El transbordador espacial es un sistema de nave espacial de órbita baja terrestre parcialmente reutilizable y retirado que operó de 1981 a 2011 la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) de los Estados Unidos como parte del programa del transbordador espacial . Su nombre oficial del programa fue Sistema de Transporte Espacial (STS), tomado del plan de 1969 liderado por el vicepresidente estadounidense Spiro Agnew para un sistema de naves espaciales reutilizables donde era el único elemento financiado para su desarrollo. [7] : 163–166 [8] [9]
El primero ( STS-1 ) de cuatro vuelos de prueba orbitales ocurrió en 1981, dando lugar a vuelos operacionales ( STS-5 ) que comenzaron en 1982. Se construyeron cinco vehículos orbitales completos del Transbordador Espacial y volaron en un total de 135 misiones desde 1981 hasta 2011. Se lanzaron desde el Centro Espacial Kennedy (KSC) en Florida . Las misiones operacionales lanzaron numerosos satélites , sondas interplanetarias y el Telescopio Espacial Hubble (HST), realizaron experimentos científicos en órbita, participaron en el programa Shuttle- Mir con Rusia y participaron en la construcción y el mantenimiento de la Estación Espacial Internacional (ISS). El tiempo total de misión de la flota del Transbordador Espacial fue de 1.323 días. [10]
Los componentes del transbordador espacial incluyen el vehículo orbital (OV) con tres motores principales Rocketdyne RS-25 agrupados , un par de cohetes propulsores sólidos recuperables (SRB) y el tanque externo desechable (ET) que contiene hidrógeno líquido y oxígeno líquido . El transbordador espacial se lanzó verticalmente , como un cohete convencional, con los dos SRB operando en paralelo con los tres motores principales del orbitador , que se alimentaban del ET. Los SRB se desecharon antes de que el vehículo alcanzara la órbita, mientras que los motores principales continuaron funcionando, y el ET se desechó después del corte del motor principal y justo antes de la inserción en órbita , que utilizó los dos motores del sistema de maniobra orbital (OMS) del orbitador . Al concluir la misión, el orbitador encendió su OMS para salir de la órbita y reingresar a la atmósfera . El orbitador estaba protegido durante el reingreso por las placas de su sistema de protección térmica y planeaba como un avión espacial hasta una pista de aterrizaje, generalmente hasta la Instalación de Aterrizaje del Transbordador en KSC, Florida, o hasta el Lago Seco Rogers en la Base Aérea Edwards , California. Si el aterrizaje se producía en Edwards, el orbitador volaba de regreso al KSC a bordo del Shuttle Carrier Aircraft (SCA), un Boeing 747 especialmente modificado y diseñado para transportar el transbordador por encima de él.
El primer orbitador, Enterprise , fue construido en 1976 y utilizado en pruebas de aproximación y aterrizaje (ALT), pero no tenía capacidad orbital. Inicialmente se construyeron cuatro orbitadores completamente operativos: Columbia , Challenger , Discovery y Atlantis . De estos, dos se perdieron en accidentes de misión: Challenger en 1986 y Columbia en 2003 , con un total de 14 astronautas muertos. Un quinto orbitador operativo (y sexto en total), Endeavour , fue construido en 1991 para reemplazar a Challenger . Los tres vehículos operativos sobrevivientes fueron retirados del servicio después del vuelo final de Atlantis el 21 de julio de 2011. Estados Unidos dependió de la nave espacial rusa Soyuz para transportar astronautas a la ISS desde el último vuelo del transbordador hasta el lanzamiento de la misión Crew Dragon Demo-2 en mayo de 2020. [11]
A finales de la década de 1930, el gobierno alemán lanzó el proyecto " Amerikabomber ", y la idea de Eugen Sanger , junto con la matemática Irene Bredt , fue un cohete alado llamado Silbervogel (en alemán, "pájaro plateado"). [12] Durante la década de 1950, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos propuso utilizar un planeador tripulado reutilizable para realizar operaciones militares como reconocimiento, ataque satelital y empleo de armas aire-tierra. A finales de la década de 1950, la Fuerza Aérea comenzó a desarrollar el parcialmente reutilizable X-20 Dyna-Soar . La Fuerza Aérea colaboró con la NASA en el Dyna-Soar y comenzó a entrenar a seis pilotos en junio de 1961. Los crecientes costos de desarrollo y la priorización del Proyecto Gemini llevaron a la cancelación del programa Dyna-Soar en diciembre de 1963. Además del Dyna-Soar, la Fuerza Aérea había realizado un estudio en 1957 para probar la viabilidad de los propulsores reutilizables. Esto se convirtió en la base del avión aeroespacial , una nave espacial totalmente reutilizable que nunca se desarrolló más allá de la fase de diseño inicial en 1962-1963. [7] : 162–163
A principios de la década de 1950, la NASA y la Fuerza Aérea colaboraron en el desarrollo de cuerpos sustentadores para probar aeronaves que generaban sustentación principalmente desde sus fuselajes en lugar de alas, y probaron el NASA M2-F1 , Northrop M2-F2 , Northrop M2-F3 , Northrop HL-10 , Martin Marietta X-24A y Martin Marietta X-24B . El programa probó características aerodinámicas que luego se incorporarían en el diseño del transbordador espacial, incluido el aterrizaje sin motor desde una gran altitud y velocidad. [13] : 142 [14] : 16–18
El 24 de septiembre de 1966, cuando el programa espacial Apolo se acercaba a su finalización de diseño, la NASA y la Fuerza Aérea publicaron un estudio conjunto que concluía que se necesitaba un nuevo vehículo para satisfacer sus respectivas demandas futuras y que un sistema parcialmente reutilizable sería la solución más rentable. [7] : 164 El jefe de la Oficina de Vuelos Espaciales Tripulados de la NASA, George Mueller , anunció el plan para un transbordador reutilizable el 10 de agosto de 1968. La NASA emitió una solicitud de propuesta (RFP) para diseños del Vehículo Integral de Lanzamiento y Reingreso (ILRV) el 30 de octubre de 1968. [15] En lugar de otorgar un contrato basado en propuestas iniciales, la NASA anunció un enfoque por fases para la contratación y desarrollo del transbordador espacial; la Fase A era una solicitud de estudios completados por empresas aeroespaciales competidoras, la Fase B era una competencia entre dos contratistas para un contrato específico, la Fase C implicaba el diseño de los detalles de los componentes de la nave espacial y la Fase D era la producción de la nave espacial. [16] [14] : 19–22
En diciembre de 1968, la NASA creó el Space Shuttle Task Group para determinar el diseño óptimo de una nave espacial reutilizable, y emitió contratos de estudio a General Dynamics , Lockheed , McDonnell Douglas y North American Rockwell . En julio de 1969, el Space Shuttle Task Group emitió un informe que determinó que el transbordador soportaría misiones tripuladas de corta duración y una estación espacial, así como las capacidades para lanzar, dar servicio y recuperar satélites. El informe también creó tres clases de un futuro transbordador reutilizable: la Clase I tendría un orbitador reutilizable montado en propulsores desechables, la Clase II utilizaría múltiples motores de cohetes desechables y un solo tanque de propulsor (etapa y media), y la Clase III tendría un orbitador reutilizable y un propulsor reutilizable. En septiembre de 1969, el Grupo de Tareas Espaciales, bajo el liderazgo del vicepresidente estadounidense Spiro Agnew , emitió un informe en el que solicitaba el desarrollo de un transbordador espacial para llevar personas y carga a la órbita terrestre baja (LEO), así como un remolcador espacial para transferencias entre órbitas y la Luna, y una etapa superior nuclear reutilizable para viajes al espacio profundo. [7] : 163–166 [8]
Después de la publicación del informe del Grupo de Trabajo del Transbordador Espacial, muchos ingenieros aeroespaciales favorecieron el diseño de Clase III, completamente reutilizable debido a los ahorros percibidos en costos de hardware. Max Faget , un ingeniero de la NASA que había trabajado para diseñar la cápsula Mercury , patentó un diseño para un sistema completamente recuperable de dos etapas con un orbitador de ala recta montado en un propulsor de ala recta más grande. [17] [18] El Laboratorio de Dinámica de Vuelo de la Fuerza Aérea argumentó que un diseño de ala recta no podría soportar las altas tensiones térmicas y aerodinámicas durante el reingreso, y no proporcionaría la capacidad de alcance cruzado requerida. Además, la Fuerza Aérea requería una capacidad de carga útil mayor que la que permitía el diseño de Faget. En enero de 1971, la NASA y el liderazgo de la Fuerza Aérea decidieron que un orbitador de ala delta reutilizable montado en un tanque de propulsor desechable sería el diseño óptimo para el Transbordador Espacial. [7] : 166
Después de que se estableció la necesidad de una nave espacial reutilizable y de carga pesada, la NASA y la Fuerza Aérea determinaron los requisitos de diseño de sus respectivos servicios. La Fuerza Aérea esperaba utilizar el transbordador espacial para lanzar satélites grandes y requirió que fuera capaz de elevar 29.000 kg (65.000 lb) a una órbita baja terrestre (LEO) hacia el este o 18.000 kg (40.000 lb) a una órbita polar . Los diseños de los satélites también requerían que el transbordador espacial tuviera una bahía de carga útil de 4,6 por 18 m (15 por 60 pies). La NASA evaluó los motores F-1 y J-2 de los cohetes Saturno y determinó que eran insuficientes para los requisitos del transbordador espacial; en julio de 1971, emitió un contrato a Rocketdyne para comenzar el desarrollo del motor RS-25 . [7] : 165–170
