viernes, julio 31, 2009
Prueba del URM-1
Se han efectuado los primeros encendidos del módulo URM-1 y su motor RD-191, que será usado como primera etapa del cohete Angará. Las pruebas se han realizado en las instalaciones IS-102 de NITs RKP (antigua NII KhIMMASh, cerca de la ciudad de Peresvet). El primer lanzamiento del Angará 1.1 está planeado para 2012.
Descalabro Augustine
En los últimos días hemos asistido a las declaraciones de varias personalidades ante la Comisión Augustine. Recordemos que las conclusiones de esta Comisión serán claves para el futuro de la NASA y con toda seguridad serán tenidas en cuenta por el administrador Bolden y la Casa Blanca para decidir qué rumbo debe tomar la agencia espacial en los próximos años.
Declaración tras declaración, presentación tras presentación, queda claro que el Programa Constellation se halla al borde del descalabro absoluto, algo que se veía venir. Aunque es cierto que las presentaciones ante la comisión suelen estar rodeadas de un cierto aire de dramatismo y egocentrismo, cada vez está más claro que lo que está en juego no es ya el Programa Constellation, sino el propio futuro de la NASA. Casi con toda seguridad, el programa lunar será pospuesto/cancelado, o lo que es lo mismo, podemos decir adiós al Programa Constellation tal y como fue planteado originalmente. Porque el Ares I y la nave Orión en solitario son una pálida sombra del programa original que no merece ese nombre.
Iba a comentar algo sobre las últimas declaraciones ante la comisión, pero ya lo ha hecho magistralmente Javier Casado (aquí, aquí y aquí), así que les remito a su blog. Además, vale la pena ver las conferencias ante la Comisión en NASAspaceflight.com.
En ese mismo foro, podemos ver unas cuantas diapositivas de las alternativas de la exploración tripulada del Sistema Solar que está sopesando la comisión:
Posibles destinos planteados: Luna, Marte/Fobos y Deimos, asteroides y los puntos de Lagrange.
Los destinos clasificados según la Delta-v y la masa de la misión.
Delta-v frente a duración de la misión.
Algunos rumores sugieren que la comisión podría decantarse por una "arquitectura flexible" de exploración tripulada. Según este modelo, se abandonaría el Ares V en favor de un lanzador en el rango de las 70-80 toneladas en LEO (del tipo Direct o HLV) que serviría para lanzar misiones tripuladas de sobrevuelo a la Luna, Venus, Marte y/o a los asteroides cercanos. Puesto que no hay presupuesto para un lanzador gigante, la comisión elegiría -siempre según los rumores- misiones simples de sobrevuelo, dada su tremenda ventaja desde el punto de vista de la Delta-v. (Por cierto, hacía mucho tiempo que no veía unas presentaciones sobre la exploración espacial en las que el eje central fuese la Delta-v, el verdadero núcleo de cualquier propuesta de misión.) Estas misiones de sobrevuelo permitirían establecer la experiencia técnica necesaria para misiones más ambiciosas. Más adelante -en el siglo XXII al paso que vamos-, se construirían los módulos de aterrizaje necesarios para posarse en Marte o en la Luna.
Esta arquitectura supondría el fin del módulo lunar Altair y el Ares V, que ahora mismo se encuentran más cerca del olvido que nunca. A cambio, la NASA podría vender de forma favorable ante la opinión pública lo que no sería más que una simple cancelación del programa lunar. Porque si al final se adopta esta "arquitectura flexible", nada indica que no pueda ser igualmente cancelada por administraciones posteriores. Y es que será muy difícil defender ante el público misiones tripuladas a la Luna o a Marte que se limiten a pasar velozmente sobre sus objetivos sin tocarlos para luego regresar a la Tierra.
Seguramente, la comisión decidirá continuar con la ISS más allá de 2016. En cuanto al Ares I, es más que probable que decida recomendar seguir adelante con este lanzador, pero tal y como están las cosas, nadie -por lo menos, no yo- se atreve a pronosticar absolutamente nada.
En todo caso, dentro de un mes sabremos la respuesta.
