Proceso de diseño del transbordador espacial

Antes del alunizaje del Apolo 11 en 1969 , la NASA comenzó a estudiar los diseños del transbordador espacial ya en octubre de 1968. Los primeros estudios se denominaron "Fase A" y, en junio de 1970, "Fase B", que eran más detallados y específicos. El uso principal previsto del transbordador espacial de la Fase A era dar soporte a la futura estación espacial , transportando una tripulación mínima de cuatro personas y unos 9100 kg de carga, y pudiendo prepararse rápidamente para futuros vuelos, con cargas útiles más grandes, como módulos de la estación espacial, que serían transportadas por el Saturno V. 

Dos diseños se perfilaron como los favoritos. Uno fue diseñado por ingenieros del Centro de Vuelos Espaciales Tripulados y promovido especialmente por George Mueller . Se trataba de un sistema de dos etapas con una nave espacial de ala delta, de diseño complejo. Se intentó simplificarlo con el DC-3 , diseñado por Maxime Faget , quien también había diseñado la cápsula Mercury, entre otros vehículos. Se consideraron numerosas propuestas de diversas empresas comerciales, pero generalmente fueron descartadas, ya que cada laboratorio de la NASA impulsaba su propia versión.

Todo esto ocurría mientras otros equipos de la NASA proponían una amplia variedad de misiones posteriores al Apolo, algunas de las cuales costarían tanto o más que el programa Apolo. Mientras cada uno de estos proyectos luchaba por obtener financiación, el presupuesto de la NASA se veía, al mismo tiempo, gravemente restringido. Finalmente, tres de ellos fueron presentados al vicepresidente de Estados Unidos, Spiro Agnew, en 1969. El proyecto del transbordador espacial se impuso, en gran medida gracias a la incansable campaña de sus partidarios. Para 1970, el transbordador había sido seleccionado como el principal proyecto para el corto plazo posterior al Apolo.

Cuando la financiación del programa se puso en duda, surgió la preocupación de que el proyecto pudiera cancelarse. Esto se volvió especialmente acuciante al quedar claro que el Saturno V dejaría de producirse, lo que implicaba que la carga útil a órbita debía incrementarse tanto en masa —hasta 27.500 kg (60.600 libras) — como en tamaño para complementar su capacidad de carga pesada, necesaria para las sondas interplanetarias y los módulos de la estación espacial previstos. Esto significaba que se necesitaba un vehículo más grande y costoso durante la Fase B. Por lo tanto, la NASA intentó interesar a la Fuerza Aérea de los Estados Unidos y a otros clientes en el uso del transbordador para sus misiones. Para reducir los costes de desarrollo de los diseños propuestos, se añadieron propulsores, se adoptó un tanque de combustible desechable y se realizaron muchos otros cambios que redujeron considerablemente la reutilización y aumentaron notablemente los costes operativos y del vehículo. 

En 1969, el vicepresidente de Estados Unidos, Spiro Agnew, presidió el Consejo Nacional de Aeronáutica y del Espacio , que debatió las opciones posteriores al programa Apolo para las actividades espaciales tripuladas . ^{[ 1 ]} Las recomendaciones del Consejo influirían enormemente en las decisiones de la administración . El Consejo consideró cuatro opciones principales:

• Una misión humana a Marte
• Programa lunar de seguimiento
• Un programa de infraestructura en órbita terrestre baja
• Interrupción de las actividades espaciales tripuladas

Siguiendo el consejo del Consejo Espacial, el presidente Nixon decidió impulsar la infraestructura de órbita terrestre baja . Este programa consistía principalmente en la construcción de una estación espacial , junto con el desarrollo de un transbordador espacial . Sin embargo, las restricciones presupuestarias impidieron el desarrollo simultáneo de ambos programas. La NASA optó por desarrollar primero el programa del transbordador espacial y, posteriormente, planeó utilizarlo para la construcción y el mantenimiento de la estación espacial.

Durante los primeros estudios del transbordador espacial, se debatió sobre el diseño óptimo que lograra el mejor equilibrio entre capacidad, coste de desarrollo y coste operativo. Inicialmente, se optó por un diseño totalmente reutilizable. Este diseño consistía en un propulsor tripulado alado de gran tamaño que transportaría un orbitador tripulado alado más pequeño. El propulsor elevaría el orbitador a una altitud y velocidad determinadas, para luego separarse. El propulsor regresaría y aterrizaría horizontalmente, mientras que el orbitador continuaría su viaje hacia la órbita terrestre baja . Tras completar su misión, el orbitador alado reingresaría a la atmósfera y aterrizaría horizontalmente en una pista. La idea era que la reutilización total fomentaría menores costes operativos.