La NASA revisó 29 diseños potenciales para el transbordador espacial y determinó que se debía utilizar un diseño con dos propulsores laterales, y que los propulsores debían ser reutilizables para reducir los costos. [7] : 167 La NASA y la Fuerza Aérea eligieron utilizar propulsores de combustible sólido debido a los menores costos y la facilidad de reacondicionarlos para su reutilización después de que aterrizaran en el océano. En enero de 1972, el presidente Richard Nixon aprobó el transbordador y la NASA decidió su diseño final en marzo. El desarrollo del motor principal del transbordador espacial (SSME) siguió siendo responsabilidad de Rocketdyne, y el contrato se emitió en julio de 1971, y las especificaciones actualizadas del SSME se enviaron a Rocketdyne en abril de ese año. [19] Ese agosto, la NASA adjudicó el contrato para construir el orbitador a North American Rockwell. En agosto de 1973, el contrato del tanque externo a Martin Marietta , y en noviembre el contrato del propulsor de cohete sólido a Morton Thiokol . [7] : 170–173
El 4 de junio de 1974, Rockwell comenzó la construcción del primer orbitador, OV-101, llamado Constitution, que luego sería rebautizado como Enterprise . El Enterprise fue diseñado como un vehículo de prueba y no incluía motores ni protección térmica. La construcción se completó el 17 de septiembre de 1976 y el Enterprise se trasladó a la Base de la Fuerza Aérea Edwards para comenzar las pruebas. [7] : 173 [20] Rockwell construyó el artículo de prueba de propulsión principal (MPTA)-098 , que era una armadura estructural montada en el ET con tres motores RS-25 adjuntos. Se probó en el Laboratorio Nacional de Tecnología Espacial (NSTL) para garantizar que los motores pudieran funcionar de manera segura durante el perfil de lanzamiento. [21] : II-163 Rockwell realizó pruebas de estrés mecánico y térmico en el artículo de prueba estructural (STA)-099 para determinar los efectos de las tensiones aerodinámicas y térmicas durante el lanzamiento y el reingreso. [21] : I-415
El inicio del desarrollo del motor principal del transbordador espacial RS-25 se retrasó nueve meses mientras Pratt & Whitney impugnaba el contrato que se había otorgado a Rocketdyne. El primer motor se completó en marzo de 1975, después de problemas con el desarrollo del primer motor reutilizable y con regulación de velocidad. Durante las pruebas del motor, el RS-25 experimentó múltiples fallas en las toberas, así como roturas de álabes de la turbina. A pesar de los problemas durante las pruebas, la NASA ordenó los nueve motores RS-25 necesarios para sus tres orbitadores en construcción en mayo de 1978. [7] : 174–175
La NASA experimentó retrasos significativos en el desarrollo del sistema de protección térmica del transbordador espacial . Las naves espaciales anteriores de la NASA habían utilizado escudos térmicos ablativos , pero estos no podían reutilizarse. La NASA optó por utilizar baldosas de cerámica para la protección térmica, ya que el transbordador podría entonces construirse de aluminio liviano y las baldosas podrían reemplazarse individualmente según fuera necesario. La construcción del Columbia comenzó el 27 de marzo de 1975 y fue entregado al KSC el 25 de marzo de 1979. [7] : 175–177 En el momento de su llegada al KSC, Columbia todavía tenía 6000 de sus 30 000 baldosas restantes para ser instaladas. Sin embargo, muchas de las baldosas que se habían instalado originalmente tuvieron que ser reemplazadas, lo que requirió dos años de instalación antes de que Columbia pudiera volar. [14] : 46–48
El 5 de enero de 1979, la NASA puso en servicio un segundo orbitador. Más tarde ese mes, Rockwell comenzó a convertir el STA-099 en el OV-099, más tarde llamado Challenger . El 29 de enero de 1979, la NASA ordenó dos orbitadores adicionales, el OV-103 y el OV-104, que fueron llamados Discovery y Atlantis . La construcción del OV-105, más tarde llamado Endeavour , comenzó en febrero de 1982, pero la NASA decidió limitar la flota de transbordadores espaciales a cuatro orbitadores en 1983. Después de la pérdida del Challenger , la NASA reanudó la producción del Endeavour en septiembre de 1987. [14] : 52–53
Después de llegar a la Base de la Fuerza Aérea Edwards, el Enterprise se sometió a pruebas de vuelo con el Shuttle Carrier Aircraft , un Boeing 747 que había sido modificado para transportar el orbitador. En febrero de 1977, el Enterprise comenzó las pruebas de aproximación y aterrizaje (ALT) y se sometió a vuelos cautivos, donde permaneció unido al Shuttle Carrier Aircraft durante la duración del vuelo. El 12 de agosto de 1977, el Enterprise realizó su primera prueba de planeo, donde se separó del Shuttle Carrier Aircraft y aterrizó en la Base de la Fuerza Aérea Edwards. [7] : 173–174 Después de cuatro vuelos adicionales, el Enterprise fue trasladado al Centro Marshall de Vuelos Espaciales (MSFC) el 13 de marzo de 1978. El Enterprise se sometió a pruebas de vibración en la Prueba de Vibración de Tierra Vertical Acoplada, donde se adjuntó a un tanque externo y a cohetes propulsores sólidos, y se sometió a vibraciones para simular las tensiones del lanzamiento. En abril de 1979, la Enterprise fue trasladada al KSC, donde se le acopló un tanque externo y propulsores de combustible sólido, y se trasladó al LC-39 . Una vez instalada en la plataforma de lanzamiento, el transbordador espacial se utilizó para verificar la posición adecuada del hardware del complejo de lanzamiento. La Enterprise fue trasladada de regreso a California en agosto de 1979 y más tarde sirvió en el desarrollo del SLC-6 en la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg en 1984. [14] : 40–41
El 24 de noviembre de 1980, el Columbia fue acoplado con su tanque externo y sus propulsores de cohetes sólidos, y fue trasladado a LC-39 el 29 de diciembre. [21] : III-22 La primera misión del transbordador espacial, STS-1 , sería la primera vez que la NASA realizó un primer vuelo tripulado de una nave espacial. [21] : III-24 El 12 de abril de 1981, el transbordador espacial se lanzó por primera vez, y fue pilotado por John Young y Robert Crippen . Durante la misión de dos días, Young y Crippen probaron el equipo a bordo del transbordador y encontraron que varias de las baldosas de cerámica se habían caído del lado superior del Columbia . [22] : 277–278 La NASA coordinó con la Fuerza Aérea para usar satélites para obtener imágenes de la parte inferior del Columbia , y determinó que no había daños. [22] : 335–337 Columbia reingresó a la atmósfera y aterrizó en la Base de la Fuerza Aérea Edwards el 14 de abril. [21] : III-24
La NASA realizó tres vuelos de prueba adicionales con Columbia en 1981 y 1982. El 4 de julio de 1982, la STS-4 , pilotada por Ken Mattingly y Henry Hartsfield , aterrizó en una pista de hormigón en la Base de la Fuerza Aérea Edwards. El presidente Ronald Reagan y su esposa Nancy se reunieron con la tripulación y pronunciaron un discurso. Después de la STS-4, la NASA declaró operativo su Sistema de Transporte Espacial (STS). [7] : 178–179 [23]
El transbordador espacial fue la primera nave espacial orbital operativa diseñada para su reutilización . Cada orbitador del transbordador espacial fue diseñado para una vida útil proyectada de 100 lanzamientos o diez años de vida operativa, aunque esto se extendió más tarde. [24] : 11 En el lanzamiento, consistía en el orbitador , que contenía la tripulación y la carga útil, el tanque externo (ET) y los dos cohetes propulsores sólidos (SRB). [2] : 363
La responsabilidad de los componentes del transbordador se repartió entre varios centros de campo de la NASA. El KSC era responsable de las operaciones de lanzamiento, aterrizaje y retorno a órbitas ecuatoriales (el único perfil de órbita realmente utilizado en el programa). La Fuerza Aérea de los EE. UU. en la Base Aérea Vandenberg era responsable de las operaciones de lanzamiento, aterrizaje y retorno a órbitas polares (aunque esto nunca se utilizó). El Centro Espacial Johnson (JSC) sirvió como punto central para todas las operaciones del transbordador y el MSFC era responsable de los motores principales, el tanque externo y los cohetes propulsores sólidos. El Centro Espacial John C. Stennis se encargó de las pruebas de los motores principales y el Centro de Vuelos Espaciales Goddard gestionó la red de seguimiento global. [25]
