Vehículo de lanzamiento Mercury-Redstone

El vehículo de lanzamiento Mercury-Redstone , diseñado para el Proyecto Mercury de la NASA , fue el primer cohete espacial tripulado estadounidense . Se utilizó para seis vuelos suborbitales Mercury en 1960 y 1961, culminando con el lanzamiento del primer y, once semanas después, del segundo estadounidense (y del segundo y tercer ser humano) al espacio. Los cuatro vuelos espaciales tripulados Mercury posteriores utilizaron el cohete Atlas, más potente, para entrar en órbita terrestre baja .

Como miembro de la familia de cohetes Redstone , derivaba del misil balístico Redstone del Ejército de los Estados Unidos y de la primera etapa del vehículo de lanzamiento Jupiter-C ; pero para su uso tripulado , se modificaron la estructura y los sistemas para mejorar la seguridad y la fiabilidad.

La NASA eligió el misil balístico de combustible líquido Redstone del Ejército de los EE. UU. para sus vuelos suborbitales porque era el más antiguo de la flota estadounidense, ya que había estado activo desde 1953 y había tenido ^{[ 1 ]} muchos vuelos de prueba exitosos. ^{[ 2 ]}

Aunque el Redstone militar estándar carecía del empuje suficiente para elevar una cápsula Mercury a la trayectoria suborbital balística necesaria para el proyecto, ^{[ 2 ]} la primera etapa del Jupiter-C , un Redstone modificado con tanques alargados, podía transportar suficiente propulsor para alcanzar la trayectoria deseada. Por lo tanto, la primera etapa del Jupiter-C se utilizó como punto de partida para el diseño del Mercury-Redstone. ^{[ 3 ]} Sin embargo, el motor del Jupiter-C estaba siendo retirado gradualmente por el Ejército, así que, para evitar posibles complicaciones como escasez de piezas o revisiones de diseño, los diseñadores del Mercury-Redstone eligieron el motor Rocketdyne A-7 utilizado en el último Redstone militar. ^{[ 4 ]} Hans Paul y William Davidson, ingenieros de propulsión en la Agencia de Misiles Balísticos del Ejército (ABMA), fueron asignados a la tarea de modificar el A-7 para que fuera seguro y confiable para vuelos tripulados.

Durante 1959, la mayor parte de ABMA estaba centrada en el proyecto Saturno, pero aquellos ingenieros que pudieron encontrar tiempo libre fueron invitados a trabajar en la homologación del Jupiter-C para vuelos tripulados. Como punto de partida, el paso más obvio fue eliminar su capacidad de separación por etapas, ya que el Mercury-Redstone no utilizaría etapas superiores. Muchos de los componentes más avanzados del Jupiter-C también se eliminaron por motivos de fiabilidad o porque no eran necesarios para el Proyecto Mercury.

El Redstone estándar se alimentaba con una mezcla de 25 % de agua y 75 % de alcohol etílico, con oxígeno líquido (LOX) como oxidante, ^{[ 5 ]} esencialmente los mismos propelentes que el misil alemán V-2 , pero la primera etapa del Jupiter-C había utilizado combustible hydyne , una mezcla de 60 % de dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) y 40 % de dietilentriamina (DETA). ^{[ 6 ]} Este era un combustible más potente que el alcohol etílico, pero también más tóxico, ^{[ 7 ]} lo que podría ser peligroso para un astronauta en caso de emergencia en la plataforma de lanzamiento. ^{[ 8 ]} Además, el hydyne nunca se había utilizado con el nuevo motor A-7. ^{[ 9 ]} Los diseñadores del Mercury-Redstone rechazaron el hydyne y volvieron al combustible estándar de alcohol etílico. Por lo tanto, también fue necesario alargar los tanques de propelente en lugar de utilizar un combustible más potente. ^{[ 10 ]}

El uso de alcohol generó un problema en el Mercury-Redstone, ya que las paletas de empuje vectorial de grafito podían erosionarse debido al tiempo de combustión significativamente más prolongado, por lo que la NASA estableció el requisito de que los vehículos de lanzamiento estuvieran equipados con paletas de alta calidad.