Sin embargo, estudios posteriores demostraron que se necesitaba un propulsor de gran tamaño para lanzar un orbitador con la capacidad de carga útil deseada. En los sistemas espaciales y aeronáuticos, el costo está estrechamente relacionado con la masa, por lo que esto implicaba que el costo total del vehículo sería muy elevado. Tanto el propulsor como el orbitador contarían con motores de cohete y motores a reacción para su uso en la atmósfera, además de sistemas de combustible y control independientes para cada modo de propulsión. Asimismo, se debatió simultáneamente la disponibilidad de fondos para el desarrollo del programa.

Otro enfoque alternativo consistía en mantener la línea de producción del Saturno V y utilizar su gran capacidad de carga útil para lanzar una estación espacial con pocos lanzamientos, en lugar de muchos lanzamientos más pequeños del transbordador. Un concepto relacionado era abastecer la estación espacial utilizando el Titan III-M de la Fuerza Aérea para lanzar una cápsula Gemini más grande, llamada " Big Gemini ", o una versión más pequeña del transbordador, tipo planeador, sin motores principales y con una bahía de carga útil de 4,6 m × 9,1 m ( 15 pies × 30 pies ) .      

Los partidarios del transbordador respondieron que, con suficientes lanzamientos, un sistema reutilizable tendría costos generales más bajos que los cohetes desechables. Si se dividen los costos totales del programa entre un número determinado de lanzamientos, una alta tasa de lanzamientos del transbordador resultaría en menores costos previos al lanzamiento. Esto, a su vez, haría que el transbordador fuera competitivo en costos o incluso superior a los lanzadores desechables. Algunos estudios teóricos mencionaron 55 lanzamientos del transbordador por año; sin embargo, el diseño final elegido no respaldó esa tasa de lanzamientos. En particular, la tasa máxima de producción de tanques externos se limitó a 24 tanques por año en la Instalación de Ensamblaje Michoud de la NASA .

Los requisitos combinados de carga útil para la estación espacial y la Fuerza Aérea no eran suficientes para alcanzar las tasas de lanzamiento deseadas del transbordador. Por lo tanto, el plan era que todos los futuros lanzamientos espaciales de EE. UU. —estaciones espaciales, Fuerza Aérea, satélites comerciales e investigación científica— utilizaran exclusivamente el transbordador espacial. La mayoría de los demás cohetes desechables se eliminarían gradualmente.

El cohete propulsor reutilizable fue finalmente descartado debido a varios factores: su elevado precio (junto con la financiación limitada), su complejidad técnica y el riesgo de su desarrollo. En su lugar, se optó por un diseño parcialmente reutilizable (no totalmente), en el que se desechaba un tanque de propulsor externo para cada lanzamiento, y los cohetes propulsores y el transbordador espacial se reacondicionaban para su reutilización.

Inicialmente, el orbitador iba a transportar su propio propulsor líquido . Sin embargo, los estudios demostraron que transportar el propulsor en un tanque externo permitía una mayor capacidad de carga útil en una nave que, de otro modo, sería mucho más pequeña. Esto también implicaba desechar el tanque después de cada lanzamiento, pero esto representaba una parte relativamente pequeña de los costos operativos.

Los diseños iniciales asumían que el orbitador alado también contaría con motores a reacción para facilitar las maniobras en la atmósfera tras la reentrada. Sin embargo, la NASA finalmente optó por un orbitador planeador, basándose en parte en la experiencia de vehículos anteriores de cohete-planeador, como el X-15 y los cuerpos sustentadores . La omisión de los motores a reacción y su combustible reduciría la complejidad y aumentaría la capacidad de carga útil .

Otra decisión fue el tamaño de la tripulación. Algunos decían que el transbordador no debía llevar más de cuatro personas, el máximo que pudiera usar asientos eyectables . Un comandante, un piloto, un especialista de misión y un especialista de carga útil eran suficientes para cualquier misión. La NASA esperaba llevar más participantes en vuelos espaciales como especialistas de carga útil, por lo que diseñó el vehículo para transportar más. ^{[ 2 ]}

El último debate pendiente giraba en torno a la naturaleza de los propulsores. La NASA examinó cuatro soluciones: el desarrollo de la etapa inferior del Saturno existente, motores sencillos de combustible líquido a presión de nuevo diseño, un único cohete sólido de gran tamaño o dos (o más) cohetes más pequeños. Los ingenieros del Centro de Vuelos Espaciales Marshall de la NASA (donde se gestionó el desarrollo del Saturno V) estaban especialmente preocupados por la fiabilidad de los cohetes sólidos para las misiones tripuladas.

