor, el tanque de hidrógeno líquido (LH 2 ), el tanque intermedio, el tanque de oxígeno líquido (LO x ) y el faldón delantero. Estos elementos se pueden dividir a su vez en diez secciones de barril, cuatro domos y siete anillos, que juntos forman la estructura de la etapa del cohete. [5]
La etapa central está propulsada por 4 motores RS-25 alojados dentro de la sección del motor en la base de la etapa. Los motores están asociados con el sistema de propulsión principal, que apoya a los motores en su funcionamiento, permitiéndoles cardan , o desviarse, para controlar el cohete, suministrarles propulsores de hidrógeno líquido y oxígeno líquido, y mantener los tanques de propulsor presurizados. Para cumplir esta función, el sistema de propulsión principal está equipado con sistemas hidráulicos que mueven las campanas del motor para permitirles cardan, neumáticos para accionar las numerosas válvulas dentro del cohete, un sistema de presurización para alimentar propulsores gaseosos a sus tanques y grandes cantidades de conductos. El sistema neumático se mantiene presurizado por helio almacenado en cinco recipientes de presión envueltos en material compuesto dentro de la sección del motor, mientras que la energía hidráulica es proporcionada por una unidad de energía auxiliar llamada CAPU, que en las dos primeras etapas centrales es hardware reutilizado directamente del transbordador espacial. La CAPU es una turbina que gira con helio gaseoso presurizado durante el arranque del vehículo, y luego con gas hidrógeno, a diferencia de su uso en el transbordador espacial cuando era impulsada por el flujo de hidracina . El sistema hidráulico impulsado por la CAPU también incluye los actuadores de cardán que desvían los motores RS-25. Estos actuadores, como las CAPU, son piezas reutilizadas directamente del transbordador espacial en las primeras etapas de producción. El sistema de propulsión principal funciona para reducir el riesgo de incendio en la sección del motor: mientras está preparada para el trabajo y el mantenimiento, la sección del motor se purga con aire limpio; en la plataforma de lanzamiento, durante los preparativos del vuelo, el espacio se llena con gas nitrógeno suministrado por el equipo de apoyo en tierra para mitigar la acumulación de gases peligrosos como el hidrógeno o el oxígeno. Antes del vuelo, la etapa central también recibe todos sus suministros a través del MPS, con propulsores y helio presurizante fluyendo a través de conexiones de desconexión rápida del umbilical del mástil de servicio de cola, interactuando con el vehículo en una placa ubicada en la sección del motor. [6]
La sección del motor y el tanque intermedio de la etapa central cuentan con grandes estructuras de empuje, que transmiten fuerzas de empuje (la primera de los motores RS-25 de la etapa central, la segunda de los propulsores gemelos de un vehículo SLS) a través del vehículo. La estructura de empuje del motor también permite que los motores RS-25 de la etapa se puedan colgar mediante cardán. Cada motor está montado en un punto de fijación en la base de la estructura de empuje, mientras que su sistema hidráulico de vectorización del empuje está instalado en la parte superior de esa misma estructura. La estructura de empuje de la sección del motor está atornillada y unida dentro del barril cilíndrico de la sección del motor. [7] La viga de empuje del tanque intermedio, montada con el tanque intermedio mucho más arriba en el vehículo, es una viga única, que, en conjunción con la estructura atornillada engrosada y reforzada del propio tanque intermedio, permite que el empuje de los propulsores de combustible sólido se transmita a través de la etapa. [8]
Las estructuras más grandes de la etapa central son sus tanques de combustible, construidos para transportar aproximadamente 987 toneladas de combustibles criogénicos, hidrógeno líquido y oxígeno líquido. Las temperaturas criogénicas extremadamente bajas de estos fluidos (-182,8 °C (-297,0 °F) para el oxígeno líquido y -252,8 °C (-423 °F) para el hidrógeno líquido) provocan una contracción sustancial en los tanques de combustible. [9] El tanque de hidrógeno líquido se encoge unos 15 cm (6 pulgadas) de largo y 2,5 cm (1 pulgada) de diámetro después de llenarse, mientras que el tamaño del tanque de oxígeno líquido disminuye 3,8 cm (1,5 pulgadas) de largo y 1,3 cm (0,5 pulgadas) de ancho. Por lo tanto, todo el hardware conectado a los tanques de combustible debe montarse utilizando fuelles que les permitan ajustarse de manera flexible al tamaño cambiante de los tanques de combustible. [5]