Debido a que el misil Mercury-Redstone tenía tanques de propulsión más grandes que el misil Redstone, se añadió una botella de nitrógeno adicional para presurizar los tanques y un tanque extra de peróxido de hidrógeno para alimentar la turbobomba debido al mayor tiempo de combustión.

El cambio más importante para que el Mercury-Redstone fuera apto para un astronauta fue la adición de un sistema automático de detección de aborto en vuelo. ^{[ 11 ]} Si una falla catastrófica del cohete fuera inminente, el sistema de escape de lanzamiento acoplado a la cápsula Mercury se activaría, elevando rápidamente la cápsula del propulsor. Tanto el astronauta como los controladores en tierra podrían iniciar un aborto manualmente, ^{[ 12 ]} pero algunas fallas potenciales durante el vuelo podrían provocar un desastre antes de que se pudiera activar un aborto manualmente. ^{[ 13 ]}

El sistema automático de detección de aborto en vuelo del Mercury-Redstone resolvió este problema al monitorear el rendimiento del cohete durante el vuelo. Si detectaba una anomalía que pudiera poner en peligro al astronauta, como la pérdida de control de vuelo, empuje del motor o energía eléctrica, abortaba automáticamente, apagando el motor y activando el sistema de escape de la cápsula. ^{[ 14 ]} El sistema de aborto no podía apagar el motor hasta al menos 30 segundos después del despegue para evitar que un vehículo de lanzamiento defectuoso aterrizara en la plataforma o cerca de ella; durante los primeros 30 segundos, solo el Oficial de Seguridad de Campo podía terminar el vuelo. ^{[ 15 ]} Se utilizó la revisión de los datos de vuelo de los más de 60 lanzamientos de Redstone y Jupiter C desde 1953 para analizar los modos de falla más probables de esta familia de vehículos de lanzamiento. El sistema de detección de aborto debía mantenerse lo más simple posible, monitoreando solo aquellos parámetros que eran vitales para el funcionamiento del propulsor. Un aborto automático podía activarse por las siguientes condiciones, cualquiera de las cuales podía indicar una falla catastrófica:

• Ángulo de cabeceo, guiñada o alabeo que se desvía demasiado del perfil de vuelo programado; ^{[ 16 ]}
• El ángulo de cabeceo o guiñada cambia demasiado rápido; ^{[ 17 ]}
• La presión en la cámara de combustión del motor cae por debajo de un nivel crítico; ^{[ 18 ]}
• Pérdida de energía eléctrica para el sistema de control de vuelo; ^{[ 19 ]} o
• Pérdida de energía eléctrica general (incluida la energía para el propio sistema de detección de aborto). ^{[ 20 ]}

La capacidad de aborto instantáneo era importante porque ciertos fallos, como la pérdida de empuje durante el despegue (por ejemplo, en el tercer vuelo de prueba del Redstone en mayo de 1954), podían provocar una situación catastrófica inmediata. Otros fallos, como la desviación de la trayectoria de vuelo correcta o una caída de la presión en la cámara del motor durante el ascenso, no representaban necesariamente un riesgo inmediato para la seguridad del astronauta. Este podía iniciar un aborto manual accionando una palanca en la cápsula para activar el Sistema de Escape de Lanzamiento, o bien el control terrestre podía enviar una orden para activarlo.

El sistema de seguridad del alcance se modificó ligeramente de manera que se produjera un retraso de tres segundos entre el apagado del motor y la destrucción del misil para dar a la torre de escape tiempo suficiente para alejar la cápsula. ^{[ 21 ]}

La diferencia más visible entre la primera etapa del Jupiter-C y el Mercury-Redstone radicaba en la sección situada justo debajo de la cápsula Mercury y encima de los tanques de propulsor. Esta sección se conocía como sección trasera , término heredado del Redstone militar. (La parte trasera real del cohete se denominaba sección de cola ). La sección trasera albergaba la mayor parte de la electrónica e instrumentación del Mercury-Redstone, incluido el sistema de guiado, así como el adaptador para la cápsula Mercury. ^{[ 22 ]} En el Redstone militar y la primera etapa del Jupiter-C, cuando el cohete se agotaba, su parte inferior, que contenía el motor y los tanques de propulsor, se separaba de la sección trasera y se desechaba, y la sección trasera, con su sistema de guiado, dirigía la mitad superior del cohete durante su vuelo balístico sin propulsión. Sin embargo, en el Mercury-Redstone, la sección trasera estaba unida permanentemente a la parte inferior del cohete. ^{[ 23 ]} Cuando el cohete se apagaba, la cápsula Mercury se separaba de la sección trasera y dependía de su propio sistema de guiado.

