El cohete NGL: otro lanzador pesado norteamericano

El panorama de lanzadores orbitales pesados en Estados Unidos está sufriendo una revolución sin precedentes. Por un lado tenemos al cohete SLS (Space Launch System) de la NASA, capaz de colocar un mínimo de 70 toneladas en órbita baja con su versión Block 1 y que podrá situar hasta 130 toneladas con la versión Block 2. Por otro lado tenemos el Falcon Heavy de SpaceX, que en principio debía ser capaz de poner 50 toneladas en órbita baja (LEO), pero que hace unos días ha visto incrementada su capacidad de carga máxima teórica hasta las 63,8 toneladas, quedando por lo tanto muy cerca del SLS Block 1 en materia de prestaciones. Por su fuera poco, la empresa Blue Origin no quiere quedarse atrás y pretende poner en servicio el New Glenn, con capacidad de colocar 45 toneladas en LEO. ¿Ya estamos todos? Pues no, porque a la fiesta de los lanzadores pesados se suma ahora la empresa Orbital ATK con su cohete NGL (Next Generation Launcher).

as
Recreación del NGL en la rampa 39B del Centro Espacial Kennedy (Orbital ATK).

El NGL fue presentado oficiosamente el año pasado, pero no ha sido hasta ahora cuando hemos podido ver sus características reales. La historia de este lanzador está relacionada, como no, con la de su compañía. Hasta 2015 Orbital y ATK eran dos empresas separadas con proyectos de lanzadores propios. Orbital siempre había destacado por sus pequeños lanzadores orbitales con etapas de combustible sólido, que incluían el famoso Pegasus lanzado desde un avión o los misiles balísticos modificados Taurus y Minotaur. El cohete Antares, creado a partir de una primera etapa de combustible líquido fabricada en Ucrania con motores rusos, fue la primera incursión de Orbital en el segmento de los lanzadores medianos. Por su parte ATK también se especializó en propulsión sólida y era conocida por ser la encargada de fabricar los gigantescos propulsores SRB del transbordador espacial y, en la actualidad, del SLS.

sa
Cohetes en los que participa Orbital ATK (Orbital ATK).

En su momento ATK intentó desarrollar el cohete Liberty, una versión comercial del malogrado Ares I del Proyecto Constelación, pero sin éxito. La fusión de ambas empresas ha cambiado lógicamente las perspectivas de futuro y el NGL es la apuesta para hacerse con un mercado más reñido que nunca. Según la nueva información de Orbital ATK, el Next Generation Launch System vendrá en dos versiones, el NGL 500 y el NGL 500XL. Los dos serían cohetes de tres etapas, las dos primeras de combustible sólido y la tercera criogénica —para compensar la poca eficiencia del combustible sólido— dotada de un motor BE-3U de Blue Origin (derivado del empleado en el cohete suborbital New Shepard).

Orbital ATK es la encargada de fabricar los motores de combustible sólido de 5 segmentos del SLS, cuya tecnología se usa en el (NASA).
Orbital ATK es la encargada de fabricar los motores de combustible sólido de 5 segmentos del SLS, cuya tecnología se usará en el NGL (NASA).

La primera etapa sería un Castor 600 (NGL 500) de 22 metros de longitud o un Castor 1200 (NGL 500XL) de 37,5 metros, derivados directamente del SRB del shuttle/SLS. El Castor 600 estaría formado por dos segmentos de SRB, mientras que el Castro 1200 por cuatro, o sea, como los SRB del transbordador (los del SLS tienen cinco segmentos). La segunda etapa de ambas versiones será un cohete Castor 300 de un solo segmento y 12,7 metros de longitud. Cada segmento de combustible sólido del NGL recibe el nombre de CBS (Common Boost Segment) y tiene 3,7 metros de diámetro. Además, los dos NGL usarán dos aceleradores de combustible sólido GEM-63XL de pequeño tamaño idénticos a los que emplearé el Vulcan de la empresa ULA (por cierto, otro lanzador pesado cuya versión más potente podrá poner unas 30 toneladas en LEO).

sas
Los lanzadores NGL 500 y 500XL (Orbital ATK).
asas
El NGL usará los aceleradores GEM-63XL del Vulcan de ULA (ULA).

El NGL está orientado al mercado internacional de satélites geoestacionarios, así que Orbital ATK no se ha molestado en especificar cuál será la capacidad en LEO de las nuevas criaturas. Solo sabemos que el NGL 500 podrá situar hasta 8,5 toneladas en órbita de transferencia geoestacionaria (GTO) y el NGL 500XL colocará hasta 7 toneladas en órbita geoestacionaria (GEO). Como comparación, el Ariane 5 puede situar unas 10 toneladas en GTO. En cualquier caso, una estimación de las prestaciones del NGL 500XL nos da una capacidad de carga en LEO de más de 30 toneladas.

Orbital ATK espera realizar el primer vuelo del NGL en 2021. El cohete despegaría desde la rampa 39B del Centro Espacial Kennedy, es decir, la misma que usará el SLS (la 39A está gestionada por SpaceX). De hecho, Orbital ATK está negociando con la NASA la posibilidad de usar el enorme edificio VAB para el ensamblaje del NGL. El bajo número de lanzamientos anuales del SLS y el hecho de que ambos vectores usarán los mismos cohetes de combustible sólido de Orbital ATK ayudará a la compatibilidad de los dos sistemas.

as
Maqueta del NGL 500 (Orbital ATK).