El diseño de la etapa central tenía como objetivo aprovechar los conocimientos y la experiencia adquiridos en el programa del transbordador espacial, de forma similar al resto del sistema de lanzamiento espacial. Esto se refleja en aspectos como el diámetro de 8,4 m (27,6 pies) del cohete, idéntico al del tanque externo del transbordador espacial , mientras que las líneas de alimentación y los conductos están diseñados para aprovechar los diseños de válvulas y conectores existentes. [5] Sin embargo, la etapa central también es significativamente diferente del tanque externo. No hay ninguna estructura en el tanque externo comparable a la sección de propulsión principal de la etapa central, que es análoga a la sección de propulsión principal que ocupaba la cola del orbitador Shuttle . [10] La etapa central también está hecha de una aleación de aluminio diferente y más dura que la de la versión definitiva del tanque externo, que era más ligera pero más difícil de trabajar. [11] La construcción estructural de los tanques de propulsor de la etapa central también es diferente a la del tanque externo del transbordador, en parte debido a un uso más extensivo de soldadura por fricción y agitación , mientras que los largueros de la etapa central se fresan a partir de la pieza de trabajo en lugar de remacharse. [11]
La etapa central del SLS es fabricada principalmente por Boeing en la Instalación de Ensamblaje Michoud, propiedad de la NASA, en Nueva Orleans , anteriormente el sitio de fabricación del tanque externo del transbordador espacial y del S-IC del Saturno V. [13]
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En la fabricación primaria de la etapa central se utilizan varias herramientas, entre ellas la herramienta de soldadura de cúpula circunferencial (CDWT) y la herramienta de soldadura Gore (GWD), ambas utilizadas junto con la herramienta de soldadura robótica mejorada (ERWT), el centro de soldadura vertical (VWC), la herramienta de anillo segmentado (SRT) y el centro de ensamblaje vertical (VAC). [14] Estas herramientas están diseñadas generalmente para permitir la soldadura por fricción y agitación , tanto autorreactiva como convencional, circunferencial y lineal, de la aleación de aluminio y cobre 2219 de gran parte de la etapa central. [14] [11] Otras herramientas incluyen la plantilla de ensamblaje de piso (FAJ) [15] y la herramienta de ensamblaje final entre tanques (IFAT). [16]
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Los dos tanques de combustible de la etapa central (las estructuras "húmedas") están formados por una serie de barriles, dos anillos y dos domos. Un barril consta de ocho "paneles" unidos linealmente y verticales, soldados en el VWC. Cada domo está fabricado con 12 paneles de refuerzo, unidos primero en un domo de refuerzo en el GWT, un anillo en Y y una tapa de extremo, unidos mediante soldaduras circunferenciales convencionales por fricción y agitación. [17] Estos elementos se ensamblan en domos completos en el CDWT. [17] Los anillos segmentados, utilizados para conectar domos y barriles y para proporcionar rigidez, se producen utilizando el SRT. Estos elementos se sueldan luego entre sí circunferencialmente en el VAC, comenzando con un domo delantero, luego barriles, uno por uno (5 para un tanque LH 2 , 2 para un tanque LO x [1] ), luego el domo trasero. [17] Con los anillos de refuerzo instalados, estos elementos forman un Tanque de combustible. Después del ensamblaje inicial, los tanques se someten a pruebas y reparaciones. Se utiliza radiografía con rayos X para inspeccionar las soldaduras en busca de calidad. Cualquier defecto en las soldaduras se corrige utilizando técnicas automatizadas y manuales. [17] Se requirió un desarrollo tecnológico sustancial para permitir la soldadura por fricción y agitación autorreactiva de los tanques de combustible de la etapa central, ya que el metal que formaba sus paredes era más grueso que cualquiera de los que se habían unido anteriormente utilizando esta técnica. [18]
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El tanque intermedio de la etapa central se fabrica de forma bastante diferente a los demás elementos. Se trata de una estructura "seca", que no solo debe soportar las cargas de la propia etapa central, sino también el empuje de los dos cohetes propulsores de combustible sólido del SLS, que transmiten estas cargas. Además, al ser una estructura seca, no está presurizada como los tanques de combustible. Por ello, cuenta con nervaduras de refuerzo externas y una estructura más gruesa [19] , lo que impide el uso de soldadura para el montaje; por lo tanto, el tanque intermedio se atornilla a partir de ocho paneles utilizando más de 7500 sujetadores [20] . Cuando los paneles del tanque intermedio se atornillan, se pintan previamente con una imprimación protectora [21] .