Declaración tras declaración, presentación tras presentación, queda claro que el Programa Constellation se halla al borde del descalabro absoluto, algo que se veía venir. Aunque es cierto que las presentaciones ante la comisión suelen estar rodeadas de un cierto aire de dramatismo y egocentrismo, cada vez está más claro que lo que está en juego no es ya el Programa Constellation, sino el propio futuro de la NASA. Casi con toda seguridad, el programa lunar será pospuesto/cancelado, o lo que es lo mismo, podemos decir adiós al Programa Constellation tal y como fue planteado originalmente. Porque el Ares I y la nave Orión en solitario son una pálida sombra del programa original que no merece ese nombre.
Iba a comentar algo sobre las últimas declaraciones ante la comisión, pero ya lo ha hecho magistralmente Javier Casado (aquí, aquí y aquí), así que les remito a su blog. Además, vale la pena ver las conferencias ante la Comisión en NASAspaceflight.com.
En ese mismo foro, podemos ver unas cuantas diapositivas de las alternativas de la exploración tripulada del Sistema Solar que está sopesando la comisión:
Posibles destinos planteados: Luna, Marte/Fobos y Deimos, asteroides y los puntos de Lagrange.
Los destinos clasificados según la Delta-v y la masa de la misión.
Delta-v frente a duración de la misión.
Algunos rumores sugieren que la comisión podría decantarse por una "arquitectura flexible" de exploración tripulada. Según este modelo, se abandonaría el Ares V en favor de un lanzador en el rango de las 70-80 toneladas en LEO (del tipo Direct o HLV) que serviría para lanzar misiones tripuladas de sobrevuelo a la Luna, Venus, Marte y/o a los asteroides cercanos. Puesto que no hay presupuesto para un lanzador gigante, la comisión elegiría -siempre según los rumores- misiones simples de sobrevuelo, dada su tremenda ventaja desde el punto de vista de la Delta-v. (Por cierto, hacía mucho tiempo que no veía unas presentaciones sobre la exploración espacial en las que el eje central fuese la Delta-v, el verdadero núcleo de cualquier propuesta de misión.) Estas misiones de sobrevuelo permitirían establecer la experiencia técnica necesaria para misiones más ambiciosas. Más adelante -en el siglo XXII al paso que vamos-, se construirían los módulos de aterrizaje necesarios para posarse en Marte o en la Luna.
Esta arquitectura supondría el fin del módulo lunar Altair y el Ares V, que ahora mismo se encuentran más cerca del olvido que nunca. A cambio, la NASA podría vender de forma favorable ante la opinión pública lo que no sería más que una simple cancelación del programa lunar. Porque si al final se adopta esta "arquitectura flexible", nada indica que no pueda ser igualmente cancelada por administraciones posteriores. Y es que será muy difícil defender ante el público misiones tripuladas a la Luna o a Marte que se limiten a pasar velozmente sobre sus objetivos sin tocarlos para luego regresar a la Tierra.
Seguramente, la comisión decidirá continuar con la ISS más allá de 2016. En cuanto al Ares I, es más que probable que decida recomendar seguir adelante con este lanzador, pero tal y como están las cosas, nadie -por lo menos, no yo- se atreve a pronosticar absolutamente nada.
En todo caso, dentro de un mes sabremos la respuesta.
jueves, julio 30, 2009
Lanzamiento de un Dnepr (Deimos-1/Nanosat-1B)
Ayer 29 de julio a las 18:46 UTC fue lanzado desde Baikonur (rampa 95 del Área 109) un cohete Dnepr (15A18) con seis satélites a bordo: DubaiSat-1, Deimos-1 (satélite español de Deimos Imaging), Nanosat-1B (del INTA español), UK-DMC-2, Aprizesat-3 y Aprizesat-4. El Deimos-1 (91 kg) y el UK-DMC-2 (96 kg) han sido construidos por SSTL usando la plataforma Microsat-100.
El Nanosat-1B (INTA).
Deimos-1 (ESA).
