El transbordador espacial es un sistema de nave espacial de órbita terrestre baja retirado y parcialmente reutilizable operado de 1981 a 2011 por la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio de EE. UU. (NASA) como parte del programa del transbordador espacial . El nombre oficial de su programa era Sistema de Transporte Espacial (STS), tomado de un plan de 1969 para un sistema de naves espaciales reutilizables donde era el único elemento financiado para su desarrollo. [7]
El primero ( STS-1 ) de cuatro vuelos de prueba orbitales se produjo en 1981, lo que condujo a vuelos operativos ( STS-5 ) a partir de 1982. Se construyeron y volaron cinco vehículos orbitales del transbordador espacial completos en un total de 135 misiones entre 1981 y 2011. Se lanzaron desde el Centro Espacial Kennedy (KSC) en Florida . Misiones operativas 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 mantenimiento de la Estación Espacial Internacional (ISS). El tiempo total de misión de la flota del transbordador espacial fue de 1.323 días. [8]
Los componentes del transbordador espacial incluyen el vehículo orbitador (OV) con tres motores principales Rocketdyne RS-25 agrupados , un par de propulsores de cohetes sólidos recuperables (SRB) y el tanque externo prescindible (ET) que contiene hidrógeno líquido y oxígeno líquido . El transbordador espacial se lanzó verticalmente , como un cohete convencional, con los dos SRB funcionando en paralelo con los tres motores principales del orbitador , que estaban alimentados por el ET. Los SRB fueron desechados antes de que el vehículo alcanzara la órbita, mientras los motores principales continuaban funcionando, y el ET fue desechado después de que se apagara el motor principal y justo antes de la inserción en órbita , que utilizaba los dos motores del Sistema de Maniobra Orbital (OMS) del orbitador. Al finalizar la misión, el orbitador disparó su OMS para salir de la órbita y volver a entrar en la atmósfera . El orbitador estaba protegido durante el reingreso por las placas de su sistema de protección térmica , y se deslizaba como un avión espacial hasta una pista de aterrizaje, generalmente hasta el Shuttle Landing Facility en KSC, Florida, o hasta Rogers Dry Lake en la Base de la Fuerza Aérea Edwards , California. Si el aterrizaje se produjo en Edwards, el orbitador fue llevado de regreso al KSC a bordo del Shuttle Carrier Aircraft (SCA), un Boeing 747 especialmente modificado y diseñado para transportar el transbordador sobre él.
El primer orbitador, Enterprise , se construyó en 1976 y se utilizó en pruebas de aproximación y aterrizaje (ALT), pero no tenía capacidad orbital. Inicialmente se construyeron cuatro orbitadores en pleno funcionamiento: Columbia , Challenger , Discovery y Atlantis . De ellos, dos se perdieron en accidentes de misión: el Challenger en 1986 y el Columbia en 2003 , con un total de 14 astronautas muertos. Un quinto orbitador operativo (y sexto en total), el Endeavour , fue construido en 1991 para reemplazar al Challenger . Los tres vehículos operativos supervivientes fueron retirados del servicio tras el último vuelo del Atlantis el 21 de julio de 2011. Estados Unidos confió en la nave espacial rusa Soyuz para transportar astronautas a la ISS desde el último vuelo del Shuttle hasta el lanzamiento del Crew Dragon Demo-2. misión en mayo de 2020. [9]
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 de plata"). [10] Durante la década de 1950, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos propuso utilizar un planeador pilotado reutilizable para realizar operaciones militares como reconocimiento, ataque a satélites y empleo de armas aire-tierra. A finales de la década de 1950, la Fuerza Aérea comenzó a desarrollar el X-20 Dyna-Soar parcialmente reutilizable . 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 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. [11] : 162-163
A principios de la década de 1950, la NASA y la Fuerza Aérea colaboraron en el desarrollo de cuerpos de elevación para probar aviones 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 gran altitud y velocidad. [12] : 142 [13] : 16–18
El 24 de septiembre de 1966, cuando el programa espacial Apolo se acercaba a la finalización de su diseño, la NASA y la Fuerza Aérea publicaron un estudio conjunto en el que se llegaba a la conclusión de que se necesitaba un nuevo vehículo para satisfacer sus respectivas demandas futuras y que un sistema parcialmente reutilizable sería la solución más costosa. solución eficaz. [11] : 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 Reentrada. (ILRV) el 30 de octubre de 1968. [14] En lugar de adjudicar un contrato basado en propuestas iniciales, la NASA anunció un enfoque gradual para la contratación y el desarrollo del transbordador espacial; La Fase A fue una solicitud de estudios realizados por empresas aeroespaciales competidoras, la Fase B fue una competencia entre dos contratistas por un contrato específico, la Fase C implicó el diseño de los detalles de los componentes de la nave espacial y la Fase D fue la producción de la nave espacial. [15] [13] : 19-22
En diciembre de 1968, la NASA creó el Grupo de Trabajo del Transbordador Espacial para determinar el diseño óptimo de una nave espacial reutilizable y otorgó contratos de estudio a General Dynamics , Lockheed , McDonnell Douglas y North American Rockwell . En julio de 1969, el Grupo de Trabajo del Transbordador Espacial emitió un informe que determinaba que el Transbordador apoyaría misiones tripuladas de corta duración y estaciones espaciales, así como capacidades para lanzar, dar servicio y recuperar satélites. El informe también creó tres clases de futuros transbordadores reutilizables: la Clase I tendría un orbitador reutilizable montado sobre propulsores prescindibles, la Clase II utilizaría múltiples motores de cohetes prescindibles y un solo tanque de propulsor (etapa y media) y la Clase III. tendría tanto un orbitador reutilizable como un propulsor reutilizable. En septiembre de 1969, el Space Task Group, bajo el liderazgo del vicepresidente Spiro Agnew , emitió un informe pidiendo 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 las órbitas y la Luna, y una etapa superior nuclear reutilizable para viajes al espacio profundo. [11] : 163–166 [7]
Después de la publicación del informe del Space Shuttle Task Group, muchos ingenieros aeroespaciales favorecieron el diseño Clase III, totalmente 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 de dos etapas totalmente recuperable con un orbitador de alas rectas montado sobre un propulsor más grande de alas rectas. [16] [17] El Laboratorio de Dinámica de Vuelo de la Fuerza Aérea argumentó que un diseño de ala recta no sería capaz de soportar las altas tensiones térmicas y aerodinámicas durante el reingreso, y no proporcionaría la capacidad requerida de rango cruzado. Además, la Fuerza Aérea requería una capacidad de carga mayor que la que permitía el diseño de Faget. En enero de 1971, los líderes de la NASA y la Fuerza Aérea decidieron que un orbitador de ala delta reutilizable montado en un tanque de propulsor prescindible sería el diseño óptimo para el transbordador espacial. [11] : 166
Después de establecer 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 requería que fuera capaz de elevar 29.000 kg (65.000 lb) a un 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 requerimientos del Transbordador Espacial; En julio de 1971, firmó un contrato con Rocketdyne para comenzar el desarrollo del motor RS-25 . [11] : 165-170