Un faldón delantero adapta la etapa central al adaptador de la etapa del vehículo de lanzamiento en el bloque 1 del SLS y a la etapa intermedia de exploración de la etapa superior en el bloque 2 del SLS. Considerada la menos complicada y compleja de las estructuras "secas", su montaje es más sencillo y lleva menos tiempo que cualquiera de los otros elementos principales de la etapa central. [17] Los paneles de anillo que forman su estructura, junto con las bridas del anillo adaptador, se cubren con una imprimación anticorrosión antes del montaje estructural. [21]
La Sección del Motor es el elemento más complejo de la etapa central, así como del Sistema de Lanzamiento Espacial en su conjunto. La obtención de sus piezas y el montaje son los elementos de mayor duración en la fabricación de una etapa central, [17] y a partir del CS-3, las secciones del motor se integran en la Instalación de Procesamiento de la Estación Espacial (SSPF) en el Centro Espacial Kennedy . [15] El montaje estructural de todas las secciones del motor se lleva a cabo en la Instalación de Ensamblaje Michoud. Los elementos estructurales consisten en un cañón soldado (compuesto por 8 paneles), un anillo de acoplamiento, utilizado para adaptar la sección del motor al tanque LH 2 , y una estructura de empuje, cuya estructura está atornillada. Estas estructuras se alinean luego en la FAJ, junto con ciertos elementos como soportes para equipos, y se atornillan entre sí con aproximadamente 2000 sujetadores. [15] [22] Una vez que se completa el ensamblaje estructural primario de la sección del motor, entra en la fase "limpia" de fabricación, durante la cual se mantiene en un entorno controlado. [15] Para las secciones del motor integradas en la planta de ensamblaje de Michoud, se instalaron pequeños recintos con esclusas de aire alrededor del artículo, que se desmontaban y reconstruían según fuera necesario. En cambio, para el ensamblaje en la SSPF, la etapa se mantiene en un edificio controlado con esclusa de aire. Aquí se lleva a cabo la instalación del hardware. Se unen las tuberías para los sistemas hidráulicos y neumáticos, así como los conductos para los propulsores criogénicos del cohete. Se añade el cableado eléctrico y se instala en los arneses, y se instala el hardware y la instrumentación de aviónica. Una vez que se completan estas instalaciones de línea, se elevan desde arriba los subconjuntos más grandes, como las plataformas de control del vector de empuje y los tanques de helio, hasta la sección del motor y se instalan. [15] Además, se instala una cola de barco, la base de la sección del motor. [23]
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Una vez que los tanques de propulsor están estructuralmente completos, se someten a un proceso de acabado que protege la estructura de la corrosión y las cargas térmicas. Cada tanque se cubre con una imprimación de óxido de zinc anticorrosión, rociada con máquinas automatizadas. [22] Luego, los tanques reciben su sistema de protección térmica de espuma en aerosol , que le da a la etapa su apariencia naranja distintiva. [24] Este aislamiento en sí está compuesto de isocianatos y una mezcla de polioles , separados antes de la aplicación y mezclados en un cabezal rociador que les permite liberarse en forma de espuma. [24] Los tanques se giran a una orientación horizontal, donde las superficies principales se rocían robóticamente con material aislante. Mientras reciben la aplicación del sistema de protección térmica, los tanques se giran a aproximadamente 2 rotaciones por minuto para recibir una cobertura uniforme. [21] Todas las etapas centrales tuvieron sus secciones de barril rociadas robóticamente; comenzando con la segunda etapa central, las cúpulas de los tanques también se rocian robóticamente. [22] La pulverización automatizada requiere condiciones de temperatura y humedad específicamente controladas, mientras que la pulverización manual es más flexible en sus requisitos ambientales. [21] Después de estas pulverizaciones masivas sobre la superficie, se elimina el aislamiento de los tanques en ciertas áreas críticas, como los puntos de fijación de la placa base del túnel del sistema, los puntos de montaje de la instrumentación de vuelo y los soportes para las líneas de propulsor. [22] El resultado final es una capa de aislamiento de espuma de 3,0 cm (1,2 pulgadas) de espesor en el tanque LH 2 , con ciertas áreas cubiertas por hasta 5,1 cm (2,0 pulgadas) de aislamiento. [24]
