Un cohete modular es un tipo de cohete multietapa que tiene componentes que pueden intercambiarse para distintas misiones. Varios de estos cohetes utilizan conceptos similares, como módulos unificados, para minimizar los gastos de fabricación y transporte y optimizar la infraestructura de apoyo para los preparativos del vuelo.
El estudio del Sistema Nacional de Lanzamiento (1991-1992) analizó los lanzadores futuros de manera modular (en grupos). Este concepto existe desde la creación de la NASA .
Una comisión gubernamental, el "Comité de Evaluación del Vehículo Saturno" (más conocido como el Comité Silverstein ), se reunió en 1959 para recomendar direcciones específicas que la NASA podría tomar con el programa de cohetes del Ejército existente (Júpiter, Redstone, Sergeant). El Consejo del Programa de Exploración Espacial de la NASA (1959-1963) fue el encargado de desarrollar la arquitectura de lanzamiento para la nueva serie de cohetes Saturno , llamada Saturno C. La arquitectura del Saturno C consistía en cinco etapas diferentes ( SI , S-II , S-III , S-IV y SV/ Centaur ) que podían apilarse verticalmente para cohetes específicos para cumplir con varios requisitos de carga útil y misión de la NASA.
Este trabajo condujo al desarrollo de los cohetes Saturno I , Saturno IB y Saturno V.
El sistema de lanzamiento descartable Atlas V utiliza el Common Core Booster alimentado con combustible líquido como su primera etapa. En la mayoría de las configuraciones se utiliza un solo CCB con propulsores de combustible sólido acoplados . Una configuración propuesta para cargas más pesadas unió tres CCB para la primera etapa. El Common Core Booster utiliza el RD-180 de fabricación rusa que quema combustible RP-1 con oxígeno líquido produciendo un empuje de 3,8 MN . Los tanques de propulsante líquido utilizan un diseño isogrid para mayor resistencia, reemplazando los diseños de tanques Atlas anteriores que estaban estabilizados por presión. [1]
La longitud del amplificador de núcleo común es de 89 pies (27 m) y tiene un diámetro de 12,5 pies (3,8 m). [2]
La familia de lanzadores Delta IV utilizó el núcleo de refuerzo común de combustible líquido como primera etapa de las diversas configuraciones de cohetes. Se podían utilizar uno o tres módulos como primera etapa. En la mayoría de las configuraciones se utiliza un solo CBC con o sin SRB acoplados. Tres CBC juntos formaban la primera etapa de la configuración Heavy. El CBC utilizaba el motor Rocketdyne RS-68 y quemaba hidrógeno líquido con oxígeno líquido produciendo un empuje de 2,9 meganewtons (650.000 lbf ) . [ cita requerida ]
El módulo de cohete universal (URM) es la primera etapa modular propulsada por combustible líquido del sistema de lanzamiento desechable Angara . Según la configuración, la primera etapa puede constar de 1, 3, 5 u 8 URM. Cada URM utiliza un motor RD-191 de fabricación rusa que quema combustible RP-1 con oxígeno líquido y produce un empuje de 1,92 MN . [3]
El vehículo de lanzamiento Falcon Heavy consiste en un núcleo central reforzado Falcon 9 Block 5 con dos etapas centrales Falcon 9 Block 5 regulares con conos frontales aerodinámicos montados en la parte superior de ambos que actúan como propulsores de combustible líquido. Cada núcleo está propulsado por nueve motores Merlin 1D que queman combustible de queroseno de grado cohete con oxígeno líquido produciendo casi 7,7 meganewtons (1.700.000 lb f ) de empuje, y los tres núcleos juntos producen más de 22 MN de empuje. Un primer diseño del Falcon Heavy incluía una capacidad única de alimentación cruzada de propulsor, donde el combustible y el oxidante para alimentar la mayoría de los motores en el núcleo central se alimentarían de los dos núcleos laterales, hasta que los núcleos laterales estuvieran casi vacíos y listos para el primer evento de separación . [4] Sin embargo, debido a su extrema complejidad, esta característica se canceló en 2015 dejando que cada uno de los tres núcleos quemara su propio combustible. Evaluaciones posteriores revelaron que el combustible necesario para que cada propulsor lateral aterrice (reutilización) ya está cerca de los márgenes, por lo que realmente no hay ninguna ventaja en la alimentación cruzada.
Al igual que el Falcon 9 de un solo palo, cada núcleo de refuerzo del Falcon Heavy es reutilizable . [5] El vuelo de prueba del Falcon Heavy demostró que los dos propulsores laterales aterrizaron simultáneamente cerca de su sitio de lanzamiento, mientras que el propulsor central intentó un aterrizaje en la nave espacial autónoma de drones de SpaceX , lo que resultó en un aterrizaje brusco cerca de la nave. Durante la segunda misión, los tres propulsores aterrizaron suavemente. [6] Un lanzamiento del Falcon Heavy que logra recuperar los tres propulsores centrales tiene el mismo gasto de material que el Falcon 9, es decir, la etapa superior y potencialmente el carenado de carga útil . Como tal, la diferencia de costo entre un lanzamiento del Falcon 9 y un Falcon Heavy es limitada, principalmente al combustible adicional y la renovación de tres en lugar de un núcleo de refuerzo.