El Deimos-1 es un satélite de observación terrestre de la empresa Deimos Imaging, cuyo director general es Pedro Duque. Dispone de seis cámaras y tiene una resolución espacial de 20 metros. El Nanosat-1B, de 20 kg, continuará la línea de investigación del INTA iniciada con el Nanosat-01, lanzado en 2004 por un Ariane 5. Nanosat-1B incorpora un transmisor-receptor en banda S de fabricación española, un detector de protones de alta energía, un dosímetro de radiaciones y un sensor solar para orientar el satélite.
Historia
El R-36M (15A14/15A18) es el misil intercontinental (ICBM) más grande la historia. También conocido como RS-20 (SS-18 Satan en Occidente), fue propuesto en 1968 como una mejora del R-36, ambos construidos por la oficina de diseño ucraniana KB Yuzhnoe (OKB-586) de Mijaíl Yangel. El director del proyecto fue Vladímir Utkin. La característica principal del R-36M era su capacidad para lanzar múltiples cabezas nucleares (MIRV) y poder equipararse así a los misiles norteamericanos de la época. Para ello, el misil debía incorporar un nuevo sistema de control digital con una precisión superior a la de vehículos precedentes. La oficina de Yangel diseñó el R-36M según el concepto de "lanzamiento en frío". Según este esquema, el misil es eyectado del silo mediante un sistema neumático y los motores se encienden en el aire. De esta forma, el silo puede volver a ser usado sin necesidad de reparaciones. Aunque esta capacidad sería de dudosa eficacia en caso de guerra nuclear, permitía simplificar las pruebas y el mantenimiento del silo. En concreto, el R-36M podría ser desplegado en silos más antiguos sin necesidad de modificar el sistema de expulsión de los gases de escape de los motores. Curiosamente, esta característica terminaría por ser una ventaja a la hora del uso del R-36M como lanzador espacial. Además, el misil se construiría según un diseño encapsulado -al igual que otros misiles soviéticos-, de tal forma que el cohete se desplegaría dentro de un contenedor (15Ya53, denominado genéricamente TPK) de fibra de carbono reforzada, sin necesidad de un mantenimiento complejo.
Claro que el concepto de lanzar un misil de 210 toneladas hacia el cielo y esperar que el motor se encienda justo cuando el vehículo empieza a caer es muy sencillo en teoría, pero para los ingenieros de Yuzhnoe resultó toda una pesadilla logística llevarlo a la práctica. Para llevar a cabo este salto mortal, el R-36M lleva instalado un curioso dispositivo denominado Generador de Presión a Pólvora (PAD) en la base del misil. El PAD genera la presión suficiente para lanzar al misil hasta 20 metros por encima del silo. Al estar situado bajo el cohete, protege al mismo tiempo a los motores del RS-20 de la presión dentro del contenedor. Una vez en el aire, el PAD enciende tres pequeños motores de combustible sólido para separarse del cohete y no interferir con su despegue.
Un RS-20A en su contenedor TPK.
En Baikonur se construyeron instalaciones para verificar la idoneidad de este curioso sistema y las primeras pruebas del lanzamiento en frío con misiles sin combustible (estaban cargados con agua para simular la inercia del lanzador) se llevaron a cabo en 1971-1972. El primer lanzamiento de un misil R-36M se efectuó el 21 de febrero de 1973. En tiempos soviéticos se llevaron a cabo hasta 160 lanzamientos del R-36M. El 30 de diciembre de 1975, el Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS ordenaron la puesta en servicio del R-36M y el misil MR-UR-100, este último fabricado también por KB Yuzhnoe. Existen tres versiones del Satán: R-36M (15A14/RS-20A), R-36M1 (R-36M UTTKh/RS-20B/15A18) y R-36M2 (15A18M/RS-20V).
Para la Unión Soviética, el R-36M significó un paso fundamental para alcanzar la tan ansiada paridad estratégica con los Estados Unidos y sería el protagonista de numerosos tratados de desarme. Tras la caída de la URSS, Rusia decidió mantener en su arsenal este misil de "fabricación ucraniana", aunque ha retirado numerosas unidades de acuerdo con los tratados internacionales. En vez de proceder a la destrucción de las unidades eliminadas, surgió la idea de reconvertir estos misiles en lanzadores espaciales. Sólo habría que añadir una tercera etapa que proporcionase el impulso extra para la inserción orbital, aunque gracias a la tremenda potencia del R-36M apenas sería necesario aumentar la velocidad proporcionada por las dos primeras etapas. Esta tercera fase utilizaría el mismo procedimiento para la separación de la carga útil que el empleado en el despliegue de los MIRV.