También se aplica un aislamiento por pulverización a dos de los elementos secos, el tanque intermedio y el faldón delantero. Este proceso se lleva a cabo antes de que se les instalen los herrajes internos. [21] El faldón delantero recibe su aplicación de TPS al colocarse sobre una plataforma giratoria y rotarse alrededor de un cabezal rociador robótico fijo que aplica la espuma. Por el contrario, el tanque intermedio debe someterse a una gran cantidad de pulverización manual antes de recibir una pulverización de superficie automatizada. Su estructura de refuerzo externo crea bolsas, que los trabajadores rellenan individualmente con herramientas de pulverización portátiles. [21]
La sección del motor recibe una aplicación de sistema de protección térmica diferente al resto de la etapa. Con cargas térmicas previstas más altas que las otras estructuras, está cubierta con láminas de corcho P50, una sustancia compuesta de corcho molido y aglutinantes fenólicos. Estas láminas se adhieren a la sección del motor con pegamento adhesivo y luego se pintan con pintura Hypalon blanca que forma una barrera contra la humedad. [21] [25] Para la secuencia de prueba Green Run, la sección del motor Artemis 1 recibió un tratamiento de protección térmica único que incluía una capa de cinta de aluminio reflectante, diseñada para reducir el impacto térmico de un encendido de prueba de ocho minutos de duración. [25]
Después de que cada estructura ha recibido su aplicación TPS, las estructuras principales comienzan a ensamblarse. La primera etapa de esta integración se conoce como la unión delantera, en la que el faldón delantero, el tanque LO x y el tanque intermedio se atornillan entre sí mediante sus bridas adaptadoras en la celda D en el edificio 110 de MAF. Este proceso se lleva a cabo con todas las estructuras orientadas verticalmente. [26] Estos elementos no se unen inmediatamente al tanque de hidrógeno líquido, sino que se someten a un trabajo de equipamiento sustancial antes de rotarlos nuevamente a una configuración horizontal. [26] Después de la preparación posterior tanto del tanque LH 2 como de la unión delantera, estas dos estructuras se integran entre sí, convirtiéndose en una estructura conocida como los "cuatro quintos". [27] El trabajo en esta etapa incluye cierres TPS en las secciones de brida, que le dan a la etapa la apariencia de tener rayas. [21] [28] En este punto, el trabajo continúa para preparar los cuatro quintos para su fijación a la sección del motor. Las tareas incluyen la instalación del túnel de sistemas, un tendido de cables visible en el exterior del escenario, las líneas de alimentación LOx , el colector LH 2 y la finalización del trabajo dentro del tanque intermedio, donde se aloja el equipo de aviónica. [23]
Los procedimientos para la unión final de la mayor parte de la producción de una etapa central son diferentes para los dos primeros elementos de producción en comparación con los siguientes. Para las etapas centrales 1 y 2, las cuatro quintas partes se acoplaron horizontalmente en la Instalación de Ensamblaje de Michoud. Por el contrario, en las etapas posteriores, las cuatro quintas partes se transportarán al Centro Espacial Kennedy en Florida, donde se unirán a la sección del motor, y ambos elementos se trasladarán a la Bahía Alta 2 del Edificio de Ensamblaje de Vehículos. Boeing planea tener cada parte del vehículo lo más completa posible antes de integrarlas, lo que permitirá que las etapas centrales se terminen con un trabajo mínimo en la Bahía Alta. Una vez completadas, las etapas se almacenarán en las antiguas celdas de almacenamiento y verificación del Tanque Externo del Transbordador Espacial, a la espera de apilarlas con el resto de un vehículo SLS. [15]