El orbitador tenía elementos de diseño y capacidades tanto de un cohete como de una aeronave para permitirle lanzarse verticalmente y luego aterrizar como un planeador. [2] : 365 Su fuselaje de tres partes proporcionaba soporte para el compartimento de la tripulación, la bahía de carga, las superficies de vuelo y los motores. La parte trasera del orbitador contenía los motores principales del transbordador espacial (SSME), que proporcionaban empuje durante el lanzamiento, así como el sistema de maniobras orbitales (OMS), que permitía al orbitador alcanzar, alterar y salir de su órbita una vez en el espacio. Sus alas de doble delta tenían 18 m (60 pies) de largo y estaban inclinadas 81° en el borde de ataque interior y 45° en el borde de ataque exterior. Cada ala tenía un elevón interior y exterior para proporcionar control de vuelo durante el reingreso, junto con un flap ubicado entre las alas, debajo de los motores para controlar el cabeceo . El estabilizador vertical del orbitador estaba inclinado hacia atrás a 45° y contenía un timón que podía dividirse para actuar como freno de velocidad . [2] : 382–389 El estabilizador vertical también contenía un sistema de paracaídas de arrastre de dos piezas para frenar el orbitador después del aterrizaje. El orbitador utilizaba un tren de aterrizaje retráctil con un tren de aterrizaje delantero y dos trenes de aterrizaje principales, cada uno con dos neumáticos. El tren de aterrizaje principal contenía dos conjuntos de frenos cada uno, y el tren de aterrizaje delantero contenía un mecanismo de dirección electrohidráulico. [2] : 408–411
La tripulación del transbordador espacial variaba según la misión. Se sometieron a rigurosas pruebas y entrenamiento para cumplir con los requisitos de calificación para sus funciones. La tripulación se dividió en tres categorías: pilotos, especialistas de misión y especialistas de carga útil. Los pilotos se dividieron a su vez en dos roles: comandantes del transbordador espacial y pilotos del transbordador espacial. [26] Los vuelos de prueba solo tenían dos miembros cada uno, el comandante y el piloto, que eran pilotos calificados que podían volar y aterrizar el orbitador. Las operaciones en órbita, como experimentos, despliegue de carga útil y EVA, fueron realizadas principalmente por los especialistas de misión que fueron entrenados específicamente para sus misiones y sistemas previstos. Al principio del programa del transbordador espacial, la NASA voló con especialistas en carga útil, que normalmente eran especialistas en sistemas que trabajaban para la empresa que pagaba el despliegue o las operaciones de la carga útil. El especialista de carga útil final, Gregory B. Jarvis , voló en STS-51-L , y los futuros no pilotos fueron designados como especialistas de misión. Un astronauta voló como ingeniero de vuelo espacial tripulado tanto en la STS-51-C como en la STS-51-J para servir como representante militar de una carga útil de la Oficina Nacional de Reconocimiento . La tripulación de un transbordador espacial normalmente estaba formada por siete astronautas, y la STS-61-A volaba con ocho. [21] : III-21
El compartimento de la tripulación estaba compuesto por tres cubiertas y era el área habitable y presurizada en todas las misiones del transbordador espacial. La cubierta de vuelo constaba de dos asientos para el comandante y el piloto, así como de dos a cuatro asientos adicionales para los miembros de la tripulación. La cubierta intermedia estaba ubicada debajo de la cubierta de vuelo y era donde se instalaban la cocina y las literas de la tripulación, así como tres o cuatro asientos para los miembros de la tripulación. La cubierta intermedia contenía la esclusa de aire, que podía soportar dos astronautas en una actividad extravehicular (EVA), así como el acceso a los módulos de investigación presurizados. Un compartimento de equipo estaba debajo de la cubierta intermedia, que almacenaba sistemas de control ambiental y gestión de desechos. [14] : 60–62 [2] : 365–369
En las primeras cuatro misiones del transbordador, los astronautas usaron trajes de presión total modificados de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos para gran altitud, que incluían un casco de presión total durante el ascenso y el descenso. Desde el quinto vuelo, STS-5 , hasta la pérdida del Challenger , la tripulación usó trajes de vuelo de una pieza de nomex azul claro y cascos de presión parcial. Después del desastre del Challenger , los miembros de la tripulación usaron el traje de entrada al lanzamiento (LES), una versión de presión parcial de los trajes de presión para gran altitud con casco. En 1994, el LES fue reemplazado por el traje de escape avanzado de la tripulación (ACES) de presión total, que mejoró la seguridad de los astronautas en una situación de emergencia. Originalmente, Columbia tenía asientos de eyección cero-cero SR-71 modificados instalados para la ALT y las primeras cuatro misiones, pero estos se desactivaron después de la STS-4 y se eliminaron después de la STS-9 . [2] : 370–371
La cabina de vuelo era el nivel superior del compartimento de la tripulación y contenía los controles de vuelo del orbitador. El comandante se sentaba en el asiento delantero izquierdo y el piloto en el asiento delantero derecho, con dos a cuatro asientos adicionales preparados para miembros adicionales de la tripulación. Los paneles de instrumentos contenían más de 2100 pantallas y controles, y el comandante y el piloto estaban equipados con una pantalla de visualización frontal (HUD) y un controlador de mano rotatorio (RHC) para cardan los motores durante el vuelo propulsado y volar el orbitador durante el vuelo sin propulsión. Ambos asientos también tenían controles de timón , para permitir el movimiento del timón en vuelo y la dirección de la rueda de morro en tierra. [2] : 369–372 Los vehículos orbitadores se instalaron originalmente con el sistema de pantalla CRT multifunción (MCDS) para mostrar y controlar la información de vuelo. El MCDS mostraba la información de vuelo en los asientos del comandante y del piloto, así como en la ubicación del asiento de popa, y también controlaba los datos en el HUD. En 1998, el Atlantis fue modernizado con el Sistema de Visualización Electrónica Multifunción (MEDS), que era una actualización de la cabina de cristal de los instrumentos de vuelo que sustituyó las ocho unidades de visualización MCDS por 11 pantallas digitales multifunción en color. El MEDS se utilizó por primera vez en mayo de 2000 en el STS-101 , y los demás vehículos orbitales se actualizaron con él. La sección de popa de la cabina de vuelo contenía ventanas que daban al compartimento de carga, así como un RHC para controlar el Sistema de Manipulación Remota durante las operaciones de carga. Además, la cabina de vuelo de popa tenía monitores para un circuito cerrado de televisión para ver el compartimento de carga. [2] : 372–376
La cubierta intermedia contenía el almacenamiento del equipo de la tripulación, el área para dormir, la cocina, el equipo médico y las estaciones de higiene para la tripulación. La tripulación usaba casilleros modulares para almacenar el equipo que se podían escalar según sus necesidades, así como compartimentos de piso instalados permanentemente. La cubierta intermedia contenía una escotilla a babor que la tripulación usaba para entrar y salir mientras estaba en la Tierra. [21] : II–26–33
La esclusa de aire es una estructura instalada para permitir el movimiento entre dos espacios con diferentes componentes de gas, condiciones o presiones. Continuando con la estructura de la cubierta intermedia, cada orbitador se instaló originalmente con una esclusa de aire interna en la cubierta intermedia. La esclusa de aire interna se instaló como una esclusa de aire externa en el compartimento de carga útil en Discovery , Atlantis y Endeavour para mejorar el acoplamiento con Mir y la ISS , junto con el Sistema de Acoplamiento de Orbitadores . [21] : II–26–33 El módulo de esclusa de aire se puede instalar en el compartimento intermedio o conectarse a él pero en el compartimento de carga útil. [27] : 81 Con un volumen cilíndrico interno de 1,60 metros (5 pies 3 pulgadas) de diámetro y 2,11 metros (6 pies 11 pulgadas) de longitud, puede albergar a dos astronautas con traje. Tiene dos escotillas en forma de D de 1,02 m (40 pulgadas) de largo (diámetro) y 0,91 m (36 pulgadas) de ancho. [27] : 82
El orbitador estaba equipado con un sistema de aviónica para proporcionar información y control durante el vuelo atmosférico. Su suite de aviónica contenía tres sistemas de aterrizaje con haz de exploración de microondas , tres giroscopios , tres TACAN , tres acelerómetros , dos altímetros de radar , dos altímetros barométricos , tres indicadores de actitud , dos indicadores de Mach y dos transpondedores de Modo C. Durante el reingreso, la tripulación desplegó dos sondas de datos aéreos una vez que viajaban más lento que Mach 5. El orbitador tenía tres unidades de medición inercial (IMU) que usaba para orientación y navegación durante todas las fases del vuelo. El orbitador contiene dos rastreadores de estrellas para alinear las IMU mientras está en órbita. Los rastreadores de estrellas se despliegan mientras están en órbita y pueden alinearse automática o manualmente en una estrella. En 1991, la NASA comenzó a actualizar las unidades de medición inercial con un sistema de navegación inercial (INS), que proporcionó información de ubicación más precisa. En 1993, la NASA voló un receptor GPS por primera vez a bordo del STS-51 . En 1997, Honeywell comenzó a desarrollar un GPS/INS integrado para reemplazar los sistemas IMU, INS y TACAN, que volaron por primera vez en el STS-118 en agosto de 2007. [2] : 402–403