La NASA revisó 29 diseños potenciales para el transbordador espacial y determinó que se debería utilizar un diseño con dos propulsores laterales, y que los propulsores deberían ser reutilizables para reducir costos. [11] : 167 La NASA y la Fuerza Aérea optaron por utilizar propulsores de propulsor 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 SSME actualizadas se presentaron a Rocketdyne en abril de ese año. [18] Ese agosto, la NASA adjudicó el contrato para construir el orbitador a la norteamericana Rockwell. En agosto de 1973, el contrato de tanque externo se firmó con Martin Marietta y, en noviembre, el contrato de propulsor de cohetes sólidos con Morton Thiokol . [11] : 170-173
El 4 de junio de 1974, Rockwell comenzó la construcción del primer orbitador, OV-101, denominado Constitution, que más tarde pasaría a llamarse Enterprise . 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. [11] : 173 [19] 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 conectados. Fue probado en el Laboratorio Nacional de Tecnología Espacial (NSTL) para garantizar que los motores pudieran funcionar con seguridad a través del perfil de lanzamiento. [20] : II-163 Rockwell realizó pruebas de tensión mecánica y térmica en el artículo de prueba estructural (STA) -099 para determinar los efectos de las tensiones aerodinámicas y térmicas durante el lanzamiento y la reentrada. [20] : 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 estrangulador. Durante las pruebas del motor, el RS-25 experimentó múltiples fallas en las boquillas, así como también roturas de palas de turbina. A pesar de los problemas durante las pruebas, la NASA encargó los nueve motores RS-25 necesarios para sus tres orbitadores en construcción en mayo de 1978. [11] : 174–175
La NASA experimentó importantes retrasos en el desarrollo del sistema de protección térmica del transbordador espacial . Las naves espaciales anteriores de la NASA habían utilizado escudos térmicos ablativos , pero no podían reutilizarse. La NASA optó por utilizar baldosas de cerámica como protección térmica, ya que el transbordador podría construirse con aluminio ligero y las baldosas podrían sustituirse individualmente según fuera necesario. La construcción del Columbia comenzó el 27 de marzo de 1975 y se entregó al KSC el 25 de marzo de 1979. [11] : 175–177 En el momento de su llegada al KSC, al Columbia todavía le quedaban 6.000 de sus 30.000 tejas para estar instalado. Sin embargo, muchas de las tejas que se habían instalado originalmente tuvieron que ser reemplazadas, lo que requirió dos años de instalación antes de que Columbia pudiera volar. [13] : 46–48
El 5 de enero de 1979, la NASA encargó un segundo orbitador. Más tarde ese mes, Rockwell comenzó a convertir el STA-099 en OV-099, más tarde llamado Challenger . El 29 de enero de 1979, la NASA encargó dos orbitadores adicionales, OV-103 y OV-104, que fueron nombrados Discovery y Atlantis . La construcción del OV-105, más tarde llamado Endeavor , comenzó en febrero de 1982, pero la NASA decidió limitar la flota del transbordador espacial a cuatro orbitadores en 1983. Después de la pérdida del Challenger , la NASA reanudó la producción del Endeavor en septiembre de 1987. [13] : 52 –53
Después de llegar a la Base 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, Enterprise comenzó las pruebas de aproximación y aterrizaje (ALT) y realizó vuelos cautivos, donde permaneció unido al Shuttle Carrier Aircraft durante la duración del vuelo. El 12 de agosto de 1977, Enterprise realizó su primera prueba de planeo, donde se separó del Shuttle Carrier Aircraft y aterrizó en Edwards AFB. [11] : 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 del suelo vertical acoplado, donde se conectó a un tanque externo. y propulsores de cohetes sólidos, y se sometieron a vibraciones para simular las tensiones del lanzamiento. En abril de 1979, el Enterprise fue llevado al KSC, donde se le conectó a un tanque externo y propulsores de cohetes sólidos, y se trasladó al LC-39 . Una vez instalado en la plataforma de lanzamiento, el transbordador espacial se utilizó para verificar la ubicación adecuada del hardware del complejo de lanzamiento. El Enterprise fue llevado de regreso a California en agosto de 1979 y luego participó en el desarrollo del SLC-6 en Vandenberg AFB en 1984. [13] : 40–41
El 24 de noviembre de 1980, el Columbia fue acoplado con su tanque externo y propulsores de cohetes sólidos, y fue trasladado al LC-39 el 29 de diciembre. [20] : III-22 La primera misión del transbordador espacial, STS-1 , sería la La primera vez que la NASA realizó un primer vuelo tripulado de una nave espacial. [20] : III-24 El 12 de abril de 1981 se lanzó por primera vez el transbordador espacial, 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 descubrieron que varias baldosas de cerámica se habían caído de la parte superior del Columbia . [21] : 277–278 La NASA coordinó con la Fuerza Aérea para utilizar satélites para obtener imágenes de la parte inferior del Columbia y determinó que no hubo daños. [21] : 335–337 Columbia volvió a entrar en la atmósfera y aterrizó en la Base Aérea Edwards el 14 de abril. [20] : III-24
La NASA realizó tres vuelos de prueba adicionales con Columbia en 1981 y 1982. El 4 de julio de 1982, el STS-4 , pilotado por Ken Mattingly y Henry Hartsfield , aterrizó en una pista de concreto en Edwards AFB. El presidente Ronald Reagan y su esposa Nancy se reunieron con la tripulación y pronunciaron un discurso. Después de STS-4, la NASA declaró operativo su Sistema de Transporte Espacial (STS). [11] : 178–179 [22]
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 posteriormente. [23] : 11 En el lanzamiento, constaba del orbitador , que contenía la tripulación y la carga útil, el tanque externo (ET) y los dos propulsores de cohetes sólidos (SRB). [2] : 363
La responsabilidad de los componentes del Transbordador se repartió entre múltiples centros de campo de la NASA. El KSC era responsable de las operaciones de lanzamiento, aterrizaje y giro de órbitas ecuatoriales (el único perfil de órbita realmente utilizado en el programa). La Fuerza Aérea de EE. UU. en la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg era responsable de las operaciones de lanzamiento, aterrizaje y giro para 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 fue responsable de los motores principales, el tanque externo y los propulsores de cohetes sólidos. El Centro Espacial John C. Stennis se encargó de las pruebas del motor principal y el Centro de Vuelos Espaciales Goddard gestionó la red de seguimiento global. [24]
El orbitador tenía elementos de diseño y capacidades tanto de un cohete como de un avión que le permitían lanzarse verticalmente y luego aterrizar como un planeador. [2] : 365 Su fuselaje de tres partes proporcionaba soporte para el compartimento de la tripulación, el compartimento 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 maniobra orbital (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 barridas 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 partes para frenar el orbitador después del aterrizaje. El orbitador utilizó 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 de morro contenía un mecanismo de dirección electrohidráulico. [2] : 408–411