A mediados de la década de 1960, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos vio cancelados sus dos principales proyectos espaciales tripulados: el X-20 Dyna-Soar y el Laboratorio Orbital Tripulado . Esto demostró su necesidad de cooperar con la NASA para colocar astronautas y cargas útiles militares en órbita. La Fuerza Aérea lanzó más de 200 misiones de reconocimiento satelital entre 1959 y 1970, y el gran volumen de cargas útiles militares sería valioso para hacer que el transbordador fuera más económico. ^{[ 3 ] : 213–216} A su vez, al satisfacer las necesidades de la Fuerza Aérea, el transbordador se convirtió en un sistema verdaderamente nacional, transportando todas las cargas útiles militares y civiles. ^{[ 4 ]}

La NASA buscó el apoyo de la Fuerza Aérea para el transbordador. Después de la Guerra de los Seis Días y la invasión soviética de Checoslovaquia, que expusieron las limitaciones de la red de reconocimiento satelital de Estados Unidos , la participación de la Fuerza Aérea enfatizó la capacidad de lanzar satélites espía hacia el sur a la órbita polar desde la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg . Esto requería energías más altas que para órbitas de menor inclinación. Sin embargo, para poder regresar a la Tierra después de una órbita, a pesar de que la Tierra gira a 1000 millas por debajo de la trayectoria orbital, se requería un ala delta de mayor tamaño que el del transbordador "DC-3" simple anterior. Además, la configuración de ala recta preferida por Max Faget habría requerido que el vehículo volara en pérdida durante la mayor parte de la reentrada y habría tenido problemas durante los abortos de lanzamiento, una situación que desagradaba a la NASA. ^{[ 5 ]} Es una idea errónea común que el ala delta fue solo por demanda de la USAF, sin embargo, eso es solo un mito.

A pesar de los beneficios potenciales para la Fuerza Aérea, los militares estaban satisfechos con sus propulsores desechables y tenían menos necesidad del transbordador que la NASA. Debido a que la agencia espacial necesitaba apoyo externo, el Departamento de Defensa (DoD) y la Oficina Nacional de Reconocimiento (NRO) obtuvieron el control principal del proceso de diseño. Por ejemplo, la NASA planeó una bahía de carga de 40 x 15 pies (12,2 x 4,6 m) , pero la NRO especificó una bahía de 60 x 15 pies (18,3 x 4,6 m) porque esperaba que los futuros satélites de inteligencia fueran más grandes. Cuando Faget propuso nuevamente una bahía de carga útil de 12 pies (3,7 m) de ancho, los militares insistieron casi de inmediato en mantener el ancho de 15 pies (4,6 m) . ^{[ 3 ]} La Fuerza Aérea también obtuvo el equivalente al uso de uno de los transbordadores de forma gratuita a pesar de no haber pagado por su desarrollo o construcción. A cambio de las concesiones de la NASA, la Fuerza Aérea testificó ante el Comité Espacial del Senado en nombre del transbordador en marzo de 1971. ^{[ 3 ] : 216, 232–234 [ 6 ]}      

Como incentivo adicional para que las fuerzas armadas utilizaran el transbordador, el Congreso, según se informa, comunicó al Departamento de Defensa que no financiaría ningún satélite que no estuviera diseñado para caber en la bodega de carga del transbordador. ^{[ 7 ]} Si bien la NRO no rediseñó los satélites existentes para el transbordador, el vehículo conservó la capacidad de recuperar grandes cargas, como el KH-9 HEXAGON, desde la órbita para su reacondicionamiento, y la agencia estudió el reabastecimiento del satélite en el espacio. ^{[ 8 ]}