La etapa central, al igual que el resto del Sistema de Lanzamiento Espacial, tiene sus raíces en la Ley de Autorización de la NASA de 2010 , que decretó que la NASA construyera un vehículo de lanzamiento de carga pesada capaz de elevar 70 toneladas de carga a la órbita baja de la Tierra para 2017. En respuesta a este requisito, el Centro Marshall de Vuelos Espaciales (MSFC) comenzó una serie de estudios destinados a proporcionar una base sobre la cual la sede de la NASA decidiría sobre una arquitectura de vehículo de lanzamiento adecuada. Estos estudios incluyeron una competencia abierta entre tres equipos: uno que investigaba diseños derivados del Transbordador Espacial, otro que investigaba grandes cohetes propulsores alimentados con hidrocarburos y otro que estudiaba vehículos modulares sobre la base de los Vehículos de Lanzamiento Desechables Evolucionados . [29] [30] En última instancia, el resultado favorito de estos estudios fue una arquitectura derivada del Transbordador que se asemejaba al Sistema de Lanzamiento Espacial moderno. Sin embargo, este concepto incluía una etapa central derivada del Tanque Externo del Transbordador Espacial e idéntica en longitud a este. También poseía solo tres motores RS-25, en lugar de cuatro. [30] Sin embargo, esta propuesta fue rechazada por el administrador de la NASA Charles Bolden , quien solicitó que se pudiera desarrollar un diseño capaz de elevar 130 toneladas métricas a la órbita. [31] En agosto de 2011, la producción del tanque externo en MAF, contratada por Lockheed Martin , había terminado, con trabajadores despedidos y herramientas desmanteladas. [32] Simultáneamente, Boeing comenzó proyectos no solicitados, basados en herramientas que había adquirido para el entonces extinto cohete Ares I. Boeing había sido seleccionado para fabricar la etapa superior del Ares I, y la Ley de Autorización de la NASA de 2010 instruyó a la NASA a continuar con los contratos firmados para Ares I en la medida de lo posible. En septiembre de 2011, se presentó un concepto de diseño definitivo para la etapa central del SLS. Debía tener 8,4 metros de diámetro, más largo que el tanque externo del transbordador espacial, y estar propulsado por cuatro motores RS-25, una configuración muy similar a la etapa central tal como se construyó. [33]
La Ley de Autorización de la NASA de 2010 ordenó a la NASA, cuando fuera posible, reutilizar las piezas y los contratistas del programa del Transbordador Espacial y Constellation. Para cumplir con esto, la fabricación de las dos primeras etapas centrales del SLS se adjudicó inicialmente en 2012 en virtud de una modificación (número 96) del contrato existente de las Etapas del Ares a The Boeing Company. El contrato base había hecho que Boeing fuera responsable de la entrega de la etapa superior del Ares I ; la modificación cambió el requisito por completo para abarcar los requisitos de dos etapas centrales. Esta modificación fue una acción indefinida que no especificó el alcance del trabajo que Boeing debía completar. [34]
En diciembre de 2012, la etapa central del SLS pasó su Revisión de Diseño Preliminar , una revisión de hitos. [35] Durante varios años, continuó la maduración del diseño del Sistema de Lanzamiento Espacial en su conjunto y de la etapa central. En 2013, se tomó la decisión de revertir la estructura de la etapa central de la aleación de aluminio y litio 2195 utilizada en el Tanque Superligero, la versión definitiva del tanque externo del Transbordador Espacial y la etapa superior del Ares 1, a una aleación 2219 más dura . [11] El uso extensivo de la aleación ligera 2195 en el Tanque Superligero se había reducido durante la producción del tanque debido a dificultades con la fragilidad y un mayor costo de mantenimiento. Un estudio comercial de la NASA concluyó que cambiar a la aleación 2219 reduciría la capacidad de carga útil del cohete en 3 t (6600 lb) pero reduciría su costo en $ 30 millones por vuelo. [36] Durante 2013, la planta de ensamblaje de Michoud comenzó a prepararse para la producción de las etapas centrales y recibió gran parte de las herramientas para su fabricación. [37]