La tripulación del transbordador espacial varió según la misión. Se sometieron a pruebas y capacitación rigurosas para cumplir con los requisitos de calificación para sus funciones. La tripulación se dividió en tres categorías: pilotos, especialistas en misiones y especialistas en carga útil. Los pilotos se dividieron además en dos roles: comandantes de transbordadores espaciales y pilotos de transbordadores espaciales. [25] Los vuelos de prueba solo tenían dos miembros cada uno, el comandante y el piloto, ambos 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 especialistas de la misión que fueron capacitados específicamente para las misiones y sistemas previstos. Al principio del programa del transbordador espacial, la NASA volaba con especialistas en carga útil, que normalmente eran especialistas en sistemas que trabajaban para la empresa que pagaba por el despliegue o las operaciones de la carga útil. El especialista en carga útil final, Gregory B. Jarvis , voló en STS-51-L , y los futuros no pilotos fueron designados especialistas de la misión. Un astronauta voló como ingeniero de vuelos espaciales tripulados tanto en el STS-51-C como en el 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 tenía siete astronautas, y el STS-61-A volaba con ocho. [20] : III-21
El compartimento de la tripulación constaba de tres cubiertas y era el área habitable y presurizada en todas las misiones del transbordador espacial. La cabina 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 situada debajo de la cubierta de vuelo y era donde se instalaban la cocina y las literas de la tripulación, así como los asientos para tres o cuatro miembros de la tripulación. La cubierta central contenía la esclusa de aire, que podía soportar a dos astronautas en una actividad extravehicular (EVA), así como acceso a módulos de investigación presurizados. Debajo de la cubierta media había un compartimento para equipos, que almacenaba sistemas de control ambiental y gestión de residuos. [13] : 60–62 [2] : 365–369
En las primeras cuatro misiones del Transbordador, los astronautas llevaban trajes de presión total modificados de la Fuerza Aérea de EE. UU. 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 vistió 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 Launch Entry Suit (LES), una versión de presión parcial de los trajes presurizados para gran altitud con casco. En 1994, el LES fue reemplazado por el Traje de Escape de Tripulación Avanzado (ACES) de presión total , que mejoró la seguridad de los astronautas en una situación de emergencia. Columbia originalmente había instalado asientos eyectables cero-cero SR-71 modificados para ALT y las primeras cuatro misiones, pero estos fueron desactivados después de STS-4 y eliminados después de STS-9 . [2] : 370–371
La cubierta 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 manual rotatorio (RHC) para estabilizar los motores durante el vuelo con motor y pilotar el orbitador durante el vuelo sin motor. Ambos asientos también tenían controles de timón , para permitir el movimiento del timón en vuelo y la dirección con la rueda de morro en tierra. [2] : 369–372 Los vehículos orbitadores se instalaron originalmente con el sistema de visualización 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 los asientos de popa, y también controlaba los datos en el HUD. En 1998, Atlantis se actualizó con el Sistema de visualización electrónica multifunción (MEDS), que era una actualización de la cabina de vidrio de los instrumentos de vuelo que reemplazó las ocho unidades de visualización MCDS con 11 pantallas digitales multifunción en color. MEDS voló por primera vez en mayo de 2000 en STS-101 , y los otros vehículos orbitales se actualizaron a él. La sección de popa de la cubierta de vuelo contenía ventanas que daban al compartimento de carga útil, así como un RHC para controlar el sistema de manipulación remota durante las operaciones de carga. Además, la cubierta de vuelo de popa tenía monitores para un circuito cerrado de televisión para ver la bahía de carga. [2] : 372–376
La cubierta central 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. El equipo utilizó casilleros modulares para almacenar equipos que podían ampliarse según sus necesidades, así como compartimentos en el piso instalados permanentemente. La cubierta central contenía una escotilla de babor que la tripulación usaba para entrar y salir mientras estaba en la Tierra. [20] : II-26-33
La esclusa de aire es una estructura instalada para permitir el movimiento entre dos espacios con diferentes componentes, condiciones o presiones de gas. 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 del Discovery , Atlantis y Endeavour para mejorar el acoplamiento con Mir y la ISS , junto con el sistema de acoplamiento Orbiter . [20] : II–26–33 El módulo de esclusa de aire puede instalarse en el compartimento central o conectarse a él, pero en el compartimento de carga útil. [26] : 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 vestidos. Tiene dos escotillas en forma de D de 1,02 m (40 pulgadas) de largo (diámetro) y 0,91 m (36 pulgadas) de ancho. [26] : 82
El orbitador estaba equipado con un sistema de aviónica para proporcionar información y control durante el vuelo atmosférico. Su conjunto de aviónica contenía tres sistemas de aterrizaje con haz de escaneo 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 Modo C. Durante el reingreso, la tripulación desplegó dos sondas de datos aéreos una vez que viajaban a una velocidad inferior a Mach 5. El orbitador tenía tres unidades de medición inercial (IMU) que utilizaba para orientación y navegación durante todas las fases del vuelo. El orbitador contiene dos rastreadores de estrellas para alinear las IMU mientras están en órbita. Los rastreadores de estrellas se despliegan mientras están en órbita y pueden alinearse automática o manualmente con una estrella. En 1991, la NASA comenzó a actualizar las unidades de medición inercial con un sistema de navegación inercial (INS), que proporcionaba información de ubicación más precisa. En 1993, la NASA voló por primera vez un receptor GPS a bordo de la misión 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 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 utilizaban 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 Seguimiento y Retransmisión de Datos por Satélite y de 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 gran ancho de banda fuera del compartimento de carga, que también podría utilizarse como radar de encuentro. El orbitador también estaba equipado con dos radios UHF para comunicaciones con el control del tráfico aéreo y los astronautas que realizaban EVA. [2] : 403–404