En 1997 se creó la compañía Kosmotras entre las agencias espaciales de Rusia y Ucrania para gestionar los lanzamientos comerciales del R-36M. La versión espacial del Satán fue bautizada Dnepr (15A18, también llamado Dnieper) en honor al río que pasa por Dnepropetrovsk, la ciudad sede de KB Yuzhnoe. Kosmotras tiene a su disposición unos 150 cohetes R-36M y R-36M1 (R-36MUTTKh). El 15 de abril de 1998, un cohete Dnepr fue lanzado en trayectoria suborbital para verificar el sistema de despliegue de la carga útil. El vuelo también tuvo un perfil militar y los diez MIRV impactaron contra sus respectivos blancos en Kamchatka. El 21 de abril de 1999 se efectuó el primer lanzamiento espacial del Dnepr. El de ayer fue el 13º lanzamiento de este cohete.
Organigrama de Kosmotras (Kosmotras).
El cohete
El cohete Dnepr (Roskosmos).
Dnepr en el silo dentro de su contenedor TPK (Kosmotras).
Dnepr es un cohete de 34,3 x 3 metros, 211 toneladas y tres etapas, siendo las dos primeras un misil R-36M sin modificar. Usa propergoles hipergólicos: tetróxido de nitrógeno y dimetilhidracina asimétrica (UDMH). La primera etapa tiene unas dimensiones de 22,337 x 3 metros y usa un motor RD-264 (4521 kN de empuje) de NPO Energomash. Este motor consta de cuatro motores RD-263 de una cámara. La masa en el lanzamiento de esta fase es de 147,9 toneladas.
Motor RD-264 (NPO Energomash).
La segunda etapa emplea un motor principal RD-0228 (755 kN) de KB Khimavtomatiki, formado por un motor principal RD-0229 y cuatro vernier RD-0230. Sus dimensiones son de 5,713 x 3 m y su masa es de 36,74 t. Encima de la tercera etapa se coloca el SHM (Space Head Module), donde va instalada la carga útil. La separación de etapas se lleva a cabo "en caliente", con el encendido de los vernier de la segunda fase mientras ésta aún está unida a la primera etapa.
RD-0228 (KB Khimavtomatiki).
Dnepr puede colocar 3,7 toneladas en una órbita de 300-900 km de altura en cuatro inclinaciones posibles: 50,5º, 64,5º, 87,3º y 98º. Estas inclinaciones están determinadas por las direcciones de lanzamiento posibles para evitar el sobrevuelo de zonas pobladas. Dnepr puede lanzar un sólo satélite de gran tamaño o varios satélites más pequeños. En ambos casos, tras la separación de las dos primeras etapas, la tercera fase gira 180º y suelta los satélites "hacia atrás", de manera muy similar a como las cabezas nucleares se deprendían de la parte delantera del misil.
Instalaciones del Dnepr en Baikonur (Kosmotras).
Principales azimuts de lanzamiento (Kosmotras).
El contenedor con el misil (las dos primeras etapas) es instalado en el silo (ShPU en ruso). La tercera etapa es verificada y cargada con combustible para posteriormente ser acoplada con el cohete en el silo. La carga útil es integrada por separado con el SHM y es transportada hasta el silo en un curioso vehículo que parece sacado de una novela de ciencia ficción, diseñado originalmente para el mantenimiento de los MIRV del misil. La integración tiene lugar en el Área 31 o en el Área 42 de Baikonur. Los silos de lanzamiento están situados en las Áreas 106 y 109 de este cosmódromo. El Dnepr también puede ser lanzado desde la antigua base de ICBMs de Dombarovsky (Rusia) actualmente conocida como Yasniy.
Distribución de la carga útil en el FHM (Kosmotras).
Posibles configuraciones de la carga útil (Kosmotras).
Transporte especial para instalar la carga útil en el silo (Kosmotras/Roskosmos).
