Sistema de lanzamiento de personal HL-20

El Sistema de Lanzamiento de Personal HL-20 fue un concepto de avión espacial de la NASA para misiones orbitales tripuladas, estudiado por el Centro de Investigación Langley de la NASA alrededor de 1990. Se concibió como un vehículo de reentrada de cuerpo sustentador similar al diseño del avión espacial soviético BOR-4 . ^{[ 1 ]} Sus objetivos declarados eran lograr bajos costos operativos, mayor seguridad de vuelo y la posibilidad de aterrizar en pistas convencionales. ^{[ 2 ]} No se construyó ningún hardware de vuelo.

Ante el creciente interés nacional por obtener acceso rutinario al espacio, a mediados de la década de 1980 se estudiaron diversos sistemas de transporte Tierra-órbita. Uno de ellos, denominado Sistema de Lanzamiento de Personal (PLS, por sus siglas en inglés), podría utilizar el HL-20 y un sistema de lanzamiento desechable para proporcionar acceso tripulado, complementando así al Transbordador Espacial . En 1990, estudiantes y profesores de la Universidad Estatal de Carolina del Norte y de la Universidad Estatal Agrícola y Técnica de Carolina del Norte construyeron un modelo de investigación de ingeniería a escala real del HL-20 para estudiar la disposición de los asientos de la tripulación, la habitabilidad, la distribución del equipo y el acceso y la salida de la tripulación. Este modelo de investigación de ingeniería, de 9 metros de longitud , se utilizó en Langley para definir la configuración externa e interna a escala real del HL-20 para estudios de utilización. 

La misión del PLS era transportar personas y pequeñas cantidades de carga hacia y desde la órbita terrestre baja, es decir, un pequeño sistema de taxi espacial. Aunque nunca se aprobó su desarrollo, el concepto de avión espacial PLS fue diseñado como un complemento del transbordador espacial y se estaba considerando una adición a la capacidad de lanzamiento tripulado de los Estados Unidos por tres razones principales: ^{[ 3 ]}

• Acceso tripulado garantizado al espacio. En la era de la Estación Espacial Freedom y las misiones posteriores de la Iniciativa de Exploración Espacial, es imperativo que Estados Unidos cuente con un medio alternativo para transportar personas y pequeñas cargas valiosas a la órbita terrestre baja y de regreso, en caso de que el Transbordador Espacial no esté disponible.
• Mayor seguridad para la tripulación. A diferencia del transbordador espacial, el PLS no contaría con motores de propulsión principales ni una gran bahía de carga útil. Al eliminar los requisitos de gran capacidad de carga para las misiones de transporte de personal, el PLS sería un vehículo pequeño y compacto. Esto facilita el diseño de un sistema de aborto para recuperar a la tripulación de forma segura durante las fases críticas del lanzamiento y el regreso desde la órbita.
• Costes asequibles. Al ser un vehículo pequeño diseñado con tecnologías disponibles, se prevé que el PLS tenga un bajo coste de desarrollo. La simplificación de los subsistemas y un enfoque similar al de las aeronaves para las operaciones terrestres y de vuelo del PLS también pueden reducir considerablemente los costes operativos.

Los dos diseños que se consideraron para el PLS diferían en sus características aerodinámicas y capacidades de misión:

• El método empleado por el Centro Espacial Johnson utilizaba una forma de cono romo (similar a la de los diversos vehículos de retorno a las misiones lunares), que incorporaba un sistema de paracaídas para el aterrizaje;
• El Centro de Investigación Langley propuso un cuerpo sustentador que podría realizar un aterrizaje convencional en pista al regresar de la órbita. ^{[ 3 ]}

Precediendo e influyendo en el diseño del Transbordador Espacial , varias naves de sustentación , incluyendo la M2-F2 , la M2-F3 , la HL-10 y las X-24A y X-24B , fueron pilotadas por pilotos de prueba entre 1966 y 1975. La M2-F2 y la HL-10 se propusieron en la década de 1960 para transportar a 12 personas a una estación espacial tras su lanzamiento en un Saturno IB . El concepto HL-20 PLS evolucionó a partir de estos primeros diseños, influenciado además por el MiG-105 soviético y, especialmente, por el BOR-4 . La designación "HL" significa módulo de aterrizaje horizontal, y el "20" refleja la larga trayectoria de Langley en el concepto de cuerpo sustentador, que incluyó el Northrop HL-10.