El sistema de control de vuelo por cable del transbordador espacial dependía completamente de su computadora principal, el Sistema de procesamiento de datos (DPS). El DPS controló los controles de vuelo y los propulsores del orbitador, así como los ET y SRB durante el lanzamiento. El DPS constaba de cinco computadoras de uso 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 El GPC original utilizado fue el IBM AP-101B , que utilizaba 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 la memoria y las capacidades de 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 cargados con el Sistema de software de aviónica primaria (PASS), que era un software específico del transbordador espacial que proporcionaba control en todas las fases del vuelo. Durante el ascenso, las maniobras, el reingreso y el aterrizaje, los cuatro PASS GPC funcionaron de manera idéntica para producir una redundancia cuádruple y verificarían errores en sus resultados. En caso de un error de software que pudiera causar informes erróneos de los cuatro GPC PASS, un quinto GPC ejecutaba el sistema de vuelo de respaldo, que usaba un programa diferente y podía controlar el transbordador espacial durante el ascenso, la órbita y el reingreso, pero no podía soportar un misión completa. Los cinco GPC se separaron en tres bahías separadas dentro del piso medio para proporcionar redundancia en caso de una falla del ventilador de refrigeración. Después de alcanzar la órbita, la tripulación cambiaría algunas de las funciones del GPC de guía, navegación y control (GNC) a gestión 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 orbitador se reiniciaran en el cambio de año. En 2007, los ingenieros de la NASA idearon una solución para que los vuelos del transbordador espacial pudieran cruzar la frontera de fin de año. [27]
Las misiones del transbordador espacial normalmente traían una computadora portátil de soporte general (PGSC) que podía integrarse con las computadoras y el conjunto de comunicaciones del vehículo orbitador, así como monitorear datos científicos y de carga útil. Las primeras misiones trajeron el Grid Compass , una de las primeras computadoras portátiles, como PGSC, pero las misiones posteriores trajeron computadoras portátiles Apple e Intel . [2] : 408 [28]
El compartimento de carga útil comprendía la mayor parte del fuselaje del vehículo orbitador y proporcionaba el espacio de transporte para 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 del compartimento de carga útil tenían bisagras a cada lado del compartimento y proporcionaban un sello relativamente hermético para proteger las cargas útiles del calentamiento durante el lanzamiento y el reingreso. Las cargas útiles se aseguraron en el compartimento de carga útil a los puntos de fijación de los largueros . Las puertas del compartimiento de carga útil cumplían una función adicional como radiadores para el calor del vehículo orbital y se abrían al alcanzar la órbita para rechazar el calor. [13] : 62–64
El orbitador podría usarse junto con una variedad de componentes adicionales según la misión. Esto incluía laboratorios orbitales, [20] : II-304, 319 propulsores para lanzar cargas útiles más lejos al espacio, [20] : II-326 el Sistema de manipulación remota (RMS), [20] : II-40 y, opcionalmente, la plataforma EDO para ampliar la duración de la misión. [20] : II-86 Para limitar el consumo de combustible mientras el orbitador estaba atracado en la ISS, se desarrolló el Sistema de Transferencia de Energía de Estación a Transbordador (SSPTS) para convertir y transferir la energía de la estación al orbitador. [20] : II-87–88 El SSPTS se utilizó por primera vez en STS-118 y se instaló en Discovery y Endeavor . [20] : III-366–368
El Sistema de manipulación remota (RMS), también conocido como Canadarm, era un brazo mecánico unido al compartimento de carga. Podría usarse para agarrar y manipular cargas útiles, así como también servir como plataforma móvil para los astronautas que realizan un EVA. El RMS fue construido por la compañía canadiense Spar Aerospace y fue controlado por un astronauta dentro de la cubierta 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 con fondos europeos que se transportaba dentro del compartimiento 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 montaron en el extremo trasero del compartimento de carga útil para mantener el centro de gravedad durante el vuelo. Los astronautas ingresaron 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 del Spacelab se almacenó principalmente en paletas, que sirvieron de almacenamiento tanto para los experimentos como para los equipos informáticos y eléctricos. [2] : El hardware 434–435 Spacelab voló en 28 misiones hasta 1999 y estudió temas como astronomía, microgravedad, radar y ciencias biológicas. El hardware de Spacelab también apoyó misiones como el mantenimiento del Telescopio Espacial Hubble (HST) y el reabastecimiento de la estación espacial. El módulo Spacelab se probó en STS-2 y STS-3, y la primera misión completa fue en STS-9. [29]
Tres motores RS-25, también conocidos como motores principales del transbordador espacial (SSME), estaban montados en el fuselaje de popa del orbitador en un patrón triangular. Las boquillas del motor 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 orbitador y serían retirados y reemplazados entre vuelos. El RS-25 es un motor criogénico de ciclo de combustión por etapas que utiliza oxígeno e hidrógeno líquidos y tiene una presión en la cámara más alta que cualquier cohete anterior de combustible líquido. La cámara de combustión principal original funcionaba a una presión máxima de 226,5 bar (3285 psi). La boquilla del motor mide 287 cm (113 pulgadas) de alto y tiene un diámetro interior de 229 cm (90,3 pulgadas). La boquilla se enfría mediante 1.080 líneas interiores que transportan hidrógeno líquido y está protegida térmicamente por material aislante y ablativo. [20] : II-177-183
Los motores RS-25 tuvieron varias mejoras para mejorar la confiabilidad y la potencia. Durante el programa de desarrollo, Rocketdyne determinó que el motor era capaz de funcionar 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 funcionara con un empuje mayor. Las versiones de actualización RS-25 se denominaron Bloque I y Bloque II. Se logró un nivel de empuje del 109% 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 . La aceleración máxima normal era del 104 por ciento, y se utilizaba el 106 o el 109 por ciento para abortar misiones. [13] : 106-107
El Sistema de Maniobra Orbital (OMS) constaba de dos motores AJ10-190 montados en popa y los tanques de propulsor asociados. Los motores AJ10 utilizaban monometilhidrazina (MMH) oxidada por tetróxido de dinitrógeno (N 2 O 4 ). Las cápsulas transportaban un máximo de 2140 kg (4718 lb) de MMH y 3526 kg (7773 lb) de N 2 O 4 . Los motores OMS se utilizaron después del corte del motor principal (MECO) para la inserción orbital. A lo largo del vuelo, se utilizaron para cambios de órbita, así como para la salida de órbita antes del reingreso. Cada motor OMS producía 27.080 N (6.087 lbf) de empuje y todo el sistema podía proporcionar 305 m/s (1.000 pies/s) de cambio de velocidad . [20] : II–80