Vehículo de transporte de la tercera etapa y la FHM (Kosmotras).
El control del lanzamiento se lleva a cabo desde el búnker del Área 111/2, utilizando las mismas llaves de lanzamiento del misil R-36M.
Carga del TPK en el silo (izqda.), instalación de la carga útil (centro) y lanzamiento (dcha.) (Roskosmos).
Traslado del misil al silo de lanzamiento dentro del contenedor TPK (Kosmotras).
Flujo de trabajo con la carga útil (Roskosmos).
Preparación del FHM y la cofia (Roskosmos).
La tercera etapa. Debido a su carácter militar, los sistemas internos aparecen difuminados en la foto (Roskosmos).
El Deimos-1 (Roskosmos).
Instalación de los satélites sobre el FHM (Roskosmos).
Lanzamiento:
Fases del lanzamiento de un Dnepr: 1- Ignición del PAD. 2- El cohete abandona el silo. 3- Separación del PAD. 4- Ignición de los motores del PAD para separarse del cohete. 5- Ignición de la primera etapa. 6- Separación de los anillos conectores del cohete con el contenedor TPK. 7- Despegue (Kosmotras).
Fases del lanzamiento (Kosmotras).
El PAD de un Dnepr tras el despegue.
Los restos de la primera etapa de un Dnepr esperando ser recogidos (Kosmotras).
Separación de la carga útil (Kosmotras).
Vídeo del SS-18:
Instalación del TPK del Dnepr en el silo:
Preparativos de la carga útil:
Instalación de la carga útil sobre el cohete:
Lanzamiento de un Dnepr en 2008:
Lanzamiento nocturno de ayer:
Animación del lanzamiento:
Lanzamiento (Roskosmos).
Referencias:
El Nanosat-1B (INTA).
Deimos-1 (ESA).
El Deimos-1 es un satélite de observación terrestre de la empresa Deimos Imaging, cuyo director general es Pedro Duque. Dispone de seis cámaras y tiene una resolución espacial de 20 metros. El Nanosat-1B, de 20 kg, continuará la línea de investigación del INTA iniciada con el Nanosat-01, lanzado en 2004 por un Ariane 5. Nanosat-1B incorpora un transmisor-receptor en banda S de fabricación española, un detector de protones de alta energía, un dosímetro de radiaciones y un sensor solar para orientar el satélite.
Historia
El R-36M (15A14/15A18) es el misil intercontinental (ICBM) más grande la historia. También conocido como RS-20 (SS-18 Satan en Occidente), fue propuesto en 1968 como una mejora del R-36, ambos construidos por la oficina de diseño ucraniana KB Yuzhnoe (OKB-586) de Mijaíl Yangel. El director del proyecto fue Vladímir Utkin. La característica principal del R-36M era su capacidad para lanzar múltiples cabezas nucleares (MIRV) y poder equipararse así a los misiles norteamericanos de la época. Para ello, el misil debía incorporar un nuevo sistema de control digital con una precisión superior a la de vehículos precedentes. La oficina de Yangel diseñó el R-36M según el concepto de "lanzamiento en frío". Según este esquema, el misil es eyectado del silo mediante un sistema neumático y los motores se encienden en el aire. De esta forma, el silo puede volver a ser usado sin necesidad de reparaciones. Aunque esta capacidad sería de dudosa eficacia en caso de guerra nuclear, permitía simplificar las pruebas y el mantenimiento del silo. En concreto, el R-36M podría ser desplegado en silos más antiguos sin necesidad de modificar el sistema de expulsión de los gases de escape de los motores. Curiosamente, esta característica terminaría por ser una ventaja a la hora del uso del R-36M como lanzador espacial. Además, el misil se construiría según un diseño encapsulado -al igual que otros misiles soviéticos-, de tal forma que el cohete se desplegaría dentro de un contenedor (15Ya53, denominado genéricamente TPK) de fibra de carbono reforzada, sin necesidad de un mantenimiento complejo.