En junio de 2014, la etapa central pasó su revisión crítica de diseño , el hito de diseño final antes del comienzo de la producción. Para entonces, el hardware ya estaba en producción para el primer artículo de vuelo. [38] En el mismo mes, la NASA negoció un contrato finalizado para las etapas del SLS con Boeing, como Modificación 127 al contrato de Etapas existente. Este ajuste del contrato representó la producción y entrega, en su totalidad, de las dos primeras etapas centrales. [34]
En la primavera y el verano de 2015, el Sistema de Lanzamiento Espacial en su conjunto pasó por su revisión crítica de diseño. Durante este período, la etapa central comenzó a representarse sin pintar, en el color naranja natural de su sistema de protección térmica. Antes de la revisión crítica de diseño, la etapa se había mostrado pintada de blanco y negro en un esquema que recordaba al Saturno V. [ 39]
Desde 2014, Boeing había comenzado a experimentar una serie de problemas en el establecimiento de la producción del SLS que causaron retrasos significativos en el cronograma. Una serie de tubos de combustible que habían sido contaminados antes de la entrega por el proveedor dieron como resultado la decisión de volver a inspeccionar todos los tubos de la sección del motor, lo que causó un retraso de varios meses. El Centro de Ensamblaje Vertical, una herramienta crítica en la fabricación de los tanques de propulsor de la etapa central, inicialmente se instaló incorrectamente, de modo que la herramienta no pudo levantar correctamente los componentes de la etapa a su posición. [40] Cuando se descubrió el defecto en septiembre de 2014, se hizo necesario reconstruir completamente el VAC. [34] Más tarde, los problemas de soldadura encontrados a lo largo de 2016 causarían más problemas. Durante la fabricación de los Artículos de Confianza en la Soldadura, que probaron las tecnologías de unión utilizadas en la fabricación de la etapa central, se encontraron dos problemas: se estaban formando pequeños huecos en el material unido y se estaban formando pequeñas grietas en el "pasador" de soldadura, el elemento de una herramienta de soldadura por fricción-agitación cuya rotación, análoga a una broca, proporciona energía con la que unir dos superficies. Este último problema provocó que los pasadores se rompieran con frecuencia, lo que requería extracción, al haberse alojado dentro del sustrato de aluminio. Los equipos de Boeing decidieron modificar el diseño de los pasadores para reducir la frecuencia de rotura de los mismos. Sin embargo, cuando se soldaron elementos utilizando los nuevos pasadores rediseñados, tendieron a presentar aleatoriamente secciones de baja resistencia, lo que apareció en aproximadamente uno de cada quince (6,7 %) de los paneles de prueba investigados después de que se descubrió la deficiencia. Este problema finalmente se resolvió volviendo al diseño original de los pasadores. [34] [41] En febrero de 2017, se produjeron más retrasos debido a un tornado en la planta de ensamblaje de Michoud, que dañó los edificios y retrasó la producción de la primera etapa del núcleo. [34] [42]