Una nave espacial con cuerpo sustentador tendría varias ventajas sobre otras formas. Con características de sustentación más elevadas durante el vuelo a través de la atmósfera al regresar de la órbita, la nave espacial puede alcanzar una mayor superficie terrestre y aumentaría el número de oportunidades de aterrizaje disponibles en sitios específicos. La carga de desaceleración durante la reentrada se limitaría a aproximadamente 1,5  G. ^{[ 4 ]} Esto es importante para el regreso a la Tierra de los miembros de la tripulación de la Estación Espacial que estén enfermos, heridos o descondicionados. Serían posibles los aterrizajes en pistas con ruedas, lo que permitiría una recuperación sencilla y precisa en muchos sitios alrededor del mundo, incluido el sitio de lanzamiento del Centro Espacial Kennedy . ^{[ 3 ]}

Originalmente, el transporte de pasajeros a la Estación Espacial Freedom habría sido la misión principal de un PLS. Para la misión básica de la estación espacial, dependiendo del diseño, el tamaño de la tripulación sería de 8 o 10 miembros. ^{[ 5 ] [ 6 ]}

Una misión típica del HL-20 comenzaría en el Centro Espacial Kennedy, donde el HL-20 se procesaría horizontalmente en una instalación de procesamiento de vehículos, mientras que el vehículo de lanzamiento desechable se procesaría verticalmente en una instalación separada. El vehículo de lanzamiento y el HL-20 se acoplarían en la plataforma de lanzamiento, y la secuencia de lanzamiento se iniciaría cuando la estación espacial sobrevolara el sitio de lanzamiento.

Tras el lanzamiento, el HL-20 entraría inicialmente en una órbita baja de 100 millas náuticas (200 km) para seguir a la estación espacial y luego ascendería a la altitud orbital de la estación espacial, de 220 millas náuticas (410 km) . Después del encuentro y acoplamiento con la Estación Espacial Freedom, se intercambiarían las tripulaciones y el HL-20 desaceleraría para regresar a la Tierra .  

El HL-20 aterrizaría horizontalmente en una pista similar a la del regreso del transbordador espacial . La duración total de la misión podría ser de tan solo 72 horas. ^{[ 3 ]}

Otras misiones potenciales definidas para un PLS incluían el rescate orbital de astronautas varados, misiones de entrega y observación prioritarias, y misiones para realizar el mantenimiento de satélites. Para estas otras misiones, el diseño básico del HL-20 no sufriría cambios, pero los subsistemas y la disposición interior se modificarían según el alojamiento de la tripulación, la duración y el equipo requerido para la misión en particular. ^{[ 3 ]}

El concepto HL-20 del PLS es adaptable a varios conceptos de vehículos de lanzamiento. El Titan IV era un sistema de propulsión existente que podría haberse utilizado para lanzamientos prototipo no tripulados o, con modificaciones, como sistema tripulado. ^{[ 6 ]} Una opción de sistema de lanzamiento futuro habría sido el Sistema Nacional de Lanzamiento ( NSS) que la Fuerza Aérea y la NASA estaban estudiando en la década de 1990. La elección de un sistema de lanzamiento para el HL-20 PLS dependería tanto de la fecha requerida para las operaciones iniciales del PLS como del costo del desarrollo del propulsor y los lanzamientos.

El concepto del HL-20 PLS era complementar el transbordador espacial con un transporte tripulado seguro y fiable al menor coste posible. ^{[ 3 ]} La seguridad de la tripulación era de suma importancia, y el diseño del HL-20 hacía hincapié en la protección de la tripulación durante los lanzamientos abortados y la recuperación del vehículo. ^{[ 3 ]} Otros requisitos se centraron en minimizar los costes del ciclo de vida del sistema, garantizando operaciones sencillas, fabricación de bajo coste y un alto potencial de utilización. ^{[ 3 ]} Sin incluir el tiempo de la misión, se esperaba que el tiempo de respuesta fuera de 43 días. ^{[ 5 ]}

Con una longitud total de aproximadamente 8,8 m (29 pies ) y una envergadura de 7,2 m (23,5 pies ) , el HL-20 sería una nave mucho más pequeña que el transbordador espacial; podría caber dentro de la bodega de carga del transbordador con las alas plegadas. El peso en vacío proyectado del HL-20 era de 10 000 libras (23 000 t) en comparación con el peso en vacío del transbordador espacial de 84 000 libras (185 000 t) . Su cabina, aunque más pequeña que la del transbordador, superaría la de los pequeños aviones de negocios corporativos actuales. ^{[ 6 ]}    

Un enfoque en el mantenimiento sencillo reduciría los costos operativos del HL-20 PLS. El vehículo se prepararía en posición horizontal, y sus amplios paneles de acceso exterior permiten un fácil acceso a los subsistemas, facilitando su mantenimiento o reemplazo. La selección y el diseño de estos subsistemas priorizarían la simplicidad y reducirían los requisitos de mantenimiento: por ejemplo, los sistemas hidráulicos se reemplazarían por controles totalmente eléctricos. Además, a diferencia del Transbordador Espacial, el HL-20 no contaría con una bahía de carga útil ni propulsión de motor principal, y su sistema de protección térmica , si bien similar a la combinación de losetas y recubrimientos ablativos del Transbordador Espacial, sería mucho más rápido de inspeccionar y mantener debido a su tamaño considerablemente menor. Estos cambios de diseño y simplificaciones de subsistemas, junto con la adopción de filosofías de mantenimiento de aeronaves, podrían reducir las horas-hombre de preparación del HL-20 a menos del 10 % de las requeridas para el Orbitador del Transbordador Espacial.