El orbitador estaba protegido del calor durante el reingreso mediante el sistema de protección térmica (TPS), una capa protectora de absorción térmica alrededor del orbitador. A diferencia de las naves espaciales estadounidenses anteriores, que utilizaban escudos térmicos ablativos, la reutilización del orbitador requería un escudo térmico multiusos. [13] : 72–73 Durante la reentrada, el TPS experimentó temperaturas de hasta 1600 °C (3000 °F), pero tuvo que mantener la temperatura de la piel de aluminio del vehículo orbitador por debajo de 180 °C (350 °F). El TPS constaba principalmente de cuatro tipos de mosaicos. El cono de la nariz y los bordes de ataque de las alas experimentaron temperaturas superiores a 1300 ° C (2300 ° F) y estaban protegidos por tejas reforzadas de carbono-carbono (RCC). En 1998 se desarrollaron e instalaron placas RCC más gruesas para evitar daños causados por micrometeoroides y desechos orbitales , y se mejoraron aún más después del daño causado por el RCC en el desastre de Columbia . A partir de STS-114 , los vehículos orbitadores estaban equipados con el sistema de detección de impactos en el borde de ataque del ala para alertar a la tripulación sobre cualquier daño potencial. [20] : II–112–113 Toda la parte inferior del vehículo orbital, así como las otras superficies más calientes, se protegieron con baldosas de aislamiento de superficie reutilizable para alta temperatura, hechas de fibras de sílice recubiertas de vidrio de borosilicato que atrapaban el calor en el aire. bolsillos y lo redirigió. Las áreas de las partes superiores del vehículo orbital estaban recubiertas con baldosas de aislamiento superficial reutilizable blanco de baja temperatura con una composición similar, que brindaba protección para temperaturas inferiores a 650 °C (1200 °F). Las puertas del compartimento de carga útil y partes de las superficies superiores de las alas se recubrieron con un aislamiento de superficie de fieltro Nomex reutilizable o con tela beta , ya que la temperatura se mantuvo por debajo de 370 °C (700 °F). [2] : 395
El tanque externo (ET) del transbordador espacial era la parte más grande [ aclaración necesaria ] del cohete [ cita necesaria ] y transportaba el propulsor de los motores principales del transbordador espacial y conectaba el vehículo orbitador con los propulsores sólidos del cohete. 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 altura. El tanque de hidrógeno líquido constituía la mayor parte del ET y tenía 29 m (96,7 pies) de altura. El vehículo orbitador estaba unido al ET en dos placas umbilicales, que contenían cinco umbilicales de propulsor y dos eléctricos, y accesorios estructurales delanteros y traseros. 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 propulsores criogénicos. [30]
El ET proporcionó propulsor a los motores principales del transbordador espacial desde el despegue hasta que se apagó el motor principal. El ET se separó del vehículo orbitador 18 segundos después de que se apagara el motor y pudo activarse automática o manualmente. 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 propulsor se ventilara hacia el vehículo orbital. Después de que se cortaron los pernos sujetos a las uniones estructurales, el ET se separó del vehículo orbital. En el momento de la separación, se expulsó oxígeno gaseoso por la nariz para hacer que el ET girara, asegurando que se rompería al reingresar. El ET fue el único componente importante del sistema del transbordador espacial que no fue reutilizado 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 se cubrió con 270 kg (595 lb) de pintura de látex blanca ignífuga para brindar protección contra los daños causados por la radiación ultravioleta. Investigaciones adicionales determinaron que la espuma naranja en sí estaba suficientemente protegida y que el ET ya no estaba cubierto con pintura de látex a partir de STS-3. [20] : II-210 Un tanque ligero (LWT) voló por primera vez en el STS-6, que redujo el peso del tanque en 4.700 kg (10.300 lb). El peso del LWT se redujo eliminando componentes del tanque de hidrógeno y reduciendo el grosor de algunos paneles de revestimiento. [2] : 422 En 1998, un ET súper ligero (SLWT) voló por primera vez en la misión STS-91 . El SLWT utilizó la aleación de aluminio y litio 2195, que era un 40 % más resistente y un 10 % menos densa que su predecesora, la aleación de aluminio y litio 2219. El SLWT pesaba 3.400 kg (7.500 lb) menos que el LWT, lo que permitió al transbordador espacial transportar elementos pesados a la órbita de alta inclinación de la ISS. [2] : 423–424
Los propulsores de cohetes sólidos (SRB) proporcionaron el 71,4% del empuje del transbordador espacial durante el despegue y el ascenso, y fueron los motores de propulsor sólido más grandes jamás utilizados. [5] Cada SRB medía 45 m (149,2 pies) de alto y 3,7 m (12,2 pies) de ancho, pesaba 68.000 kg (150.000 lb) y tenía un exterior de acero de aproximadamente 13 mm (0,5 pulgadas) de espesor. Los subcomponentes del SRB eran el motor de propulsor sólido, el cono de morro y la boquilla del cohete. El motor de propulsor sólido constituía 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 utilizaron durante la recuperación. Las boquillas del cohete podrían girar hasta 8° para permitir ajustes en vuelo. [2] : 425–429
Cada uno de los motores de los cohetes se llenó con un total de 500.000 kg (1.106.640 lb) de propulsor sólido para cohetes ( APCP + PBAN ) y se ensamblaron 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 orbitador 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 en T-5 minutos y solo podían encenderse eléctricamente una vez que los motores RS-25 se habían encendido y no tenían problemas. [2] : 428 Cada uno de ellos proporcionó 12.500 kN (2.800.000 lbf) de empuje, que luego 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 el paracaídas y el paracaídas principal, 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 devueltos a Cabo Cañaveral, fueron limpiados y desmontados. Luego, el motor del cohete, el encendedor y la boquilla se enviaron a Thiokol para ser reacondicionados y reutilizados en vuelos posteriores. [13] : 124
Los JUR sufrieron varios rediseños a lo largo de la vida del programa. STS-6 y STS-7 utilizaron SRB 2300 kg (5000 lb) más livianos debido a que las paredes eran 0,10 mm (0,004 pulgadas) más delgadas, pero se determinó que eran demasiado delgadas para volar con seguridad. Los vuelos posteriores hasta STS-26 utilizaron cajas que eran 0,076 mm (0,003 pulgadas) más delgadas que las cajas de peso estándar, lo que redujo 1.800 kg (4.000 lb). Después del desastre del Challenger como resultado de una falla en una junta tórica a baja temperatura, los SRB se rediseñaron para proporcionar un sello constante independientemente de la temperatura ambiente. [2] : 425–426
Las operaciones del Transbordador Espacial estuvieron respaldadas por vehículos e infraestructura que facilitaron su transporte, construcción y acceso de la tripulación. Los transportadores de orugas transportaron el MLP y el transbordador espacial desde el VAB hasta el lugar de lanzamiento. [31] Los Shuttle Carrier Aircraft (SCA) eran dos Boeing 747 modificados que podían llevar un orbitador en su espalda. El SCA original (N905NA) voló por primera vez en 1975 y se utilizó para el ALT y para transportar el orbitador desde la Base Aérea Edwards al KSC en todas las misiones anteriores a 1991. Se adquirió un segundo SCA (N911NA) en 1988 y se utilizó por primera vez. para transportar el Endeavour desde la fábrica hasta el KSC. Tras el retiro del transbordador espacial, el N905NA se exhibió en el JSC y el N911NA en el Joe Davies Heritage Airpark en Palmdale, California . [20] : I–377–391 [32] El vehículo de transporte de tripulación (CTV) era un puente aéreo modificado que se utilizaba para ayudar a los astronautas a salir del orbitador después del aterrizaje, donde se someterían a sus chequeos médicos posteriores a la misión. [33] El Astrovan transportó a los astronautas desde las habitaciones de la tripulación en el edificio de operaciones y verificación hasta la plataforma de lanzamiento el día del lanzamiento. [34] El ferrocarril de la NASA estaba compuesto por tres locomotoras que transportaban segmentos SRB desde el ferrocarril de la costa este de Florida en Titusville hasta el KSC. [35]
