Antes del alunizaje del Apolo 11 en 1969 , la NASA comenzó a estudiar los diseños del transbordador espacial en octubre de 1968. Los primeros estudios se denominaron "Fase A" y, en junio de 1970, "Fase B", que eran más detallados y específicos. El uso principal previsto del transbordador espacial de la Fase A era dar apoyo a la futura estación espacial , transportar una tripulación mínima de cuatro personas y alrededor de 20.000 libras (9.100 kg) de carga, y poder ser trasladado rápidamente para futuros vuelos, con cargas útiles más grandes, como los módulos de la estación espacial, que serían levantados por el Saturno V.
Dos diseños surgieron como favoritos. Uno fue diseñado por ingenieros del Centro de Vuelos Espaciales Tripulados y defendido especialmente por George Mueller . Se trataba de un sistema de dos etapas con naves espaciales con alas delta y, en general, complejo. Se hizo un intento de volver a simplificarlo en forma del DC-3 , diseñado por Maxime Faget , que había diseñado la cápsula Mercury entre otros vehículos. También se ofrecieron numerosas ofertas de una variedad de empresas comerciales, pero en general se quedaron en el camino ya que cada laboratorio de la NASA impulsó su propia versión.
Todo esto se estaba llevando a cabo en medio de otros equipos de la NASA que proponían una amplia variedad de misiones post-Apolo, algunas de las cuales costarían tanto como la Apolo o más. [ cita requerida ] Mientras cada uno de estos proyectos luchaba por la financiación, el presupuesto de la NASA se veía al mismo tiempo severamente restringido. Tres de ellos fueron finalmente presentados al vicepresidente de los Estados Unidos Spiro Agnew en 1969. El proyecto del transbordador ascendió a la cima, en gran parte debido a la incansable campaña de sus partidarios. [ cita requerida ] En 1970, el transbordador había sido seleccionado como el principal proyecto para el corto plazo posterior al Apolo.
Cuando se cuestionó la financiación del programa, hubo temores de que el proyecto pudiera ser cancelado. Esto se volvió especialmente urgente cuando se hizo evidente que el Saturno V ya no se produciría, lo que significaba que la carga útil en órbita debía aumentarse tanto en masa (hasta 27.500 kg) como en tamaño para complementar sus capacidades de carga pesada, necesarias para las sondas interplanetarias planificadas y los módulos de la estación espacial, lo que significaba que se necesitaba un vehículo más grande y costoso durante la Fase B. Por lo tanto, la NASA trató de interesar a la Fuerza Aérea de los EE. UU. y a una variedad de otros clientes en el uso del transbordador para sus misiones también. Para reducir los costos de desarrollo de los diseños propuestos, se agregaron propulsores, se adoptó un tanque de combustible desechable y se realizaron muchos otros cambios que redujeron en gran medida la reutilización y aumentaron en gran medida los costos del vehículo y operativos.
En 1969, el vicepresidente de los Estados Unidos, Spiro Agnew, presidió el Consejo Nacional de Aeronáutica y del Espacio , que discutió las opciones para las actividades espaciales tripuladas posteriores al programa Apolo . [1] Las recomendaciones del Consejo influirían en gran medida en las decisiones de la administración . El Consejo consideró cuatro opciones principales:
Basándose en el asesoramiento del Consejo Espacial, el presidente Nixon tomó la decisión de seguir adelante con la opción de infraestructura de órbita baja terrestre . Este programa consistió principalmente en la construcción de una estación espacial , junto con el desarrollo de un transbordador espacial . Sin embargo, las restricciones de financiación impidieron continuar con el desarrollo de ambos programas simultáneamente. La NASA optó por desarrollar primero el programa del transbordador espacial y luego planeó utilizar el transbordador para construir y dar servicio a una estación espacial.