Claro que el concepto de lanzar un misil de 210 toneladas hacia el cielo y esperar que el motor se encienda justo cuando el vehículo empieza a caer es muy sencillo en teoría, pero para los ingenieros de Yuzhnoe resultó toda una pesadilla logística llevarlo a la práctica. Para llevar a cabo este salto mortal, el R-36M lleva instalado un curioso dispositivo denominado Generador de Presión a Pólvora (PAD) en la base del misil. El PAD genera la presión suficiente para lanzar al misil hasta 20 metros por encima del silo. Al estar situado bajo el cohete, protege al mismo tiempo a los motores del RS-20 de la presión dentro del contenedor. Una vez en el aire, el PAD enciende tres pequeños motores de combustible sólido para separarse del cohete y no interferir con su despegue.
Un RS-20A en su contenedor TPK.
En Baikonur se construyeron instalaciones para verificar la idoneidad de este curioso sistema y las primeras pruebas del lanzamiento en frío con misiles sin combustible (estaban cargados con agua para simular la inercia del lanzador) se llevaron a cabo en 1971-1972. El primer lanzamiento de un misil R-36M se efectuó el 21 de febrero de 1973. En tiempos soviéticos se llevaron a cabo hasta 160 lanzamientos del R-36M. El 30 de diciembre de 1975, el Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS ordenaron la puesta en servicio del R-36M y el misil MR-UR-100, este último fabricado también por KB Yuzhnoe. Existen tres versiones del Satán: R-36M (15A14/RS-20A), R-36M1 (R-36M UTTKh/RS-20B/15A18) y R-36M2 (15A18M/RS-20V).
Para la Unión Soviética, el R-36M significó un paso fundamental para alcanzar la tan ansiada paridad estratégica con los Estados Unidos y sería el protagonista de numerosos tratados de desarme. Tras la caída de la URSS, Rusia decidió mantener en su arsenal este misil de "fabricación ucraniana", aunque ha retirado numerosas unidades de acuerdo con los tratados internacionales. En vez de proceder a la destrucción de las unidades eliminadas, surgió la idea de reconvertir estos misiles en lanzadores espaciales. Sólo habría que añadir una tercera etapa que proporcionase el impulso extra para la inserción orbital, aunque gracias a la tremenda potencia del R-36M apenas sería necesario aumentar la velocidad proporcionada por las dos primeras etapas. Esta tercera fase utilizaría el mismo procedimiento para la separación de la carga útil que el empleado en el despliegue de los MIRV.
En 1997 se creó la compañía Kosmotras entre las agencias espaciales de Rusia y Ucrania para gestionar los lanzamientos comerciales del R-36M. La versión espacial del Satán fue bautizada Dnepr (15A18, también llamado Dnieper) en honor al río que pasa por Dnepropetrovsk, la ciudad sede de KB Yuzhnoe. Kosmotras tiene a su disposición unos 150 cohetes R-36M y R-36M1 (R-36MUTTKh). El 15 de abril de 1998, un cohete Dnepr fue lanzado en trayectoria suborbital para verificar el sistema de despliegue de la carga útil. El vuelo también tuvo un perfil militar y los diez MIRV impactaron contra sus respectivos blancos en Kamchatka. El 21 de abril de 1999 se efectuó el primer lanzamiento espacial del Dnepr. El de ayer fue el 13º lanzamiento de este cohete.
Organigrama de Kosmotras (Kosmotras).
El cohete
El cohete Dnepr (Roskosmos).
Dnepr en el silo dentro de su contenedor TPK (Kosmotras).
Dnepr es un cohete de 34,3 x 3 metros, 211 toneladas y tres etapas, siendo las dos primeras un misil R-36M sin modificar. Usa propergoles hipergólicos: tetróxido de nitrógeno y dimetilhidracina asimétrica (UDMH). La primera etapa tiene unas dimensiones de 22,337 x 3 metros y usa un motor RD-264 (4521 kN de empuje) de NPO Energomash. Este motor consta de cuatro motores RD-263 de una cámara. La masa en el lanzamiento de esta fase es de 147,9 toneladas.
Motor RD-264 (NPO Energomash).