El transbordador espacial fue preparado para su lanzamiento principalmente en el VAB del KSC. Los SRB se ensamblaron y conectaron al tanque externo del MLP. El vehículo orbitador se preparó en la Instalación de Procesamiento Orbitador (OPF) y se transfirió al VAB, donde se utilizó una grúa para girarlo a la orientación vertical y acoplarlo al tanque externo. [13] : 132–133 Una vez que se montó toda la pila, uno de los transportadores de orugas transportó el MLP durante 5,6 km (3,5 millas) hasta el Complejo de Lanzamiento 39 . [13] : 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 tripulación. [13] : 139–141 La tripulación fue transportada a la plataforma de lanzamiento a las horas T-3 y entró en el vehículo orbitador, que se cerró a las horas T-2. [20] : III–8 Se cargaron oxígeno líquido e hidrógeno en el tanque externo a través de umbilicales conectados al vehículo orbitador, lo que comenzó a las T-5 horas 35 minutos. A T-3 horas 45 minutos, se completó el llenado rápido de hidrógeno, seguido 15 minutos más tarde por el llenado del tanque de oxígeno. Ambos tanques se llenaron lentamente hasta el lanzamiento mientras el oxígeno y el hidrógeno se evaporaban. [20] :II-186
Los criterios de compromiso de lanzamiento consideraron precipitaciones, temperaturas, nubosidad, pronóstico de rayos, viento y humedad. [36] El transbordador espacial no fue lanzado en condiciones en las que podría haber sido alcanzado por un rayo , ya que su columna de escape podría haber provocado un rayo al proporcionar un camino de corriente a tierra después del lanzamiento, lo que ocurrió en el Apolo 12 . [37] : 239 La regla del yunque de la NASA para el lanzamiento de un transbordador establecía que una nube de yunque no podía aparecer en una distancia de 19 km (10 millas náuticas). [38] El oficial meteorológico de lanzamiento del transbordador supervisó las condiciones hasta que se anunció la decisión final de cancelar un lanzamiento. Además del clima en el lugar de lanzamiento, las condiciones tenían que ser aceptables en uno de los sitios de aterrizaje de aborto transatlántico y en el área de recuperación del SRB. [36] [39]
La tripulación de la misión y el personal del Centro de control de lanzamiento (LCC) completaron comprobaciones de los sistemas durante la cuenta regresiva. Dos pausas integradas de T-20 minutos y T-9 minutos proporcionaron descansos programados para abordar cualquier problema y preparación adicional. [20] : III–8 Después de la espera incorporada 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 detectaba un problema crítico con cualquiera de los Sistemas a bordo del transbordador espacial. [39] 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 orbitador en T-31 segundos. En T-16 segundos, los GPC armaron a los SRB, el sistema de supresión de sonido (SPS) comenzó a empapar las trincheras de MLP y SRB con 1.100.000 L (300.000 gal EE.UU.) de agua para proteger el vehículo orbitador de daños por energía acústica y escape de cohetes. reflejado desde la trinchera de llamas y MLP durante el despegue. [40] [41] A T-10 segundos, se activaron encendedores de hidrógeno debajo de cada campana del motor para sofocar el gas estancado dentro de los conos antes del encendido. No quemar estos gases podría activar los sensores a bordo y crear la posibilidad de una sobrepresión y explosión del vehículo durante la fase de encendido. Las válvulas del tanque de hidrógeno se abrieron a T-9,5 segundos en preparación para el arranque del motor. [20] :II-186
A partir de T-6,6 segundos, los motores principales se encendieron secuencialmente a intervalos de 120 milisegundos. Se requirió que los tres motores RS-25 alcanzaran el 90% de empuje nominal en T-3 segundos; de lo contrario, los GPC iniciarían un aborto RSLS . Si los tres motores indicaban un rendimiento nominal en T-3 segundos, se les ordenaba que cambiaran el cardán a la configuración de despegue y se emitía la orden para armar los SRB para el encendido en T-0. [42] Entre T-6,6 segundos y T-3 segundos, mientras los motores RS-25 estaban encendiendo pero los SRB todavía estaban atornillados a la plataforma, el empuje compensado haría que el transbordador espacial descendiera 650 mm (25,5 pulgadas) medido en la punta del tanque externo; el retraso de 3 segundos permitió que la pila volviera a estar casi vertical antes del encendido del SRB. Este movimiento recibió el sobrenombre de "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 SSME que aceleraran al 100% y se encendieron los SRB. [43] [44] 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. [45] [20] : II–186 En T-0, el Centro de Control de Misión JSC asumió el control del vuelo desde el LCC. [20] : III-9
A los 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 T + 7 segundos, el transbordador espacial giró hacia una orientación boca abajo a una altitud de 110 metros (350 pies), lo que redujo el estrés aerodinámico y proporcionó una mejor comunicación y orientación de navegación. Aproximadamente entre 20 y 30 segundos después del ascenso y una altitud de 2700 metros (9000 pies), los motores RS-25 se aceleraron al 65-72% para reducir las fuerzas aerodinámicas máximas en Max Q. [20] : 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 podrían controlar dinámicamente el acelerador de los motores RS-25 basados en sobre el desempeño de las JUR. [20] :II-187
Aproximadamente a T+123 segundos y una altitud de 46.000 metros (150.000 pies), los sujetadores 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 cabeza abajo para mantener las comunicaciones con la estación de seguimiento en Bermuda , pero misiones posteriores, comenzando con STS-87 , pasaron a una orientación cabeza arriba en T+6 minutos para comunicarse con el Constelación de satélites de seguimiento y retransmisión de datos . Los motores RS-25 se aceleraron a T+7 minutos y 30 segundos para limitar la aceleración del vehículo a 3 g . 6 segundos antes del corte del motor principal (MECO), que ocurrió en T+8 minutos 30 segundos, los motores RS-25 se aceleraron al 67%. Los GPC controlaron la separación de ET y arrojaron el oxígeno y el hidrógeno líquidos restantes para evitar la desgasificación mientras estaban en órbita. El ET continuó su trayectoria balística y se fragmentó durante su reentrada, con algunos fragmentos pequeños aterrizando en el Océano Índico o el Pacífico. [20] : III–9–10
Las primeras misiones utilizaron dos disparos del OMS para alcanzar la órbita; el primer disparo elevó el apogeo mientras que el segundo circularizó la órbita. Las misiones posteriores a STS-38 utilizaron los motores RS-25 para lograr el apogeo óptimo y utilizaron los motores OMS para circularizar 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). [20] : III–10