Durante los primeros estudios del transbordador, hubo un debate sobre el diseño óptimo del transbordador que equilibrara mejor la capacidad, el costo de desarrollo y el costo operativo. Inicialmente, se prefirió un diseño completamente reutilizable. Esto implicaba un cohete propulsor tripulado con alas muy grande que llevaría un orbitador tripulado con alas más pequeño. El vehículo propulsor elevaría el orbitador a una cierta altitud y velocidad, y luego se separaría. El cohete propulsor regresaría y aterrizaría horizontalmente, mientras que el orbitador continuaría en la órbita baja terrestre . Después de completar su misión, el orbitador con alas volvería a entrar y aterrizaría horizontalmente en una pista. La idea era que la reutilización total promovería menores costos operativos.
Sin embargo, estudios posteriores demostraron que se necesitaba un enorme cohete para elevar un orbitador con la capacidad de carga deseada. En los sistemas espaciales y de aviación, el costo está estrechamente relacionado con la masa, por lo que esto significaba que el costo total del vehículo sería muy alto. Tanto el cohete como el orbitador tendrían motores de cohete y motores a reacción para su uso dentro de la atmósfera, además de sistemas de combustible y control separados para cada modo de propulsión. Además, hubo discusiones simultáneas sobre cuánto financiamiento estaría disponible para desarrollar el programa.
Otro enfoque competitivo era mantener la línea de producción del Saturno V y utilizar su gran capacidad de carga útil para lanzar una estación espacial en unas pocas cargas útiles en lugar de muchas cargas útiles de transbordadores más pequeños. Un concepto relacionado era dar servicio a la estación espacial utilizando el Titan III-M de la Fuerza Aérea para lanzar una cápsula Gemini más grande, llamada " Big Gemini ", o una versión "planeadora" más pequeña del transbordador sin motores principales y una bodega de carga útil de 15 pies × 30 pies (4,6 m × 9,1 m).
Los partidarios del transbordador respondieron que, si se hacían suficientes lanzamientos, un sistema reutilizable tendría costes generales más bajos que los cohetes desechables. Si se dividían los costes totales del programa entre un número determinado de lanzamientos, una tasa elevada de lanzamientos del transbordador daría lugar a unos costes de prelanzamiento más bajos. Esto, a su vez, haría que el transbordador fuera competitivo en cuanto a costes con los lanzadores desechables o superior a ellos. Algunos estudios teóricos mencionaban 55 lanzamientos del transbordador al año; sin embargo, el diseño final elegido no respaldaba esa tasa de lanzamiento. En particular, la tasa máxima de producción de tanques externos se limitó a 24 tanques al año en la Instalación de Ensamblaje Michoud de la NASA .
Las necesidades combinadas de la estación espacial y la carga útil de la Fuerza Aérea no eran suficientes para alcanzar las tasas de lanzamiento deseadas del transbordador. Por lo tanto, el plan era que todos los futuros lanzamientos espaciales de los EE. UU. (estaciones espaciales, Fuerza Aérea, satélites comerciales e investigación científica) utilizaran únicamente el transbordador espacial. La mayoría de los demás propulsores descartables se eliminarían gradualmente.
El cohete reutilizable fue finalmente abandonado debido a varios factores: alto precio (combinado con financiamiento limitado), complejidad técnica y riesgo de desarrollo. En su lugar, se seleccionó un diseño parcialmente (no totalmente) reutilizable, en el que se descartaba un tanque de combustible externo para cada lanzamiento y los cohetes propulsores y el transbordador orbital se reacondicionaban para su reutilización.
Inicialmente, el orbitador iba a llevar su propio combustible líquido . Sin embargo, los estudios demostraron que llevar el combustible en un tanque externo permitía disponer de una bodega de carga más grande en una nave mucho más pequeña. También implicaba desechar el tanque después de cada lanzamiento, pero esto representaba una parte relativamente pequeña de los costos operativos.
Los diseños anteriores suponían que el orbitador alado también tendría motores a reacción para facilitar las maniobras en la atmósfera después de reingresar. Sin embargo, la NASA finalmente eligió un orbitador planeador, basándose parcialmente en la experiencia de vehículos cohete-deslizante anteriores, como el X-15 y los cuerpos sustentadores . Omitir los motores a reacción y su combustible reduciría la complejidad y aumentaría la carga útil.