Mientras estaba en órbita, la tripulación se comunicaba principalmente utilizando una de las cuatro radios de banda S , que proporcionaban comunicaciones de voz y datos. Dos de las radios de banda S eran transceptores de modulación de fase y podían transmitir y recibir información. Las otras dos radios de banda S eran transmisores de modulación de frecuencia y se usaban para transmitir datos a la NASA. Como las radios de banda S solo pueden operar dentro de su línea de visión , la NASA utilizó las estaciones terrestres del Sistema de Retransmisión de Datos y Seguimiento por Satélite y la Red de Adquisición de Datos y Seguimiento de Naves Espaciales para comunicarse con el orbitador a lo largo de su órbita. Además, el orbitador desplegó una radio de banda Ku de alto ancho de banda fuera de la bodega de carga, que también podía utilizarse como un radar de encuentro. El orbitador también estaba equipado con dos radios UHF para comunicaciones con el control de tráfico aéreo y los astronautas que realizaban EVA. [2] : 403–404
El sistema de control fly-by-wire del transbordador espacial dependía completamente de su computadora principal, el sistema de procesamiento de datos (DPS). El DPS controlaba los controles de vuelo y los propulsores del transbordador, así como el ET y los SRB durante el lanzamiento. El DPS consistía en cinco computadoras de propósito general (GPC), dos unidades de memoria masiva de cinta magnética (MMU) y los sensores asociados para monitorear los componentes del transbordador espacial. [2] : 232–233 La GPC original utilizada fue la IBM AP-101B , que usaba una unidad central de procesamiento (CPU) y un procesador de entrada/salida (IOP) separados, y una memoria de estado sólido no volátil . De 1991 a 1993, los vehículos orbitales se actualizaron al AP-101S, que mejoró las capacidades de memoria y procesamiento, y redujo el volumen y el peso de las computadoras al combinar la CPU y el IOP en una sola unidad. Cuatro de los GPC estaban equipados con el Sistema de Software de Aviónica Primaria (PASS), que era un software específico del transbordador espacial que proporcionaba control durante todas las fases del vuelo. Durante el ascenso, las maniobras, el reingreso y el aterrizaje, los cuatro GPC del PASS funcionaban de manera idéntica para producir una redundancia cuádruple y verificaban los errores de sus resultados. En caso de un error de software que causara informes erróneos de los cuatro GPC del PASS, un quinto GPC ejecutaba el Sistema de Vuelo de Respaldo, que utilizaba un programa diferente y podía controlar el transbordador espacial durante el ascenso, la órbita y el reingreso, pero no podía respaldar una misión completa. Los cinco GPC estaban separados en tres bahías separadas dentro de la cubierta intermedia para proporcionar redundancia en caso de una falla del ventilador de enfriamiento. Después de alcanzar la órbita, la tripulación cambiaba algunas de las funciones de los GPC de guía, navegación y control (GNC) a administración de sistemas (SM) y carga útil (PL) para respaldar la misión operativa. [2] : 405–408 El transbordador espacial no se lanzó si su vuelo se realizaría de diciembre a enero, ya que su software de vuelo habría requerido que las computadoras del vehículo orbital se reiniciaran al cambiar de año. En 2007, los ingenieros de la NASA idearon una solución para que los vuelos del transbordador espacial pudieran cruzar el límite de fin de año. [28]
Las misiones del transbordador espacial normalmente llevaban una computadora portátil de soporte general (PGSC) que podía integrarse con las computadoras y el conjunto de comunicaciones del vehículo orbital, así como monitorear datos científicos y de carga útil. Las primeras misiones trajeron la Grid Compass , una de las primeras computadoras portátiles, como PGSC, pero las misiones posteriores trajeron computadoras portátiles Apple e Intel . [2] : 408 [29]
.jpg/1280px-STS132_Atlantis_undocking2_(cropped).jpg)
La bodega de carga comprendía la mayor parte del fuselaje del vehículo orbital y proporcionaba el espacio para transportar las cargas útiles del transbordador espacial. Tenía 18 m (60 pies) de largo y 4,6 m (15 pies) de ancho, y podía acomodar cargas útiles cilíndricas de hasta 4,6 m (15 pies) de diámetro. Dos puertas de la bodega de carga útil se abrían a cada lado de la bodega y proporcionaban un sello relativamente hermético para proteger las cargas útiles del calentamiento durante el lanzamiento y el reingreso. Las cargas útiles se aseguraban en la bodega de carga útil a los puntos de sujeción de los largueros . Las puertas de la bodega de carga útil cumplían una función adicional como radiadores para el calor del vehículo orbital y se abrían al llegar a la órbita para disipar el calor. [14] : 62–64
El orbitador podría utilizarse junto con una variedad de componentes adicionales dependiendo de la misión. Esto incluía laboratorios orbitales, [21] : II-304, 319 propulsores para lanzar cargas útiles a mayor distancia en el espacio, [21] : II-326 el Sistema de Manipulación Remota (RMS), [21] : II-40 y opcionalmente la plataforma EDO para extender la duración de la misión. [21] : II-86 Para limitar el consumo de combustible mientras el orbitador estaba acoplado a la ISS, se desarrolló el Sistema de Transferencia de Energía de la Estación al Transbordador (SSPTS) para convertir y transferir energía de la estación al orbitador. [21] : II-87–88 El SSPTS se utilizó por primera vez en la STS-118 y se instaló en el Discovery y el Endeavour . [21] : III-366–368
El sistema de manipulación remota (RMS), también conocido como Canadarm, era un brazo mecánico unido a la bodega de carga. Podía utilizarse para agarrar y manipular cargas útiles, así como para servir como plataforma móvil para los astronautas que realizaban una EVA. El RMS fue construido por la empresa canadiense Spar Aerospace y era controlado por un astronauta dentro de la cabina de vuelo del orbitador usando sus ventanas y un circuito cerrado de televisión. El RMS permitía seis grados de libertad y tenía seis articulaciones ubicadas en tres puntos a lo largo del brazo. El RMS original podía desplegar o recuperar cargas útiles de hasta 29.000 kg (65.000 lb), que luego se mejoró a 270.000 kg (586.000 lb). [2] : 384–385
El módulo Spacelab era un laboratorio presurizado financiado por Europa que se transportaba dentro de la bahía de carga útil y permitía la investigación científica mientras estaba en órbita. El módulo Spacelab contenía dos segmentos de 2,7 m (9 pies) que se montaban en el extremo posterior de la bahía de carga útil para mantener el centro de gravedad durante el vuelo. Los astronautas entraban al módulo Spacelab a través de un túnel de 2,7 o 5,8 m (8,72 o 18,88 pies) que conectaba con la esclusa de aire. El equipo Spacelab se almacenaba principalmente en palés, que proporcionaban almacenamiento tanto para experimentos como para equipos informáticos y de energía. [2] : 434–435 El hardware Spacelab voló en 28 misiones hasta 1999 y estudió temas como astronomía, microgravedad, radar y ciencias de la vida. El hardware Spacelab también apoyó misiones como el mantenimiento del telescopio espacial Hubble (HST) y el reabastecimiento de la estación espacial. El módulo Spacelab fue probado en STS-2 y STS-3, y la primera misión completa fue en STS-9. [30]
Tres motores RS-25, también conocidos como motores principales del transbordador espacial (SSME), estaban montados en el fuselaje trasero del transbordador en un patrón triangular. Las toberas de los motores podían girar ±10,5° en inclinación y ±8,5° en guiñada durante el ascenso para cambiar la dirección de su empuje para dirigir el transbordador. Los motores reutilizables de aleación de titanio eran independientes del vehículo orbital y se retiraban y reemplazaban entre vuelos. El RS-25 es un motor criogénico de ciclo de combustión por etapas que usaba oxígeno líquido e hidrógeno y tenía una presión de cámara más alta que cualquier cohete de combustible líquido anterior. La cámara de combustión principal original operaba a una presión máxima de 226,5 bar (3285 psi). La tobera del motor tiene 287 cm (113 pulgadas) de alto y un diámetro interior de 229 cm (90,3 pulgadas). La tobera está refrigerada por 1080 líneas interiores que transportan hidrógeno líquido y está protegida térmicamente por material aislante y ablativo. [21] : II–177–183
Los motores RS-25 tuvieron varias mejoras para aumentar la confiabilidad y la potencia. Durante el programa de desarrollo, Rocketdyne determinó que el motor era capaz de operar de manera segura y confiable al 104% del empuje especificado originalmente. Para mantener los valores de empuje del motor consistentes con la documentación y el software anteriores, la NASA mantuvo el empuje especificado originalmente al 100%, pero hizo que el RS-25 operara a un empuje mayor. Las versiones mejoradas del RS-25 se denominaron Bloque I y Bloque II. El nivel de empuje del 109% se logró con los motores del Bloque II en 2001, lo que redujo la presión de la cámara a 207,5 bares (3010 psi), ya que tenía un área de garganta más grande . El acelerador máximo normal era del 104 por ciento, con el 106% o el 109% utilizado para abortos de misiones. [14] : 106–107