Para proteger a la tripulación durante un lanzamiento abortado, el HL-20 PLS incorpora varias medidas de seguridad. Su diseño interior, con una escalera y una escotilla, permite la rápida evacuación de pasajeros y tripulación en caso de emergencia en la plataforma de lanzamiento. En situaciones de emergencia que requieran la evacuación inmediata de la tripulación (incendio o explosión del vehículo de lanzamiento), el HL-20, de forma similar a los cohetes del programa Apolo, estaría equipado con cohetes de escape de emergencia para alejar el PLS del propulsor. Una vez a una distancia segura, tres paracaídas de emergencia se abrirían para frenar el descenso del vehículo al océano. Tras el amerizaje, dispositivos de flotación inflables garantizarían que al menos una de las dos escotillas del PLS permaneciera por encima del agua y disponible para la evacuación de la tripulación en caso de emergencia.

En octubre de 1989, Rockwell International (División de Sistemas Espaciales) inició un proyecto de un año de duración, gestionado por el Centro de Investigación Langley, para realizar un estudio exhaustivo del diseño y las operaciones del PLS, tomando como referencia el concepto HL-20. Mediante un enfoque de ingeniería concurrente, Rockwell incorporó medidas de diseño y operación eficientes y sostenibles para definir un diseño detallado y rentable, junto con un plan de fabricación y una evaluación de las operaciones. Una conclusión clave de este estudio fue la constatación de que, si bien los factores de diseño y tecnológicos podían reducir los costes de un nuevo sistema de transporte espacial tripulado, solo se lograrían ahorros significativos adicionales si se adoptara una nueva filosofía operativa que tratara al PLS de forma similar a un avión comercial en operación, en lugar de como un vehículo espacial de investigación y desarrollo.

En octubre de 1991, Lockheed Advanced Development Company inició un estudio para determinar la viabilidad del desarrollo de un prototipo y un sistema operativo. Sus objetivos eran evaluar los atributos técnicos, determinar los requisitos de calificación de vuelo y elaborar estimaciones de costos y plazos.

Un acuerdo de cooperación entre la NASA, la Universidad Estatal de Carolina del Norte y la Universidad Estatal Agrícola y Técnica de Carolina del Norte propició la construcción de un modelo a escala real del HL-20 PLS para profundizar en la investigación de factores humanos sobre este concepto. Los estudiantes de ambas universidades, con los requisitos proporcionados por Langley y la orientación de sus profesores, diseñaron el modelo de investigación durante el semestre de primavera de 1990, y su construcción se llevó a cabo durante el verano. El modelo resultante se utilizó para evaluar factores humanos como las operaciones de entrada y salida de la tripulación, el volumen de la tripulación y la habitabilidad, así como los requisitos de visibilidad para la tripulación durante las operaciones de acoplamiento y aterrizaje. ^{[ 3 ]}

La nave espacial Dream Chaser se basa en el diseño de cuerpo sustentador HL-20. Fue desarrollada por SpaceDev para la competencia de Servicios Comerciales de Transporte Orbital de 2004 y estaba siendo desarrollada por Sierra Nevada Corporation para el programa de Desarrollo de Tripulación Comercial (CCDev). ^{[ 7 ]} La Dream Chaser tripulada no fue seleccionada por la NASA para la fase final del desarrollo de tripulación comercial (CCtCap). Sin embargo, la Dream Chaser de carga sí fue seleccionada por la NASA para su programa de Servicios Comerciales de Reabastecimiento 2 (CRS2).

Orbital Sciences Corporation también ha propuesto un derivado del HL-20 para la segunda ronda de financiación de CCDev, la nave espacial Prometheus .

Se propuso que ambos vehículos fueran lanzados sin carenado sobre un vehículo de lanzamiento Atlas V apto para vuelos tripulados .

• Martin X-23 PRIME
• Kliper
• Mikoyan-Gurevich MiG-105
• BOR-4
• NASA X-38
• Cazador de sueños
• Prometeo
• Transbordador espacial
• avión espacial
• HL-42 (nave espacial)

• "HL-20" . NASA. Archivado del original el 18 de octubre de 2006.
• Sistema de lanzamiento de personal HL-20 en YouTube
• HL-10 y HL-20 en YouTube
• "HL-20" . Astronautix . Archivado del original el 18 de octubre de 2006.
• Scallion, William I (1999). "Características aerodinámicas y eficacia de control de la configuración de cuerpo sustentador HL-20 a Mach 10 en el aire" (PDF) . NASA. CiteSeerX 10.1.1.34.8652 . 
• "Mejora del rendimiento subsónico del concepto propuesto de sistema de lanzamiento de personal" (PDF) .
• "Diseño y fabricación de la cuna de soporte y maqueta interior del NASA HL-20" (PDF) . NASA.
• "Capacidades de aborto en la plataforma de lanzamiento del cuerpo sustentador HL-20" (PDF) . NASA.
• "Diseño y fabricación del modelo de investigación a escala real HL-20 de la NASA" (PDF) . NASA.