Otra decisión fue el tamaño de la tripulación. Algunos decían que el transbordador no debería llevar más de cuatro personas, la mayor cantidad posible de las que podrían utilizar asientos eyectables . Un comandante, un piloto, un especialista de misión y un especialista de carga útil eran suficientes para cualquier misión. La NASA esperaba llevar a más participantes en vuelos espaciales como especialistas de carga útil, por lo que diseñó el vehículo para llevar más. [2]
El último debate pendiente fue sobre la naturaleza de los propulsores. La NASA examinó cuatro soluciones a este problema: el desarrollo de la etapa inferior existente del Saturno, motores simples de combustible líquido alimentados a presión de un nuevo diseño, un gran cohete sólido único o dos (o más) más pequeños. Los ingenieros del Centro Marshall de Vuelos Espaciales de la NASA (donde se dirigió el desarrollo del Saturno V) estaban particularmente preocupados por la confiabilidad de los cohetes sólidos para misiones tripuladas.
A mediados de la década de 1960, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos tuvo que cancelar sus dos principales proyectos espaciales tripulados, el X-20 Dyna-Soar y el Manned Orbiting Laboratory . Esto demostró su necesidad de cooperar con la NASA para colocar astronautas militares y cargas útiles en órbita. La Fuerza Aérea lanzó más de 200 misiones de reconocimiento satelital entre 1959 y 1970, y el gran volumen de cargas útiles del ejército sería valioso para hacer que el transbordador fuera más económico. [3] : 213–216 A su vez, al servir a las necesidades de la Fuerza Aérea, el transbordador se convirtió en un sistema verdaderamente nacional, que transportaba todas las cargas útiles militares y civiles. [4]
La NASA buscó el apoyo de la Fuerza Aérea para el transbordador. Después de que la Guerra de los Seis Días y la invasión soviética de Checoslovaquia expusieran las limitaciones de la red de reconocimiento satelital de los Estados Unidos , la participación de la Fuerza Aérea enfatizó la capacidad de lanzar satélites espías hacia el sur en órbita polar desde la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg . Esto requería energías más altas que para órbitas de menor inclinación. Sin embargo, para poder regresar a la Tierra después de una órbita, a pesar de que la Tierra rota 1.000 millas por debajo de la pista orbital, se requirió un tamaño de ala delta más grande que el simple transbordador "DC-3" anterior. Además, la configuración de ala recta favorecida por Max Faget habría requerido que el vehículo volara en pérdida durante la mayor parte del reingreso y tuviera problemas durante los abortos del lanzamiento, una situación que no le gustaba a la NASA. [5] Es un error común pensar que el ala delta fue únicamente por demanda de la USAF, sin embargo, eso es simplemente un mito.
A pesar de los beneficios potenciales para la Fuerza Aérea, el ejército estaba satisfecho con sus propulsores desechables y tenía menos necesidad del transbordador que la NASA. Debido a que la agencia espacial necesitaba apoyo externo, el Departamento de Defensa (DoD) y la Oficina Nacional de Reconocimiento (NRO) obtuvieron el control principal sobre el proceso de diseño. Por ejemplo, la NASA planeó una bodega de carga de 40 por 15 pies (12,2 por 4,6 m), pero la NRO especificó una bahía de 60 por 15 pies (18,3 por 4,6 m) porque esperaba que los futuros satélites de inteligencia fueran más grandes. Cuando Faget volvió a proponer una bahía de carga de 12 pies (3,7 m) de ancho, el ejército insistió casi de inmediato en mantener el ancho de 15 pies (4,6 m). [ cita requerida ] La Fuerza Aérea también obtuvo el equivalente al uso de uno de los transbordadores de forma gratuita a pesar de no pagar por el desarrollo o la construcción del transbordador. A cambio de las concesiones de la NASA, la Fuerza Aérea testificó ante el Comité Espacial del Senado en nombre del transbordador en marzo de 1971. [3] : 216, 232–234 [6]