La segunda etapa emplea un motor principal RD-0228 (755 kN) de KB Khimavtomatiki, formado por un motor principal RD-0229 y cuatro vernier RD-0230. Sus dimensiones son de 5,713 x 3 m y su masa es de 36,74 t. Encima de la tercera etapa se coloca el SHM (Space Head Module), donde va instalada la carga útil. La separación de etapas se lleva a cabo "en caliente", con el encendido de los vernier de la segunda fase mientras ésta aún está unida a la primera etapa.
RD-0228 (KB Khimavtomatiki).
Dnepr puede colocar 3,7 toneladas en una órbita de 300-900 km de altura en cuatro inclinaciones posibles: 50,5º, 64,5º, 87,3º y 98º. Estas inclinaciones están determinadas por las direcciones de lanzamiento posibles para evitar el sobrevuelo de zonas pobladas. Dnepr puede lanzar un sólo satélite de gran tamaño o varios satélites más pequeños. En ambos casos, tras la separación de las dos primeras etapas, la tercera fase gira 180º y suelta los satélites "hacia atrás", de manera muy similar a como las cabezas nucleares se deprendían de la parte delantera del misil.
Instalaciones del Dnepr en Baikonur (Kosmotras).
Principales azimuts de lanzamiento (Kosmotras).
El contenedor con el misil (las dos primeras etapas) es instalado en el silo (ShPU en ruso). La tercera etapa es verificada y cargada con combustible para posteriormente ser acoplada con el cohete en el silo. La carga útil es integrada por separado con el SHM y es transportada hasta el silo en un curioso vehículo que parece sacado de una novela de ciencia ficción, diseñado originalmente para el mantenimiento de los MIRV del misil. La integración tiene lugar en el Área 31 o en el Área 42 de Baikonur. Los silos de lanzamiento están situados en las Áreas 106 y 109 de este cosmódromo. El Dnepr también puede ser lanzado desde la antigua base de ICBMs de Dombarovsky (Rusia) actualmente conocida como Yasniy.
Distribución de la carga útil en el FHM (Kosmotras).
Posibles configuraciones de la carga útil (Kosmotras).
Transporte especial para instalar la carga útil en el silo (Kosmotras/Roskosmos).
Vehículo de transporte de la tercera etapa y la FHM (Kosmotras).
El control del lanzamiento se lleva a cabo desde el búnker del Área 111/2, utilizando las mismas llaves de lanzamiento del misil R-36M.
Carga del TPK en el silo (izqda.), instalación de la carga útil (centro) y lanzamiento (dcha.) (Roskosmos).
Traslado del misil al silo de lanzamiento dentro del contenedor TPK (Kosmotras).
Flujo de trabajo con la carga útil (Roskosmos).
Preparación del FHM y la cofia (Roskosmos).
La tercera etapa. Debido a su carácter militar, los sistemas internos aparecen difuminados en la foto (Roskosmos).
El Deimos-1 (Roskosmos).
Instalación de los satélites sobre el FHM (Roskosmos).
Lanzamiento:
- T-2 horas: preparativos de los equipos de telemetría terrestres.
- T-1,5 horas: se abre la compuerta del silo.
- T-1 hora: se activa la telemetría del vehículo durante 10 minutos para probar las estaciones terrestres.
- T-20 minutos: activación definitiva de la telemetría. La zona de lanzamiento es evacuada.
- T-3 minutos: el cohete tiene potencia interna. Las estaciones de telemetría comienzan a grabar.
- T-0: activación del sistema de navegación.
- T+4,3 s: activación del PAD.
- T+6,55 s: separación del PAD.
- T+9,2 s: encendido de la primera etapa.
- T+108,724 s: separación de la primera etapa.
- T+276,172 s: separación de la cofia.
- T+281,172 s: separación de la segunda etapa.
Fases del lanzamiento de un Dnepr: 1- Ignición del PAD. 2- El cohete abandona el silo. 3- Separación del PAD. 4- Ignición de los motores del PAD para separarse del cohete. 5- Ignición de la primera etapa. 6- Separación de los anillos conectores del cohete con el contenedor TPK. 7- Despegue (Kosmotras).
Fases del lanzamiento (Kosmotras).
El PAD de un Dnepr tras el despegue.
Los restos de la primera etapa de un Dnepr esperando ser recogidos (Kosmotras).