El posible uso militar del transbordador —incluida la posibilidad de usarlo para verificar el cumplimiento soviético del tratado SALT II— probablemente hizo que el presidente Jimmy Carter no cancelara el transbordador en 1979 y 1980, cuando el programa estaba años atrasado y cientos de millones de dólares por encima del presupuesto. ^{[ 9 ]} La Fuerza Aérea planeó tener su propia flota de transbordadores y reconstruyó una instalación de lanzamiento separada originalmente derivada del programa cancelado del Laboratorio Orbital Tripulado en Vandenberg llamada Complejo de Lanzamiento Espacial Seis (SLC-6) . Sin embargo, por varias razones, debido en gran parte a la pérdida del Transbordador Espacial Challenger el 28 de enero de 1986, el trabajo en SLC-6 finalmente se suspendió y nunca se realizó ningún lanzamiento de transbordador desde esa ubicación. SLC-6 finalmente se usó para lanzar los vehículos de lanzamiento desechables Athena construidos por Lockheed Martin , que incluyeron el exitoso satélite comercial de observación de la Tierra IKONOS en septiembre de 1999 antes de ser reconfigurado una vez más para manejar la nueva generación de Boeing Delta IV . El primer lanzamiento del Delta IV Heavy desde la plataforma de lanzamiento SLC-6 tuvo lugar en junio de 2006, y en él se lanzó el NROL-22, un satélite clasificado para la Oficina Nacional de Reconocimiento de Estados Unidos (NRO).

Aunque la NASA probablemente habría elegido propulsores líquidos si hubiera tenido control total sobre el diseño, la Oficina de Administración y Presupuesto insistió en propulsores sólidos menos costosos debido a sus menores costos de desarrollo proyectados. ^{[ 3 ] : 416–423 [ 10 ]} Si bien un diseño de propulsor de combustible líquido proporcionaba un mejor rendimiento, menores costos por vuelo, menor impacto ambiental y menor riesgo de desarrollo, se consideró que los propulsores sólidos requerían menos financiación para su desarrollo en un momento en que el programa del Transbordador tenía muchos elementos diferentes compitiendo por fondos de desarrollo limitados. El diseño final que se seleccionó fue un orbitador alado con tres motores de combustible líquido , un gran tanque externo desechable que contenía propulsor líquido para estos motores y dos propulsores de cohete sólido reutilizables .

En la primavera de 1972, Lockheed Aircraft , McDonnell Douglas , Grumman y North American Rockwell presentaron propuestas para la construcción del transbordador espacial. El comité de selección de la NASA consideró que el transbordador de Lockheed era demasiado complejo y costoso, y que la compañía carecía de experiencia en la construcción de naves espaciales tripuladas. El de McDonnell Douglas era demasiado caro y presentaba problemas técnicos. El diseño de Grumman era excelente, pero también parecía demasiado costoso. El transbordador de North American tenía el menor costo y las proyecciones de costos más realistas; su diseño facilitaba el mantenimiento continuo, y el accidente del Apolo 13, en el que se vio involucrado el módulo de mando y servicio de North American, demostró su experiencia con fallas en sistemas eléctricos. La NASA anunció su elección de North American el 26 de julio de 1972. ^{[ 3 ] : 429–432}

El programa del Transbordador Espacial utilizó el lenguaje de programación HAL/S . ^{[ 11 ]} El primer microprocesador utilizado fue el 8088 y posteriormente el 80386. La computadora de aviónica del orbitador del Transbordador Espacial fue la IBM AP-101 .

Existen diferentes opiniones sobre las lecciones del transbordador espacial. Su desarrollo se basó en las estimaciones originales de costo y tiempo de desarrollo presentadas al presidente Richard M. Nixon en 1971, ^{[ 12 ]} con un costo de 6744 millones de dólares  de 1971 (equivalente a 39900 millones de dólares en 2024 ) ^{[ 13 ]} frente a una estimación original de 5150 millones de dólares. ^{[ 14 ]} Sin embargo, los costos operativos, la frecuencia de vuelos, la capacidad de carga útil y la fiabilidad fueron diferentes a lo previsto. ^{[ 12 ]}  

• Buran (nave espacial)
• De una sola etapa a órbita
• Modos de aborto del transbordador espacial
• Programa del transbordador espacial
• Proceso de diseño de la Starship de SpaceX
• Estudió los diseños del transbordador espacial.

• Dr. Wernher Von Braun – "El avión espacial que puede ponerte en órbita" ( Popular Science , julio de 1970)

• Artículo de Astronautix sobre el transbordador espacial
• NASA: La decisión sobre el transbordador espacial
• INTRODUCCIÓN A LOS PLANES FUTUROS DE VEHÍCULOS DE LANZAMIENTO [ 1963–2001 ] , M. Lindroos
• 10 transbordadores espaciales que nunca volaron (Lockheed Starclipper, Chrysler SERV, transbordadores de fase B, Rockwell C-1057, transbordador C, vehículo de lanzamiento aéreo (ALSV), Hermes, Buran, transbordador II, Lockheed Martin VentureStar). Archivado el 10 de marzo de 2019 en Wayback Machine .