Como otro incentivo para que los militares utilicen el transbordador, el Congreso habría dicho al Departamento de Defensa que no pagaría por ningún satélite que no estuviera diseñado para caber en la bahía de carga del transbordador. [7] Aunque la NRO no rediseñó los satélites existentes para el transbordador, el vehículo mantuvo la capacidad de recuperar cargas grandes como el KH-9 HEXAGON de la órbita para su reacondicionamiento, y la agencia estudió la posibilidad de reabastecer el satélite en el espacio. [8]
El potencial uso militar del transbordador, incluida la posibilidad de usarlo para verificar el cumplimiento soviético del tratado SALT II , probablemente causó que el presidente Jimmy Carter no cancelara el transbordador en 1979 y 1980, cuando el programa llevaba años de retraso y cientos de millones de dólares por encima del presupuesto. [9] La Fuerza Aérea planeó tener su propia flota de transbordadores y reconstruyó una instalación de lanzamiento separada originalmente derivada del programa cancelado del Laboratorio de Órbita Tripulada en Vandenberg llamado Complejo de Lanzamiento Espacial Seis (SLC-6) . Sin embargo, por varias razones, debido en gran parte a la pérdida del transbordador espacial Challenger el 28 de enero de 1986, el trabajo en el SLC-6 finalmente se interrumpió y nunca se realizó ningún lanzamiento de transbordador desde esa ubicación. El SLC-6 finalmente se usó para lanzar los vehículos de lanzamiento desechables Athena construidos por Lockheed Martin , que incluyeron el exitoso satélite comercial de observación de la Tierra IKONOS en septiembre de 1999 antes de ser reconfigurado una vez más para manejar la nueva generación de Boeing Delta IV . El primer lanzamiento del Delta IV pesado desde el SLC-6 ocurrió en junio de 2006, lanzando NROL-22, un satélite clasificado para la Oficina Nacional de Reconocimiento de Estados Unidos (NRO).
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Aunque la NASA probablemente hubiera elegido propulsores líquidos si hubiera tenido control total sobre el diseño, la Oficina de Administración y Presupuesto insistió en propulsores sólidos menos costosos debido a sus menores costos de desarrollo proyectados. [3] : 416–423 [10] Si bien un diseño de propulsor de combustible líquido proporcionaba un mejor rendimiento, menores costos por vuelo, menor impacto ambiental y menos riesgo de desarrollo, se consideraba que los propulsores sólidos requerían menos fondos para su desarrollo en un momento en que el programa del transbordador tenía muchos elementos diferentes compitiendo por fondos de desarrollo limitados. El diseño final que se seleccionó fue un orbitador alado con tres motores de combustible líquido , un gran tanque externo desechable que contenía propulsor líquido para estos motores y dos propulsores de cohetes sólidos reutilizables .
En la primavera de 1972, Lockheed Aircraft , McDonnell Douglas , Grumman y North American Rockwell presentaron propuestas para construir el transbordador. El grupo de selección de la NASA pensó que el transbordador de Lockheed era demasiado complejo y demasiado caro, y la compañía no tenía experiencia en la construcción de naves espaciales tripuladas. El de McDonnell Douglas era demasiado caro y tenía problemas técnicos. Grumman tenía un diseño excelente que también parecía demasiado caro. El transbordador de North American tenía el costo más bajo y las proyecciones de costos más realistas, su diseño era el más fácil para el mantenimiento continuo y el accidente del Apolo 13 que involucró al módulo de comando y servicio de North American demostró su experiencia con fallas del sistema eléctrico. La NASA anunció su elección de North American el 26 de julio de 1972. [3] : 429–432
El programa del transbordador espacial utilizó el lenguaje de programación HAL/S . [11] El primer microprocesador utilizado fue el 8088 y posteriormente el 80386. La computadora aviónica del orbitador del transbordador espacial fue la IBM AP-101 .
Las opiniones sobre las lecciones del transbordador difieren. Se desarrolló con las estimaciones originales de costos y tiempos de desarrollo dadas al presidente Richard M. Nixon en 1971, [12] con un costo de $ 6.744 millones en dólares de 1971 (equivalentes a $38.9 mil millones en 2023) [13] frente a una estimación original de $5.15 mil millones. [14] Sin embargo, los costos operativos, la velocidad de vuelo, la capacidad de carga útil y la confiabilidad fueron diferentes a lo previsto. [12]