El sistema de maniobras orbitales (OMS) estaba formado por dos motores AJ10-190 montados en la popa y los tanques de combustible asociados. Los motores AJ10 utilizaban monometilhidrazina ( MMH) oxidada con tetróxido de dinitrógeno ( N2O4 ). Las cápsulas transportaban un máximo de 2140 kg (4718 lb) de MMH y 3526 kg (7773 lb) de N2O4 . Los motores OMS se utilizaban después del corte del motor principal (MECO) para la inserción orbital. A lo largo del vuelo, se utilizaron para los cambios de órbita, así como para la quema de salida de órbita antes de la reentrada. Cada motor OMS producía 27 080 N (6087 lbf) de empuje, y el sistema completo podía proporcionar 305 m/s (1000 ft/s) de cambio de velocidad . [21] : II–80
El orbitador estaba protegido del calor durante el reingreso por el sistema de protección térmica (TPS), una capa protectora de absorción térmica alrededor del orbitador. A diferencia de las naves espaciales estadounidenses anteriores, que habían utilizado escudos térmicos ablativos, la reutilización del orbitador requería un escudo térmico de usos múltiples. [14] : 72–73 Durante el reingreso, el TPS experimentó temperaturas de hasta 1600 °C (3000 °F), pero tuvo que mantener la temperatura de la piel de aluminio del vehículo orbital por debajo de los 180 °C (350 °F). El TPS consistía principalmente en cuatro tipos de tejas. El cono de la nariz y los bordes de ataque de las alas experimentaron temperaturas superiores a los 1300 °C (2300 °F), y estaban protegidos por tejas de carbono-carbono reforzadas (RCC). Se desarrollaron e instalaron tejas de RCC más gruesas en 1998 para evitar daños por micrometeoroides y desechos orbitales , y se mejoraron aún más después del daño del RCC causado en el desastre del Columbia . A partir del STS-114 , los vehículos orbitales fueron equipados con el sistema de detección de impactos en el borde de ataque del ala para alertar a la tripulación de cualquier daño potencial. [21] : II–112–113 Toda la parte inferior del vehículo orbital, así como las otras superficies más calientes, fueron protegidas con baldosas de aislamiento de superficie reutilizable de alta temperatura, hechas de fibras de sílice recubiertas de vidrio de borosilicato que atrapaban el calor en bolsas de aire y lo redirigían hacia afuera. Las áreas en las partes superiores del vehículo orbital fueron recubiertas con baldosas de aislamiento de superficie reutilizable de baja temperatura blanco con una composición similar, que proporcionó protección para temperaturas inferiores a 650 °C (1200 °F). Las puertas del compartimento de carga útil y partes de las superficies superiores del ala fueron recubiertas con aislamiento de superficie de fieltro Nomex reutilizable o con tela beta , ya que la temperatura allí se mantuvo por debajo de 370 °C (700 °F). [2] : 395
El tanque externo del transbordador espacial (ET) era la parte más grande [ aclaración necesaria ] del cohete [ cita requerida ] y transportaba el propulsor para los motores principales del transbordador espacial, y conectaba el vehículo orbital con los cohetes impulsores sólidos. El ET tenía 47 m (153,8 pies) de alto y 8,4 m (27,6 pies) de diámetro, y contenía tanques separados para oxígeno líquido e hidrógeno líquido. El tanque de oxígeno líquido estaba alojado en la nariz del ET, y tenía 15 m (49,3 pies) de alto. El tanque de hidrógeno líquido comprendía la mayor parte del ET, y tenía 29 m (96,7 pies) de alto. El vehículo orbital estaba unido al ET en dos placas umbilicales, que contenían cinco umbilicales de propulsión y dos eléctricos, y fijaciones estructurales delanteras y traseras. El exterior del ET estaba cubierto con espuma en aerosol de color naranja para permitirle sobrevivir al calor del ascenso [2] : 421–422 y para evitar la formación de hielo debido a los propelentes criogénicos. [31]
El ET proporcionó combustible a los motores principales del transbordador espacial desde el despegue hasta el apagado del motor principal. El ET se separó del vehículo orbital 18 segundos después del apagado del motor y podía activarse de forma automática o manual. En el momento de la separación, el vehículo orbital retrajo sus placas umbilicales y los cordones umbilicales se sellaron para evitar que el exceso de combustible se filtrara en el vehículo orbital. Después de que se cortaron los pernos unidos a las fijaciones estructurales, el ET se separó del vehículo orbital. En el momento de la separación, se liberó oxígeno gaseoso por la nariz para hacer que el ET diera vueltas, lo que garantizaba que se rompería al reingresar. El ET fue el único componente principal del sistema del transbordador espacial que no se reutilizó y viajaría a lo largo de una trayectoria balística hacia el océano Índico o el Pacífico. [2] : 422
Para las dos primeras misiones, STS-1 y STS-2 , el ET estuvo cubierto con 270 kg (595 lb) de pintura de látex retardante al fuego blanca para brindar protección contra daños por radiación ultravioleta. Investigaciones posteriores determinaron que la espuma naranja en sí estaba suficientemente protegida, y el ET ya no estaba cubierto con pintura de látex a partir de la STS-3. [21] : II-210 Un tanque liviano (LWT) voló por primera vez en la STS-6, lo que redujo el peso del tanque en 4700 kg (10 300 lb). El peso del LWT se redujo eliminando componentes del tanque de hidrógeno y reduciendo el grosor de algunos paneles de la piel. [2] : 422 En 1998, un ET superligero (SLWT) voló por primera vez en la STS-91 . El SLWT usó la aleación de aluminio-litio 2195, que era un 40% más fuerte y un 10% menos densa que su predecesora, la aleación de aluminio-litio 2219. El SLWT pesaba 3.400 kg (7.500 lb) menos que el LWT, lo que permitió al transbordador espacial entregar elementos pesados a la órbita de alta inclinación de la ISS. [2] : 423–424
Los cohetes propulsores de combustible sólido (SRB) proporcionaron el 71,4 % del empuje del transbordador espacial durante el despegue y el ascenso, y fueron los motores de combustible sólido más grandes jamás utilizados. [5] Cada SRB tenía 45 m (149,2 pies) de alto y 3,7 m (12,2 pies) de ancho, pesaba 68 000 kg (150 000 libras) y tenía un exterior de acero de aproximadamente 13 mm (0,5 pulgadas) de espesor. Los subcomponentes del SRB eran el motor de combustible sólido, el cono de morro y la tobera del cohete. El motor de combustible sólido comprendía la mayor parte de la estructura del SRB. Su carcasa constaba de 11 secciones de acero que formaban sus cuatro segmentos principales. El cono de morro albergaba los motores de separación delanteros y los sistemas de paracaídas que se usaban durante la recuperación. Las toberas del cohete podían cardarse hasta 8° para permitir ajustes en vuelo. [2] : 425–429
Los motores de cohetes se llenaron cada uno con un total de 500.000 kg (1.106.640 lb) de propulsante de cohete sólido ( APCP + PBAN ), y se unieron en el Edificio de Ensamblaje de Vehículos (VAB) en KSC. [2] : 425–426 Además de proporcionar empuje durante la primera etapa del lanzamiento, los SRB proporcionaron soporte estructural para el vehículo orbital y ET, ya que eran el único sistema que estaba conectado a la plataforma de lanzamiento móvil (MLP). [2] : 427 En el momento del lanzamiento, los SRB estaban armados a los 5 minutos T, y solo podían encenderse eléctricamente una vez que los motores RS-25 se hubieran encendido y no tuvieran problemas. [2] : 428 Cada uno de ellos proporcionó 12.500 kN (2.800.000 lbf) de empuje, que más tarde se mejoró a 13.300 kN (3.000.000 lbf) a partir de la STS-8 . [2] : 425 Después de gastar su combustible, los SRB fueron desechados aproximadamente dos minutos después del lanzamiento a una altitud de aproximadamente 46 km (150.000 pies). Después de la separación, desplegaron los paracaídas principales y de frenado, aterrizaron en el océano y fueron recuperados por las tripulaciones a bordo de los barcos MV Freedom Star y MV Liberty Star . [2] : 430 Una vez que regresaron a Cabo Cañaveral, fueron limpiados y desmontados. El motor del cohete, el encendedor y la boquilla se enviaron a Thiokol para ser restaurados y reutilizados en vuelos posteriores. [14] : 124
Los SRB sufrieron varios rediseños a lo largo de la vida del programa. Las misiones STS-6 y STS-7 utilizaron SRB 2300 kg (5000 lb) más ligeros debido a que las paredes eran 0,10 mm (0,004 in) más delgadas, pero se determinó que eran demasiado delgadas para volar con seguridad. Los vuelos posteriores hasta la misión STS-26 utilizaron cajas que eran 0,076 mm (0,003 in) más delgadas que las cajas de peso estándar, lo que redujo 1800 kg (4000 lb). Después del desastre del Challenger como resultado de una junta tórica que falló a baja temperatura, los SRB fueron rediseñados para proporcionar un sellado constante independientemente de la temperatura ambiente. [2] : 425–426