Se realizaron otros cambios para mejorar la fiabilidad del Mercury-Redstone. El sistema de guiado inercial ST-80 del Redstone estándar fue reemplazado en el Mercury-Redstone por el piloto automático LEV-3, más sencillo. El LEV-3, cuyo diseño se remontaba al V-2 alemán, no era tan sofisticado ni tan preciso como el ST-80, pero era lo suficientemente preciso para la misión Mercury y su simplicidad lo hacía más fiable. ^{[ 24 ]} Se construyó un compartimento especial para instrumentos en la sección trasera para albergar la instrumentación y la electrónica más importantes, incluyendo el sistema de guiado, los sistemas de aborto y autodestrucción, la instrumentación de telemetría y las fuentes de alimentación eléctrica. Para reducir la probabilidad de fallos en este equipo, este compartimento se enfriaba antes del lanzamiento y se mantenía presurizado durante el vuelo. ^{[ 25 ]}

Las preválvulas de combustible se eliminaron del Mercury-Redstone para mejorar su fiabilidad, ya que, si se cerraban durante el lanzamiento, se podía activar una condición de aborto. En los tres vuelos no tripulados, se descubrió que el Mercury-Redstone presentaba un transitorio de balanceo de 8° por segundo, frente a los 4° del misil Redstone. Aunque este valor era inferior al transitorio de balanceo de 12° por segundo necesario para activar un aborto, el sensor de velocidad de balanceo se eliminó de los dos vuelos tripulados para reducir las posibilidades de un aborto accidental (el propulsor aún conservaba el sensor de ángulo de actitud de balanceo, que se activaba a los 10°).

Tanto Mercury-Redstone 1A como Mercury-Redstone 2 sufrieron sobreaceleración en vuelo. La primera se debió a un problema con el acelerómetro, y la segunda, a un problema con el regulador de oxígeno líquido (LOX), que suministró un exceso de oxidante al motor y provocó la interrupción del empuje 1,2 segundos antes de lo previsto. El sistema ASIS se activó y la torre de escape retiró la cápsula, sometiendo a Ham , su pasajero chimpancé, a altas fuerzas G. El tercer vuelo, Mercury-Redstone BD , se diseñó como una prueba de ingeniería para corregir estos problemas antes de que el cohete pudiera considerarse apto para vuelos tripulados.

El espacio entre el compartimento de instrumentos presurizado y la cápsula estaba originalmente destinado a albergar un sistema de recuperación de paracaídas para el cohete, pero se dejó vacío tras el abandono de dicho sistema. Los tres vuelos no tripulados del Mercury-Redstone mostraron altos niveles de vibración y flexión estructural en la zona del adaptador, por lo que el vuelo de Alan Shepard incluyó 340 libras de plástico reforzado con plomo en la sección del adaptador, junto con refuerzos y rigidizadores adicionales. Después de que Shepard siguiera reportando vibraciones notables durante el lanzamiento, el propulsor de Gus Grissom incluyó aún más lastre. El propulsor Atlas utilizado para los vuelos orbitales del Mercury también había experimentado este problema, pero con resultados más catastróficos, ya que el Mercury-Atlas 1 se destruyó en vuelo debido a una falla estructural causada por una flexión excesiva en el punto donde el propulsor se acoplaba al adaptador de la cápsula. ^{[ 26 ]}

En total, se realizaron unas 800 modificaciones al diseño del Redstone durante su adaptación al programa Mercury. El proceso de homologación del Redstone para vuelos tripulados fue tan exhaustivo que la NASA pronto se encontró utilizando no un cohete estándar, sino uno completamente nuevo, invalidando así todo el hardware y los datos de las pruebas de vuelo de los lanzamientos anteriores del Redstone y el Jupiter-C. Esto generó una serie de disputas entre el equipo de Von Braun en la ABMA y la NASA, ya que el primero prefería que el sistema de aborto fuera lo más infalible posible para garantizar que el astronauta pudiera ser rescatado en caso de fallo del vehículo de lanzamiento, mientras que la segunda priorizaba la máxima fiabilidad del propulsor para minimizar la posibilidad de abortos.