Separación de la carga útil (Kosmotras).
Vídeo del SS-18:
Instalación del TPK del Dnepr en el silo:
Preparativos de la carga útil:
Instalación de la carga útil sobre el cohete:
Lanzamiento de un Dnepr en 2008:
Lanzamiento nocturno de ayer:
Animación del lanzamiento:
Lanzamiento (Roskosmos).
Referencias:
miércoles, julio 29, 2009
¿Orión para 2017?
Nada, que no hay manera. El cohete Ares I no para de darle disgustos a la NASA. Ahora es la astronauta Sally Ride la que se apunta al carro de las críticas al estado del Programa Constellation. Y no debemos olvidar que Ride, además de ser la primera mujer astronauta norteamericana, es miembro (¿o miembra?) Comité Augustine, el panel de expertos que va a decidir el futuro de la NASA a corto plazo. Ride ha declarado que considera probable que la nave Orión no esté dispuesta hasta 2017, dos años más tarde de lo previsto por la NASA. En ese caso, y previendo que los EEUU estarían seis años sin poder lanzar un hombre al espacio por sus propios medios, Ride se muestra partidaria de prolongar los vuelos del transbordador espacial hasta 2012, como mínimo.
La Luna se nos escapa por momentos...
La Luna se nos escapa por momentos...
martes, julio 28, 2009
Operatividad del Ares I
Estaba repasando algunos de los documentos de la NASA sobre el Programa Constellation que se me habían quedado en el tintero y me he encontrado con este Ares I Operability Overview (Ray Shaughnesy, abril 2009). El documento aborda algunos problemas con el controvertido Ares I, lo cual resulta interesante ahora que la Comisión Augustine está debatiendo el futuro del Programa Constellation y, por tanto, el de la NASA.
Los puntos más interesantes que podemos comentar son los siguientes:
Operaciones para lanzar el Ares I (NASA).
Tiempo en la preparación para el lanzamiento (NASA).
Probabilidades en el lanzamiento de un Ares I (NASA).
Ares I (NASA).
Modelos del acceso en el VAB a distintos componentes del Ares I (NASA).
Comparativa entre el Ares I y otros lanzadores (NASA).
Esquema de la sección entre las dos etapas (NASA).
IU, el cerebro del Ares I (NASA).
Los puntos más interesantes que podemos comentar son los siguientes:
- Se podrán lanzar dos Ares I en un intervalo mínimo de 45 días.
Operaciones para lanzar el Ares I (NASA).
Tiempo en la preparación para el lanzamiento (NASA).
- El documento no concreta costes de fabricación por unidad ni costes anuales. Y eso que estamos a pocos años de su supuesta entrada en funcionamiento. ¿Omisión deliberada? Probablemente.
- Lo que sí podemos ver es el coste anual de fabricación de la primera etapa: 587-615 millones de dólares para cinco lanzamientos al año. La producción anual del motor J-2X (cinco unidades) sería de 189-201 millones de dólares.
- El estudio indica que el Ares I se lanzaría después que el Ares V en una misión lunar. En caso de problemas, el Ares I debería poder ser reparado y lanzado en 72 horas. El Ares I tendría la capacidad de ser cargado de combustible (en la segunda etapa) hasta siete ocasiones en un corto espacio de tiempo para tener en cuenta las posibles cancelaciones del Ares V.
- La probabilidad de lanzamiento del Ares I no cumple (al menos, no en abril de este año) los requisitos (>0,98, o sea, un fallo cada 50 lanzamientos como mucho), quedándose en 0,969 (un fallo, no necesariamente catastrófico, cada 32,3 lanzamientos). La segunda etapa es la culpable de esta disparidad.
Probabilidades en el lanzamiento de un Ares I (NASA).
- Un problema en el diseño del cohete radica en la sección de conexión entre la primera y la segunda etapa. No está claro aún cómo acceder al motor J-2X en la rampa.
Ares I (NASA).
Modelos del acceso en el VAB a distintos componentes del Ares I (NASA).
Comparativa entre el Ares I y otros lanzadores (NASA).
Esquema de la sección entre las dos etapas (NASA).
IU, el cerebro del Ares I (NASA).
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