Las operaciones del transbordador espacial fueron apoyadas por vehículos e infraestructura que facilitaron su transporte, construcción y acceso de la tripulación. Los transportadores de orugas llevaron al MLP y al transbordador espacial desde el VAB hasta el sitio de lanzamiento. [32] El Shuttle Carrier Aircraft (SCA) eran dos Boeing 747 modificados que podían llevar un orbitador en su parte posterior. El SCA original (N905NA) voló por primera vez en 1975 y se utilizó para el ALT y para transportar el orbitador desde Edwards AFB hasta el KSC en todas las misiones anteriores a 1991. Un segundo SCA (N911NA) fue adquirido en 1988 y se utilizó por primera vez para transportar al Endeavour desde la fábrica hasta el KSC. Después del retiro del transbordador espacial, el N905NA se exhibió en el JSC y el N911NA se exhibió en el Joe Davies Heritage Airpark en Palmdale, California . [21] : I–377–391 [33] El vehículo de transporte de tripulación (CTV) era un puente de aterrizaje modificado que se utilizaba para ayudar a los astronautas a salir del orbitador después del aterrizaje, donde se sometían a sus controles médicos posteriores a la misión. [34] El Astrovan transportaba a los astronautas desde los aposentos de la tripulación en el edificio de operaciones y control hasta la plataforma de lanzamiento el día del lanzamiento. [35] El ferrocarril de la NASA estaba compuesto por tres locomotoras que transportaban segmentos del SRB desde el ferrocarril de la costa este de Florida en Titusville hasta el KSC. [36]
El transbordador espacial se preparó para el lanzamiento principalmente en el VAB en el KSC. Los SRB se ensamblaron y se unieron al tanque externo en el MLP. El vehículo orbitador se preparó en la Instalación de procesamiento de orbitadores (OPF) y se transfirió al VAB, donde se utilizó una grúa para rotarlo a la orientación vertical y acoplarlo al tanque externo. [14] : 132–133 Una vez que se ensambló toda la pila, el MLP fue transportado durante 5,6 km (3,5 mi) hasta el Complejo de lanzamiento 39 por uno de los transportadores de orugas . [14] : 137 Después de que el transbordador espacial llegara a una de las dos plataformas de lanzamiento, se conectaría a las Estructuras de servicio fijas y de rotación, que proporcionaban capacidades de servicio, inserción de carga útil y transporte de la tripulación. [14] : 139–141 La tripulación fue transportada a la plataforma de lanzamiento a las T−3 horas y entró en el vehículo orbitador, que se cerró a las T−2 horas. [21] : III–8 El oxígeno líquido y el hidrógeno se cargaron en el tanque externo a través de umbilicales que se conectaron al vehículo orbital, lo que comenzó a las 5 horas y 35 minutos T. A las 3 horas y 45 minutos T, se completó el llenado rápido de hidrógeno, seguido 15 minutos después por el llenado del tanque de oxígeno. Ambos tanques se llenaron lentamente hasta el lanzamiento a medida que el oxígeno y el hidrógeno se evaporaban. [21] : II–186
Los criterios de compromiso de lanzamiento consideraron la precipitación, las temperaturas, la cobertura de nubes, el pronóstico de rayos, el viento y la humedad. [37] El transbordador espacial no fue lanzado bajo condiciones en las que podría haber sido alcanzado por un rayo , ya que su columna de escape podría haber provocado un rayo al proporcionar una ruta de corriente a tierra después del lanzamiento, lo que ocurrió en el Apolo 12. [ 38] : 239 La regla del yunque de la NASA para un lanzamiento del transbordador establecía que una nube de yunque no podía aparecer dentro de una distancia de 19 km (10 millas náuticas). [39] El oficial meteorológico del lanzamiento del transbordador monitoreó las condiciones hasta que se anunció la decisión final de cancelar un lanzamiento. Además del clima en el sitio de lanzamiento, las condiciones tenían que ser aceptables en uno de los sitios de aterrizaje de aborto transatlántico y el área de recuperación de SRB. [37] [40]
La tripulación de la misión y el personal del Centro de Control de Lanzamiento (LCC) completaron las comprobaciones de los sistemas durante la cuenta regresiva. Dos pausas integradas en T−20 minutos y T−9 minutos proporcionaron descansos programados para abordar cualquier problema y preparación adicional. [21] : III–8 Después de la pausa integrada en T−9 minutos, la cuenta regresiva fue controlada automáticamente por el secuenciador de lanzamiento terrestre (GLS) en el LCC, que detuvo la cuenta regresiva si detectó un problema crítico con cualquiera de los sistemas a bordo del transbordador espacial. [40] A T−3 minutos 45 segundos, los motores comenzaron a realizar pruebas de cardán, que concluyeron a T−2 minutos 15 segundos. El sistema de procesamiento de lanzamiento terrestre entregó el control a los GPC del vehículo orbital a T−31 segundos. A los 16 segundos, los GPC armaron los SRB y el sistema de supresión de sonido (SPS) comenzó a empapar las fosas MLP y SRB con 1.100.000 L (300.000 galones estadounidenses) de agua para proteger al vehículo orbitador de daños causados por la energía acústica y el escape del cohete reflejado desde la fosa de llamas y el MLP durante el despegue. [41] [42] A los 10 segundos, se activaron los encendedores de hidrógeno debajo de cada campana de motor para sofocar el gas estancado dentro de los conos antes de la ignición. Si no se queman estos gases, se podrían activar los sensores de a bordo y crear la posibilidad de una sobrepresión y explosión del vehículo durante la fase de encendido. Las preválvulas del tanque de hidrógeno se abrieron a los 9,5 segundos para preparar el arranque del motor. [21] : II–186
A partir de T−6,6 segundos, los motores principales se encendieron secuencialmente a intervalos de 120 milisegundos. Se requería que los tres motores RS-25 alcanzaran el 90% del empuje nominal a T−3 segundos, de lo contrario, los GPC iniciarían un aborto RSLS . Si los tres motores indicaban un rendimiento nominal a T−3 segundos, se les ordenaba que se balancearan a la configuración de despegue y se emitiría la orden de armar los SRB para el encendido en T−0. [43] Entre T−6,6 segundos y T−3 segundos, mientras los motores RS-25 estaban encendiéndose pero los SRB todavía estaban atornillados a la plataforma, el empuje descentrado haría que el transbordador espacial se inclinara hacia abajo 650 mm (25,5 pulgadas) medidos en la punta del tanque externo; el retraso de 3 segundos permitió que la pila volviera casi a la vertical antes del encendido del SRB. Este movimiento fue apodado "twang". En T−0, se detonaron las ocho tuercas frangibles que sujetaban los SRB a la plataforma, se desconectaron los umbilicales finales, se ordenó a los SSMEs que aceleraran al 100 % y se encendieron los SRB. [44] [45] En T+0,23 segundos, los SRB acumularon suficiente empuje para que comenzara el despegue y alcanzaron la presión máxima de la cámara en T+0,6 segundos. [46] [21] : II–186 En T−0, el Centro de Control de Misión JSC asumió el control del vuelo desde el LCC. [21] : III–9
En T+4 segundos, cuando el transbordador espacial alcanzó una altitud de 22 metros (73 pies), los motores RS-25 se aceleraron hasta el 104,5%. Aproximadamente en T+7 segundos, el transbordador espacial giró a una orientación con la cabeza hacia abajo a una altitud de 110 metros (350 pies), lo que redujo el estrés aerodinámico y proporcionó una mejor orientación de comunicación y navegación. Aproximadamente a los 20-30 segundos de ascenso y una altitud de 2700 metros (9000 pies), los motores RS-25 se aceleraron hasta el 65-72% para reducir las fuerzas aerodinámicas máximas en Max Q. [ 21] : III–8–9 Además, la forma del propulsor SRB fue diseñada para hacer que el empuje disminuyera en el momento de Max Q. [2] : 427 Los GPC podían controlar dinámicamente el acelerador de los motores RS-25 en función del rendimiento de los SRB. [21] : II–187
Aproximadamente a T+123 segundos y a una altitud de 46.000 metros (150.000 pies), los cierres pirotécnicos liberaron los SRB, que alcanzaron un apogeo de 67.000 metros (220.000 pies) antes de lanzarse en paracaídas al océano Atlántico . El transbordador espacial continuó su ascenso utilizando únicamente los motores RS-25. En misiones anteriores, el transbordador espacial permaneció en orientación de cabeza abajo para mantener las comunicaciones con la estación de seguimiento en Bermudas , pero misiones posteriores, comenzando con STS-87 , pasaron a una orientación de cabeza arriba a T+6 minutos para comunicarse con la constelación de satélites de seguimiento y retransmisión de datos . Los motores RS-25 se aceleraron a T+7 minutos 30 segundos para limitar la aceleración del vehículo a 3 g . A los 6 segundos antes del corte del motor principal (MECO), que ocurrió a T+8 minutos 30 segundos, los motores RS-25 se aceleraron al 67%. Los GPC controlaron la separación de los ET y eliminaron el oxígeno líquido y el hidrógeno restantes para evitar la desgasificación mientras estaban en órbita. El ET continuó en una trayectoria balística y se desintegró durante el reingreso; algunos fragmentos pequeños cayeron en el océano Índico o el Pacífico. [21] : III–9–10
Las primeras misiones utilizaban dos encendidos del OMS para alcanzar la órbita; el primero elevaba el apogeo mientras que el segundo hacía circular la órbita. Las misiones posteriores a la STS-38 utilizaban los motores RS-25 para alcanzar el apogeo óptimo y los motores OMS para hacer circular la órbita. La altitud y la inclinación orbitales dependían de la misión, y las órbitas del transbordador espacial variaban de 220 a 620 km (120 a 335 millas náuticas). [21] : III–10