A raíz de estos problemas, a principios de 2020, la primera etapa central estaba completa y lista para trasladarse al Centro Espacial Stennis para la campaña de pruebas Green Run. [43] Sin embargo, la etapa no debía evitar más problemas. Los cierres de los lugares de trabajo en respuesta a la rápida propagación de la pandemia de COVID-19 provocaron meses más de retrasos, [44] antes de que la prueba culminante de la etapa, el fuego caliente, terminara prematuramente debido a que varios parámetros de prueba excedían sus límites designados, que se describieron como demasiado conservadores. [45] Posteriormente se tomó la decisión de repetir la prueba. [46] La campaña Green Run terminó en mayo de 2021, después de una exitosa prueba de fuego caliente, y la primera etapa central se envió al Centro Espacial Kennedy y se trasladó al Edificio de Ensamblaje de Vehículos, donde se sometió a más trabajos antes de su integración como núcleo del primer SLS. [47]
Tras un período de trabajos de reparación en el sistema de protección térmica de la etapa central para abordar los daños sufridos durante la campaña Green Run, el CS-1 fue rotado y apilado como elemento central del Sistema de Lanzamiento Espacial Artemis 1. [48] [49] Posteriormente, participó en la campaña de pruebas de ese vehículo, encontrando problemas relacionados con la conexión umbilical del mástil de servicio de cola de la etapa central, pero completando con éxito la secuencia. [50] La primera etapa central realizó una misión exitosa el 16 de noviembre de 2022 antes de romperse sobre el Océano Pacífico. [51]
A partir de octubre de 2023, [actualizar]la segunda etapa central, destinada a su primer lanzamiento tripulado en Artemis 2 , se está integrando actualmente en el edificio 103 de la instalación de ensamblaje de Michoud, con sus motores completamente instalados. [52]
En diciembre de 2022, Boeing tomó la decisión de dispersar parte del trabajo de producción de la etapa central en varios sitios, agregando la Instalación de Procesamiento de la Estación Espacial y el Edificio de Ensamblaje de Vehículos High Bay 2 al flujo de producción de CS. La compañía declaró que el cambio se realizó para aumentar la capacidad de producción de etapas centrales, reducir el costo por unidad y permitir el almacenamiento de etapas que no se necesitan de inmediato. Se hicieron proyecciones de reducciones de costos de hasta $ 50 millones por etapa como resultado del nuevo flujo, y Boeing declaró que el mayor uso podría permitirle producir dos etapas centrales por año. [15]
La adquisición de la etapa central se ha ampliado para permitir la producción de más de las dos etapas pedidas originalmente, y se espera que una futura adjudicación de contrato transfiera las operaciones del Sistema de Lanzamiento Espacial y con ello la responsabilidad de la adquisición de la etapa central fuera de la NASA. En octubre de 2019, la NASA financió y autorizó el inicio del trabajo de producción de la tercera etapa central, con una opción de finalización completa del contrato en diciembre de 2022 que permite que el trabajo continúe a gran escala hacia la producción de la cuarta etapa central y aclara la financiación tanto para la tercera como para la cuarta. [53] En julio de ese año, la NASA también anunció su intención de trasladar las operaciones del Sistema de Lanzamiento Espacial a Deep Space Transport LLC , una empresa conjunta del fabricante de la etapa central Boeing y el proveedor de impulsores Northrop Grumman en virtud del Contrato de Exploración, Producción y Operaciones. Deep Space Transport sería responsable de operar el SLS para la NASA, y también se le permitiría comercializar el cohete a otros clientes. El contrato no estaba abierto a la competencia, ya que los postores alternativos habrían tenido que establecer nuevas líneas de producción para las etapas del cohete, incluida la etapa central, para la cual se estimó que una línea de producción alternativa requeriría hasta 10 años para instalarse. [54]
† E2062 y E2063 son motores nuevos ensamblados a partir de piezas sobrantes del Programa del Transbordador Espacial, algunas de las cuales ya han volado. [70]
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