El tipo de misión que se asignó al transbordador espacial dicta el tipo de órbita en la que entró. El diseño inicial del transbordador espacial reutilizable preveía una plataforma de lanzamiento cada vez más barata para desplegar satélites comerciales y gubernamentales. Las primeras misiones transportaban satélites de forma rutinaria, lo que determinaba el tipo de órbita en la que entraría el vehículo orbitador. Tras el desastre del Challenger , muchas cargas útiles comerciales se trasladaron a cohetes comerciales prescindibles, como el Delta II . [20] : III–108, 123 Si bien las misiones posteriores todavía lanzaron cargas útiles comerciales, las asignaciones del transbordador espacial se dirigieron rutinariamente hacia cargas útiles científicas, como el Telescopio Espacial Hubble , [20] : III–148 Spacelab, [2] : 434–435 y la nave espacial Galileo . [20] : III–140 A partir de STS-71 , el vehículo orbitador realizó acoplamientos con la estación espacial Mir . [20] : III–224 En su última década de funcionamiento, el transbordador espacial se utilizó para la construcción de la Estación Espacial Internacional . [20] : III–264 La mayoría de las misiones implicaron permanecer en órbita de varios días a dos semanas, aunque eran posibles misiones más largas con la plataforma Extended Duration Orbiter . [20] : III–86 La misión STS-80 de 17 días y 15 horas fue la misión de mayor duración del transbordador espacial. [20] : III-238
Aproximadamente cuatro horas antes de la salida de órbita, la tripulación comenzó a preparar el vehículo orbitador para el reingreso cerrando las puertas de la carga útil, irradiando el exceso de calor y retrayendo la antena de banda Ku. El vehículo orbitador maniobró hasta colocarse boca abajo, con la cola primero y comenzó una combustión OMS de 2 a 4 minutos aproximadamente 20 minutos antes de volver a entrar en la atmósfera. El vehículo orbitador se reorientó a una posición de morro hacia adelante con un ángulo de ataque de 40°, y los reactores del sistema de control de reacción delantera (RCS) se vaciaron de combustible y se desactivaron antes del reingreso. Se definió que la reentrada del vehículo orbitador comenzaba a una altitud de 120 km (400.000 pies), cuando viajaba a aproximadamente Mach 25. La reentrada del vehículo orbitador estaba controlada por los GPC, que seguían un plan de ángulo de ataque preestablecido para evitar Calentamiento inseguro del TPS. Durante el reingreso, la velocidad del orbitador se reguló alterando la cantidad de resistencia producida, que se controló mediante el ángulo de ataque, así como el ángulo de inclinación. Este último podría usarse para controlar la resistencia sin cambiar el ángulo de ataque. Se realizaron una serie de inversiones de balanceo [c] para controlar el azimut mientras se inclina. [46] Los reactores RCS de popa del vehículo orbitador quedaron desactivados cuando sus alerones, elevadores y timón se volvieron efectivos en la atmósfera inferior. A una altitud de 46 km (150.000 pies), el vehículo orbitador abrió su freno de velocidad en el estabilizador vertical. 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°. [20] : III–12 La relación máxima de planeo / elevación-arrastre del orbitador varió considerablemente con la velocidad, desde 1,3 a velocidades hipersónicas hasta 4,9 a velocidades subsónicas. [20] : II–1 El vehículo orbitador voló hacia uno de los dos conos de alineación de rumbo, ubicado a 48 km (30 millas) de cada extremo de la línea central de la pista, donde hizo sus últimos giros para disipar el exceso de energía antes de su aproximación. y aterrizaje. Una vez que el vehículo orbitador comenzó a viajar subsónicamente, la tripulación asumió el control manual del vuelo. [20] : III–13
La fase de aproximación y aterrizaje comenzó cuando el vehículo orbitador estaba 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). El freno de velocidad se utilizó para mantener una velocidad continua y la tripulación inició una maniobra previa al ensanchamiento hasta una senda de planeo de -1,5 ° a una altitud de 610 m (2000 pies). El tren de aterrizaje se desplegó 10 segundos antes del aterrizaje, cuando el orbitador estaba a una altitud de 91 m (300 pies) y viajaba a 150 m/s (288 nudos). Una maniobra de destello final redujo la velocidad de descenso del vehículo orbitador a 0,9 m/s (3 pies/s), y el aterrizaje se produjo a 100-150 m/s (195-295 kn), dependiendo del peso del vehículo orbitador. Después de que el tren de aterrizaje aterrizó, la tripulación desplegó un paracaídas de arrastre fuera del estabilizador vertical y comenzó a frenar las ruedas cuando el orbitador viajaba a menos de 72 m/s (140 nudos). Después de que las ruedas del orbitador se detuvieron, la tripulación desactivó los componentes de vuelo y se preparó para salir. [20] : III-13
El principal lugar de aterrizaje del transbordador espacial fue la instalación de aterrizaje del transbordador en KSC, donde se produjeron 78 de los 133 aterrizajes exitosos. En caso de condiciones de aterrizaje desfavorables, el Shuttle podría retrasar su aterrizaje o aterrizar en un lugar alternativo. La principal alternativa fue Edwards AFB, que se utilizó para 54 aterrizajes. [20] : III–18–20 STS-3 aterrizó en el puerto espacial White Sands en Nuevo México y requirió un extenso posprocesamiento después de la exposición a la arena rica en yeso , parte de la cual se encontró en los escombros de Columbia después de STS-107 . [20] : III–28 Los aterrizajes en aeródromos alternativos requirieron que el Shuttle Carrier Aircraft transportara el orbitador de regreso a Cabo Cañaveral . [20] : III-13
Además de los aeródromos de aterrizaje planificados previamente, había 85 sitios de aterrizaje de emergencia acordados para ser utilizados en diferentes escenarios de aborto, 58 de ellos 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 planearon instalaciones en la costa este de los EE. UU. para aterrizajes abortados en la costa este, mientras que se planearon varios sitios en Europa y África en caso de un aterrizaje abortado transoceánico. Las instalaciones estaban preparadas con equipo y personal en caso de un aterrizaje de emergencia del transbordador pero nunca fueron utilizadas. [20] : III-19
Después del aterrizaje, los equipos de tierra se acercaron al orbitador para realizar controles de seguridad. Los equipos que llevaban equipo de respiración autónomo realizaron pruebas para detectar la presencia de hidrógeno , hidracina , monometilhidrazina, tetróxido de nitrógeno y amoníaco para garantizar que la zona de aterrizaje fuera segura. [47] Se conectaron líneas de aire acondicionado y freón para enfriar a la tripulación y el equipo y disipar el exceso de calor del reingreso. [20] : III-13 Un cirujano de vuelo abordó el orbitador y realizó controles médicos de la tripulación antes de desembarcar. Una vez que el orbitador estuvo asegurado, fue remolcado al OPF para ser inspeccionado, reparado y preparado para la siguiente misión. [47]
El transbordador espacial voló desde el 12 de abril de 1981, [20] : III–24 hasta el 21 de julio de 2011. [20] : III–398 A lo largo del programa, el transbordador espacial tuvo 135 misiones, [20] : III–398 de las cuales 133 regresaron sanos y salvos. [20] : III–80, 304 A lo largo de su vida, el transbordador espacial se utilizó para realizar investigaciones científicas, [20] : III–188 despliegue comercial, [20] : III–66 militar, [20] : III–68 y cargas útiles científicas, [20] : III–148 y participó en la construcción y operación de Mir [20] : III–216 y la ISS. [20] : III–264 Durante su mandato, el transbordador espacial sirvió como el único vehículo estadounidense para lanzar astronautas, del cual no hubo reemplazo hasta el lanzamiento del Crew Dragon Demo-2 el 30 de mayo de 2020. [48]