El tipo de misión que se le asignó al transbordador espacial dictó el tipo de órbita en la que entró. El diseño inicial del transbordador espacial reutilizable previó una plataforma de lanzamiento cada vez más barata para desplegar satélites comerciales y gubernamentales. Las primeras misiones transportaron rutinariamente satélites, lo que determinó el tipo de órbita en la que entraría el vehículo orbital. Después del desastre del Challenger , muchas cargas útiles comerciales se trasladaron a cohetes comerciales desechables, como el Delta II . [21] : III–108, 123 Si bien las misiones posteriores aún lanzaron cargas útiles comerciales, las asignaciones del transbordador espacial se dirigieron rutinariamente hacia cargas útiles científicas, como el telescopio espacial Hubble , [21] : III–148 Spacelab, [2] : 434–435 y la nave espacial Galileo . [21] : III–140 A partir de STS-71 , el vehículo orbital realizó acoplamientos con la estación espacial Mir . [21] : III–224 En su última década de funcionamiento, el transbordador espacial se utilizó para la construcción de la Estación Espacial Internacional . [21] : III–264 La mayoría de las misiones implicaban permanecer en órbita varios días a dos semanas, aunque eran posibles misiones más largas con la plataforma Extended Duration Orbiter . [21] : III–86 La misión STS-80 de 17 días y 15 horas fue la misión de mayor duración del transbordador espacial. [21] : III–238
Aproximadamente cuatro horas antes de la salida de órbita, la tripulación comenzó a preparar el vehículo orbital para el reingreso cerrando las puertas de carga útil, irradiando el exceso de calor y retrayendo la antena de banda Ku. El vehículo orbital maniobró hasta quedar boca abajo, con la cola primero, y comenzó una combustión de OMS de 2 a 4 minutos aproximadamente 20 minutos antes de reingresar a la atmósfera. El vehículo orbital se reorientó a sí mismo hasta una posición de morro hacia adelante con un ángulo de ataque de 40°, y los chorros del sistema de control de reacción (RCS) delantero se vaciaron de combustible y se desactivaron antes del reingreso. El reingreso del vehículo orbital se definió como el inicio a una altitud de 120 km (400.000 pies), cuando viajaba aproximadamente a Mach 25. El reingreso del vehículo orbital fue controlado por los GPC, que siguieron un plan de ángulo de ataque preestablecido para evitar un calentamiento inseguro del TPS. Durante el reingreso, la velocidad del orbitador se reguló alterando la cantidad de resistencia producida, que se controló por medio del ángulo de ataque, así como del ángulo de inclinación. Este último podría usarse para controlar la resistencia sin cambiar el ángulo de ataque. Se realizó una serie de inversiones de balanceo [c] para controlar el acimut mientras se inclinaba. [47] Los jets RCS traseros del vehículo orbital se desactivaron cuando sus alerones, elevadores y timón se hicieron efectivos en la atmósfera inferior. A una altitud de 46 km (150.000 pies), el vehículo orbital abrió su freno de velocidad en el estabilizador vertical. A los 8 minutos y 44 segundos antes del aterrizaje, la tripulación desplegó las sondas de datos aéreos y comenzó a reducir el ángulo de ataque a 36°. [21] : III–12 La relación de planeo máxima del orbitador / relación sustentación-resistencia variaba considerablemente con la velocidad, desde 1,3 a velocidades hipersónicas hasta 4,9 a velocidades subsónicas. [21] : II–1 El vehículo orbital voló hacia uno de los dos conos de alineación de rumbo, ubicados a 48 km (30 mi) de cada extremo de la línea central de la pista, donde realizó sus últimos virajes para disipar el exceso de energía antes de su aproximación y aterrizaje. Una vez que el vehículo orbital se desplazaba a velocidad subsónica, la tripulación tomó el control manual del vuelo. [21] : III–13
La fase de aproximación y aterrizaje comenzó cuando el vehículo orbital se encontraba a una altitud de 3.000 m (10.000 pies) y viajaba a 150 m/s (300 nudos). El orbitador siguió una senda de planeo de -20° o -18° y descendió a aproximadamente 51 m/s (167 pies/s). Se utilizó el freno aerodinámico para mantener una velocidad continua y la tripulación inició una maniobra de prearranque hasta una senda de planeo de -1,5° a una altitud de 610 m (2.000 pies). El tren de aterrizaje se desplegó 10 segundos antes del aterrizaje, cuando el orbitador se encontraba a una altitud de 91 m (300 pies) y viajaba a 150 m/s (288 nudos). Una última maniobra de aterrizaje redujo la velocidad de descenso del vehículo orbital a 0,9 m/s (3 pies/s), y el aterrizaje se produjo a 100-150 m/s (195-295 nudos), dependiendo del peso del vehículo orbital. Después de que el tren de aterrizaje tocó tierra, la tripulación desplegó un paracaídas de frenado fuera del estabilizador vertical y comenzó a frenar las ruedas cuando el orbitador se desplazaba a una velocidad inferior a 72 m/s (140 nudos). Después de que las ruedas del orbitador se detuvieran, la tripulación desactivó los componentes de vuelo y se preparó para salir. [21] : III–13
El lugar principal de aterrizaje del transbordador espacial fue la instalación de aterrizaje del transbordador en KSC, donde ocurrieron 78 de los 133 aterrizajes exitosos. En caso de condiciones desfavorables para el aterrizaje, el transbordador podía retrasar su aterrizaje o aterrizar en un lugar alternativo. El lugar alternativo principal fue la base de la Fuerza Aérea Edwards, que se utilizó para 54 aterrizajes. [21] : III–18–20 El STS-3 aterrizó en el puerto espacial White Sands en Nuevo México y requirió un posprocesamiento extenso después de la exposición a la arena rica en yeso , parte de la cual se encontró en los escombros del Columbia después del STS-107 . [21] : III–28 Los aterrizajes en aeródromos alternativos requirieron que el avión portador del transbordador transportara el orbitador de regreso a Cabo Cañaveral . [21] : III–13
Además de los aeródromos de aterrizaje planificados previamente, se acordaron 85 sitios de aterrizaje de emergencia para ser utilizados en diferentes escenarios de aborto, con 58 ubicados en otros países. Los lugares de aterrizaje se eligieron en función de las relaciones políticas, el clima favorable, una pista de al menos 2300 m (7500 pies) de largo y equipo TACAN o DME . Además, como el vehículo orbital solo tenía radios UHF, los sitios internacionales con solo radios VHF no habrían podido comunicarse directamente con la tripulación. Se planificaron instalaciones en la costa este de los EE. UU. para aterrizajes de aborto en la costa este, mientras que se planificaron varios sitios en Europa y África en caso de un aterrizaje de aborto transoceánico. Las instalaciones estaban preparadas con equipo y personal en caso de un aterrizaje de emergencia del transbordador, pero nunca se utilizaron. [21] : III–19
Después del aterrizaje, las tripulaciones de tierra se acercaron al orbitador para realizar controles de seguridad. Los equipos que llevaban equipos de respiración autónomos probaron la presencia de hidrógeno , hidracina , monometilhidrazina, tetróxido de nitrógeno y amoníaco para garantizar que el área de aterrizaje fuera segura. [48] Se conectaron líneas de aire acondicionado y freón para enfriar a la tripulación y el equipo y disipar el exceso de calor del reingreso. [21] : III-13 Un cirujano de vuelo abordó el orbitador y realizó controles médicos a la tripulación antes de que desembarcaran. Una vez que el orbitador estuvo asegurado, fue remolcado al OPF para ser inspeccionado, reparado y preparado para la siguiente misión. [48]
El transbordador espacial voló desde el 12 de abril de 1981, [21] : III–24 hasta el 21 de julio de 2011. [21] : III–398 A lo largo del programa, el transbordador espacial tuvo 135 misiones, [21] : III–398 de las cuales 133 regresaron de manera segura. [21] : III–80, 304 A lo largo de su vida útil, el transbordador espacial se utilizó para realizar investigaciones científicas, [21] : III–188 desplegar cargas útiles comerciales, [21] : III–66 militares, [21] : III–68 y científicas, [21] : III–148 y estuvo involucrado en la construcción y operación de Mir [21] : III–216 y la ISS. [21] : III–264 Durante su existencia, el transbordador espacial sirvió como el único vehículo estadounidense para lanzar astronautas, y no hubo reemplazo hasta el lanzamiento de Crew Dragon Demo-2 el 30 de mayo de 2020. [49]