Los diseñadores del Mercury-Redstone planearon originalmente que el cohete se recuperaría mediante paracaídas tras su separación de la cápsula Mercury. Este fue el primer esfuerzo significativo para desarrollar un vehículo de lanzamiento recuperable y el primero en alcanzar la fase de pruebas. ^{[ 27 ]}

El sistema de recuperación, situado en la parte superior del cohete, habría utilizado dos etapas de paracaídas. En la primera etapa, un único paracaídas de 5,2 metros (17 pies ) de diámetro estabilizaría la caída del cohete y ralentizaría su descenso. Este paracaídas desplegaría entonces un conjunto de tres paracaídas principales, cada uno de 20 metros (67 pies ) de diámetro. El cohete caería en el océano Atlántico, donde sería recuperado por un barco. ^{[ 28 ]}  

Para determinar la viabilidad de este sistema, se realizaron varias pruebas con un Redstone de tamaño real, incluyendo pruebas de impacto en el agua y de flotación, y un ejercicio en el mar en el que un buque de recuperación de la Armada recuperó un Redstone flotante. Todas estas pruebas demostraron que la recuperación del cohete era factible. ^{[ 29 ]} Sin embargo, el desarrollo posterior se detuvo debido a la falta de financiación, por lo que el sistema de paracaídas no se probó. ^{[ 30 ]}

Los vuelos Mercury-Redstone se designaban con el prefijo "MR-". Curiosamente, los cohetes Mercury-Redstone utilizados en estos vuelos se designaban de la misma manera, aunque generalmente con números diferentes. Esta designación se puede observar en la parte trasera del cohete (normalmente visible en imágenes de alta resolución; consulte la tabla a continuación).

Dos cohetes, el MR-4 y el MR-6, nunca llegaron a volar. Aunque hubo rumores de que la NASA, al comienzo del Proyecto Mercury, tenía la intención de lanzar a cada astronauta en una misión suborbital antes de iniciar los vuelos orbitales del Atlas, la NASA adquirió solo ocho propulsores Mercury-Redstone, uno de los cuales resultó dañado en el fallido lanzamiento del MR-1 y no se reutilizó, y otro se destinó al vuelo del MR-BD. El programa original contemplaba un vuelo Mercury-Redstone no tripulado, un vuelo con chimpancés y seis vuelos tripulados. Dado que los vuelos de Alan Shepard y Gus Grissom fueron exitosos y que la Unión Soviética había realizado dos vuelos espaciales orbitales tripulados a finales del verano de 1961, no fue necesario continuar con las misiones Redstone. ^{[ 31 ]}

Presentado como un vehículo de lanzamiento Mercury-Redstone:

• Complejo de visitantes del Centro Espacial Kennedy, Merritt Island, Florida ^{[ 32 ] [ 33 ]} (uno en el jardín de cohetes, uno cerca de la oficina de acreditaciones y uno en el Complejo de Lanzamiento 5 )
• Air Zoo , Kalamazoo, Michigan (en almacenamiento) ^{[ 34 ]}
• Cosmosphere de Kansas, Hutchinson, Kansas ^{[ 35 ]}
• Museo de la Vida y la Ciencia , Durham, Carolina del Norte ^{[ 36 ]}
• Parque de las Ciencias Luis A. Ferré en Bayamón, Puerto Rico ^{[ 37 ]}
• Centro Espacial de Houston , Houston, Texas ^{[ 38 ]}
• Centro Espacial y de Cohetes de EE. UU., Huntsville, Alabama ^{[ 39 ]}

• Cassidy, JL; Johnson, RI; Leveye, JC; Miller, FE (diciembre de 1964). El proyecto Mercury-Redstone (PDF) . NASA.
• Swenson Jr., Loyd S.; Grimwood, James M.; Alexander, Charles C. (1966). Este nuevo océano: una historia del Proyecto Mercury . NASA. Archivado del original el 17 de junio de 2010. Recuperado el 18 de abril de 2009 .