El presupuesto total de la NASA para el programa del Transbordador Espacial se ha estimado en 221 mil millones de dólares (en dólares de 2012). [20] : III-488 Los desarrolladores del transbordador espacial abogaron por la reutilización como medida de ahorro de costos, lo que resultó en costos de desarrollo más altos para costos 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 siguientes fases de diseño, ya que otros requisitos técnicos no se podían cumplir con los costes reducidos. [20] : 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 de el transbordador espacial, fueron de 37.207 dólares (en 2012) por libra. [20] : 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 de dólares (en 2012) por vuelo, que se basaba 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 hubo trabajos de recuperación tras la pérdida de tripulación, fue de 806 millones de dólares. La NASA publicó un estudio en 1999 que concluía que los costos serían de 576 millones de dólares (en 2012) si hubiera siete lanzamientos por año. En 2009, la NASA determinó que el costo de agregar un solo lanzamiento por año era de $252 millones (en 2012), lo que indicaba que gran parte de los costos del programa del Transbordador Espacial son para personal y operaciones durante todo el año que continuaron independientemente de la tasa de lanzamiento. Teniendo en cuenta todo el presupuesto del programa del transbordador espacial, el coste por lanzamiento fue de 1.642 millones de dólares (en 2012). [20] : III-490
El 28 de enero de 1986, el STS-51-L se desintegró 73 segundos después del lanzamiento, debido a una 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 de misión crítica utilizado entre los segmentos de la carcasa del SRB. La falla de la junta tórica permitió que los gases de combustión calientes escaparan entre las secciones del propulsor y se quemaran a través del ET adyacente, lo que provocó una secuencia de eventos catastróficos que provocaron la desintegración del orbitador. [49] : 71 Los gerentes de la NASA habían ignorado 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). [49] : 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 al daño causado al borde de ataque de carbono-carbono del ala durante el lanzamiento. Los ingenieros de control terrestre habían solicitado tres veces por separado imágenes de alta resolución tomadas por el Departamento de Defensa que habrían permitido comprender la magnitud de los daños, 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 los daños. Los gerentes 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, [20] : III–323 [50] y, por lo tanto , la administración de la NASA no consideró la viabilidad de escenarios para la reparación o el rescate de astronautas por parte del Atlantis. En el momento. [51]
La reutilización parcial del transbordador espacial fue uno de los principales requisitos de diseño durante su desarrollo inicial. [11] : 164 Las decisiones técnicas que dictaron el regreso 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 del lanzamiento de un transbordador espacial fueron más altos de lo previsto inicialmente, y el transbordador espacial no realizó las 24 misiones por año previstas como lo predijo inicialmente la NASA. [52] [20] : III–489–490
El transbordador espacial fue concebido originalmente como un vehículo de lanzamiento para desplegar satélites, para lo cual 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 prescindibles; la intención era que el gran volumen de misiones del transbordador espacial compensara las pérdidas financieras iniciales. La mejora de los vehículos de lanzamiento prescindibles y la transición de las cargas útiles comerciales en el transbordador espacial dieron como resultado que los vehículos de lanzamiento prescindibles se convirtieran en la principal opción de despliegue de satélites. [20] : III–109–112 Un cliente clave del transbordador espacial fue la Oficina Nacional de Reconocimiento (NRO), responsable de los satélites espía. La existencia de la conexión de NRO estuvo clasificada hasta 1993, y consideraciones secretas de los requisitos de carga útil de NRO llevaron a una 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. [53]
Los fatales desastres del Challenger y del Columbia demostraron los riesgos de seguridad del transbordador espacial que podrían provocar la pérdida de la tripulación. El diseño del avión espacial del orbitador limitó 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 aborto de escape en las cápsulas espaciales Apollo y Soyuz . [54] Los primeros análisis de seguridad anunciados por los ingenieros y la administración de la NASA predijeron que la posibilidad de una falla catastrófica que provocara la muerte de la tripulación oscilaba entre 1 en 100 lanzamientos y tan raramente como 1 en 100.000. [55] [56] Tras la pérdida de dos misiones del transbordador espacial, se reevaluaron los riesgos de las misiones iniciales y se descubrió que la posibilidad de una pérdida catastrófica del vehículo y la tripulación era tan alta como 1 en 9. [57] Posteriormente, la dirección de la NASA fue criticada por aceptar un mayor riesgo para la tripulación a cambio de mayores tarifas de misión. Tanto el informe del Challenger como el del Columbia explicaron que la cultura de la NASA no había logrado mantener segura a la tripulación al no evaluar objetivamente los riesgos potenciales de las misiones. [56] [58] : 195-203
El retiro del transbordador espacial se anunció en enero de 2004. [20] : III-347 El presidente George W. Bush anunció su Visión para la exploración espacial , que pedía el retiro del transbordador espacial una vez que completara la construcción de la ISS. [59] [60] Para garantizar que la ISS se ensamblara adecuadamente, los socios contribuyentes determinaron la necesidad de 16 misiones de ensamblaje restantes en marzo de 2006. [20] : III-349 En octubre de 2006 se aprobó una misión adicional de mantenimiento del Telescopio Espacial Hubble. [ 20] : III-352 Originalmente, la STS-134 iba a ser la última misión del Transbordador Espacial. Sin embargo, el desastre del Columbia provocó que se prepararan orbitadores adicionales para su lanzamiento en caso de necesidad en caso de una misión de rescate. Mientras Atlantis se preparaba para la misión final de lanzamiento según sea 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 una emergencia. [20] : III-355 STS-135 se lanzó 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). [20] : 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. [61]
Después del vuelo final de cada orbitador, se procesó para que su exhibición fuera segura. Los sistemas OMS y RCS utilizados presentaban los principales peligros debido a su propulsor hipergólico tóxico , y la mayoría de sus componentes se eliminaron permanentemente para evitar cualquier desgasificación peligrosa. [20] : III-443 Atlantis está en exhibición en el Complejo de Visitantes del Centro Espacial Kennedy en Florida, [20] : III-456 Discovery está en exhibición en el Centro Steven F. Udvar-Hazy en Virginia, [20] : III- 451 Endeavour se exhibe en el California Science Center en Los Ángeles, [20] : III-457 y Enterprise se exhibe en el Intrepid Museum de Nueva York. [20] : Los componentes III-464 de los orbitadores fueron transferidos a la Fuerza Aérea de EE. UU., al programa ISS y a los gobiernos de Rusia y Canadá. Los motores se quitaron para usarlos en el Sistema de Lanzamiento Espacial y se colocaron boquillas RS-25 de repuesto para fines de exhibición. [20] : III-445
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El límite actual de carga útil de aterrizaje del Shuttle es de 14.400 kg (31.700 lb). Este valor se aplica a las cargas útiles destinadas al aterrizaje.
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