Se ha estimado que el presupuesto total de la NASA para el programa del transbordador espacial es de 221 mil millones de dólares (en dólares de 2012). [21] : III−488 Los desarrolladores del transbordador espacial abogaron por la reutilización como medida de ahorro de costes, lo que dio lugar a unos costes de desarrollo más elevados para unos costes por lanzamiento supuestamente más bajos. Durante el diseño del transbordador espacial, las propuestas de la fase B no eran tan baratas como indicaban las estimaciones iniciales de la fase A; el director del programa del transbordador espacial, Robert Thompson, reconoció que reducir el coste por libra no era el objetivo principal de las fases de diseño posteriores, ya que no se podían satisfacer otros requisitos técnicos con los costes reducidos. [21] : III−489−490 Las estimaciones de desarrollo realizadas en 1972 proyectaron un costo por libra de carga útil tan bajo como $1,109 (en 2012) por libra, pero los costos reales de la carga útil, sin incluir los costos de investigación y desarrollo del transbordador espacial, fueron de $37,207 (en 2012) por libra. [21] : III−491 Los costos por lanzamiento variaron a lo largo del programa y dependieron de la tasa de vuelos, así como de los procedimientos de investigación, desarrollo e investigación a lo largo del programa del transbordador espacial. En 1982, la NASA publicó una estimación de $260 millones (en 2012) por vuelo, que se basó en la predicción de 24 vuelos por año durante una década. El costo por lanzamiento de 1995 a 2002, cuando los orbitadores y la ISS no se estaban construyendo y no había trabajo de recuperación después de una pérdida de tripulación, fue de $806 millones. En 1999, la NASA publicó un estudio que concluía que los costos eran de 576 millones de dólares (en 2012) si se hacían siete lanzamientos al año. En 2009, la NASA determinó que el costo de añadir un solo lanzamiento al año era de 252 millones de dólares (en 2012), lo que indicaba que gran parte de los costos del programa del transbordador espacial se destinaban a personal y operaciones durante todo el año que continuaban independientemente del ritmo de lanzamiento. Si se tiene en cuenta todo el presupuesto del programa del transbordador espacial, el costo por lanzamiento fue de 1.642 millones de dólares (en 2012). [21] : III−490
El 28 de enero de 1986, la STS-51-L se desintegró 73 segundos después del lanzamiento, debido a la falla del SRB derecho, matando a los siete astronautas a bordo del Challenger . El desastre fue causado por el deterioro por baja temperatura de una junta tórica, un sello crítico para la misión utilizado entre los segmentos de la carcasa del SRB. La falla de la junta tórica permitió que los gases de combustión calientes escaparan de entre las secciones del propulsor y quemaran el ET adyacente, lo que llevó a una secuencia de eventos catastróficos que causaron la desintegración del orbitador. [50] : 71 Las repetidas advertencias de los ingenieros de diseño que expresaban preocupaciones sobre la falta de evidencia de la seguridad de las juntas tóricas cuando la temperatura era inferior a 53 °F (12 °C) habían sido ignoradas por los administradores de la NASA. [50] : 148
El 1 de febrero de 2003, el Columbia se desintegró durante el reingreso, matando a los siete miembros de la tripulación del STS-107 , debido a los daños en el borde de ataque de carbono-carbono del ala causados durante el lanzamiento. Los ingenieros de control de tierra habían hecho tres solicitudes separadas para obtener imágenes de alta resolución tomadas por el Departamento de Defensa que habrían proporcionado una comprensión de la magnitud del daño, mientras que el ingeniero jefe de TPS de la NASA solicitó que se permitiera a los astronautas a bordo del Columbia abandonar el vehículo para inspeccionar el daño. Los administradores de la NASA intervinieron para detener la toma de imágenes del orbitador por parte del Departamento de Defensa y rechazaron la solicitud de la caminata espacial, [21] : III–323 [51] y, por lo tanto, la administración de la NASA no consideró la viabilidad de los escenarios para la reparación o el rescate de los astronautas por parte del Atlantis en ese momento. [52]
La reutilización parcial del transbordador espacial fue uno de los requisitos de diseño primarios durante su desarrollo inicial. [7] : 164 Las decisiones técnicas que dictaron el retorno y la reutilización del orbitador redujeron las capacidades de carga útil por lanzamiento. La intención original era compensar esta menor carga útil reduciendo los costos por lanzamiento y una alta frecuencia de lanzamiento. Sin embargo, los costos reales de un lanzamiento del transbordador espacial fueron más altos de lo previsto inicialmente, y el transbordador espacial no voló las 24 misiones previstas por año como inicialmente predijo la NASA. [53] [21] : III–489–490
El transbordador espacial fue concebido originalmente como un vehículo de lanzamiento para desplegar satélites, para lo que se utilizó principalmente en las misiones anteriores al desastre del Challenger . El precio de la NASA, que estaba por debajo del costo, era más bajo que el de los vehículos de lanzamiento descartables; la intención era que el alto volumen de misiones del transbordador espacial compensara las pérdidas financieras iniciales. La mejora de los vehículos de lanzamiento descartables y la transición hacia el abandono de las cargas útiles comerciales en el transbordador espacial dieron como resultado que los vehículos de lanzamiento descartables se convirtieran en la principal opción de despliegue de satélites. [21] : III–109–112 Un cliente clave para el transbordador espacial fue la Oficina Nacional de Reconocimiento (NRO) responsable de los satélites espía. La existencia de la conexión de la NRO fue clasificada hasta 1993, y las consideraciones secretas de los requisitos de carga útil de la NRO llevaron a la falta de transparencia en el programa. El programa propuesto Shuttle-Centaur , cancelado a raíz del desastre del Challenger , habría llevado a la nave espacial más allá de su capacidad operativa. [54]
Los desastres fatales del Challenger y del Columbia demostraron los riesgos de seguridad del transbordador espacial que podían resultar en la pérdida de la tripulación. El diseño del avión espacial del orbitador limitaba las opciones de aborto, ya que los escenarios de aborto requerían el vuelo controlado del orbitador a una pista o permitir que la tripulación saliera individualmente, en lugar de las opciones de escape de aborto en las cápsulas espaciales Apollo y Soyuz . [55] Los primeros análisis de seguridad anunciados por los ingenieros y la gerencia de la NASA predijeron que la probabilidad de un fallo catastrófico que resultara en la muerte de la tripulación oscilaba entre 1 en 100 lanzamientos y tan poco frecuente como 1 en 100.000. [56] [57] Después de la pérdida de dos misiones del transbordador espacial, se reevaluaron los riesgos de las misiones iniciales y se descubrió que la probabilidad de una pérdida catastrófica del vehículo y de la tripulación era tan alta como 1 en 9. [58] La gerencia de la NASA fue criticada después por aceptar un mayor riesgo para la tripulación a cambio de mayores tasas de misiones. Tanto el informe del Challenger como el del Columbia explicaron que la cultura de la NASA no había logrado mantener a salvo a la tripulación al no evaluar objetivamente los riesgos potenciales de las misiones. [57] [59] : 195–203
El retiro del transbordador espacial se anunció en enero de 2004. [21] : III-347 El presidente George W. Bush anunció su Visión para la Exploración Espacial , que exigía el retiro del transbordador espacial una vez que completara la construcción de la ISS. [60] [61] Para garantizar que la ISS se ensamblara correctamente, los socios contribuyentes determinaron la necesidad de 16 misiones de ensamblaje restantes en marzo de 2006. [21] : III-349 Se aprobó una misión adicional de servicio del telescopio espacial Hubble en octubre de 2006. [21] : III-352 Originalmente, la STS-134 iba a ser la misión final del transbordador espacial. Sin embargo, el desastre del Columbia dio lugar a que se prepararan orbitadores adicionales para el lanzamiento según fuera necesario en caso de una misión de rescate. Mientras el Atlantis se preparaba para la misión final de lanzamiento según fuera necesario, en septiembre de 2010 se tomó la decisión de que volaría como STS-135 con una tripulación de cuatro personas que podría permanecer en la ISS en caso de emergencia. [21] : III-355 STS-135 fue lanzado el 8 de julio de 2011 y aterrizó en el KSC el 21 de julio de 2011 a las 5:57 am EDT (09:57 UTC). [21] : III-398 Desde entonces hasta el lanzamiento de Crew Dragon Demo-2 el 30 de mayo de 2020, Estados Unidos lanzó a sus astronautas a bordo de la nave espacial rusa Soyuz. [62]
Después del vuelo final de cada orbitador, se procesó para que fuera seguro para su exhibición. Los sistemas OMS y RCS utilizados presentaban los peligros principales debido a su propulsor hipergólico tóxico , y la mayoría de sus componentes se eliminaron de forma permanente para evitar cualquier desgasificación peligrosa. [21] : III-443 Atlantis está en exhibición en el Complejo de Visitantes del Centro Espacial Kennedy en Florida, [21] : III-456 Discovery está en exhibición en el Centro Steven F. Udvar-Hazy en Virginia, [21] : III-451 Endeavour está en exhibición en el Centro de Ciencias de California en Los Ángeles, [21] : III-457 y Enterprise se exhibe en el Museo Intrepid en Nueva York. [21] : III-464 Los componentes de los orbitadores se transfirieron a la Fuerza Aérea de los EE. UU., al programa ISS y a los gobiernos ruso y canadiense. Los motores se quitaron para usarlos en el Sistema de Lanzamiento Espacial , y se colocaron boquillas RS-25 de repuesto para fines de exhibición. [21] : III-445
Naves espaciales similares
El límite actual de carga útil para el aterrizaje del transbordador es de 14.400 kg (31.700 lb). Este valor se aplica a las cargas útiles destinadas al aterrizaje.
{{cite web}}: CS1 maint: URL no apta ( enlace )