Si sale adelante, el NGL será el quinto lanzador orbital estadounidense con una capacidad en LEO superior a las 30 toneladas (recordemos que el cohete en servicio más potente actualmente es el Delta IV Heavy, que puede situar unas 29 toneladas en LEO). La cuestión es, ¿hay suficiente mercado para vehículos tan similares? Difícilmente. Orbital ATK ha declarado que necesita entre cinco y seis vuelos anuales para que el NGL sea rentable, una tasa de lanzamientos bastante elevada para un lanzador tan grande y teniendo en cuenta la dura competencia de ULA, Blue Origin y SpaceX. Curiosamente, el NGL es el que usa el diseño más conservador de todos ellos, con la excepción del SLS. No empleará metano (gas natural) como el New Glenn o el Vulcan y, en principio, tampoco optará por recuperar las etapas como SpaceX y Blue Origin, o los motores como ULA. De hecho, su diseño recuerda mucho al primer diseño del Ariane 6 a base de cohetes de combustible sólido. A su favor tiene la sencillez y fiabilidad de los componentes que emplea.

Capacidad estimada de algunos lanzadores pesados.
Capacidad estimada de algunos lanzadores pesados.

La esperanza del NGL es que, por un lado, el SLS no sea cancelado (lo que permitirá a Orbital ATK seguir fabricando SRBs adicionales) y que se apruebe la estación lunar Gateway. En ese caso el NGL podría enviar, por ejemplo, módulos o naves de carga Cygnus, también de Orbital ATK, hasta las cercanías de la Luna. Sea como sea, está claro que vamos a ser testigos de una auténtica carrera de lanzadores pesados en los EEUU durante la próxima década. Fuera de Estados Unidos solo China y Rusia tienen planes para lanzadores tan potentes, pero el Larga Marcha CZ-9 no estará listo hasta 2028 y el STK ruso solo será una realidad a partir de 2035. Y eso con suerte.

Referencias:

  • http://www.orbitalatk.com/news-room/insideOA/NGL/default.aspx
  • http://www.orbitalatk.com/flight-systems/space-launch-vehicles/NGL/docs/BR17001_3862%20NGL_Final%20and%20Approved.pdf
  • http://www.orbitalatk.com/flight-systems/space-launch-vehicles/NGL/default.aspx

46 Comentarios

Participa Suscríbete

ErickErick

Yo si creo que, después de lanzarse por la estación Gateway, o mejor aún por una colonia en la Luna, dejarán la ISS o crearán una, con compañías como Bigelow, para turismo espacial en LEO…ojalá que sí…

PacoPaco

Vaya burbuja de lanzadores pesados…

Es inviable económicamente. A ver qué empresa se salva de la quema, si es que todas llegan a fabricar su lanzador, que está por ver.

Chato Wilbury

No creo que se condene la empresa. Finalmente se basa en los SRBs que ya han construido y que seguirán construyendo. Solo hay que ponerle cofia y ámonos.

aa

Volviendo un poco al tema de hace ¿unas semanas?, las cifras LEO son muy bonitas como dato orientativo, pero ¿hay alguna información de cual sera la capacidad estructural real de los lanzadores?
El Falcon Heavy ya se que en principio esta limitado a 10,8 toneladas, y supongo que del SLS habrá información (yo la desconozco), pero ¿y del resto?

La verdad desde el punto de vista comercial y a la vez de venderlo como una opción al gobierno de compartir gastos de las instalaciones del SLS o incluso como posibilidad de abaratar los cohetes sólidos, suena muy razonable. De hecho extrañamente razonable en esta época tan grandilocuente.

olanzapinaolanzapina

Falcon Heavy máximo 10.8T !!!!

Primera noticia, vaia decepción. Mi imaginación volaba pensando en módulos gigantes de 40 toneladas en órbita (por decir un numero) entonces imposible lo de mandar un BEAM330 por ejemplo.

Algún plan de aumentar esta cantidad en un futuro?

Jimmy MurdokJimmy Murdok

Los 10.8 vienen del F9, el FH lleva un núcleo central muy reforzado, pero probablemente las 60t son en base al deltaV y no a la capacidad estructural.

Carlos TCarlos T

Según pone en la pag web de SpaceX el FH pone 63800 kg en LEO, 26700 kg a GTO y 16800 kg camino a Marte. Para mi esas cifras no son nada decepcionantes, al contrario, una pasada.

Hilario GómezHilario Gómez

¿10,8 toneladas?

Por lo que yo sé (spaceflightnow.com/2016/05/03/spacex-undecided-on-payload-for-first-falcon-heavy-flight/ y Wikipedia en inglés) la limitación de carga del Falcon Heavy es debida a la idea de recuperar las primeras etapas propulsoras: al tener que reservar combustible para el aterrizaje de estas, la capacidad de carga a órbita de transferencia geoestacionaria (GTO) se reduce a 7 toneladas (15.000 libras).

Las 63,8 toneladas de carga a LEO (órbita terrestre baja) del Falcon Heavy están certificadas según parece por una comisión independiente, pero claro, siempre que tanto el acelerador como la etapa central sean desechables. De hecho, en la página de SpaceX se han actualizado datos y ahora afirman que será capaz de llevar 26,7 toneladas a GTO y 63,8 toneladas a GTO, pudiendo meter en órbita de transferencia interplanetaria hasta 16,8 toneladas. Son datos de este mismo mes de abril.

Estos son los datos que yo tengo, pero si tienes otros, por favor, pásanos el enlace.

aa

Mirad en la guía del usuario del falcon, en ella anuncian tanto el falcon 9 como el heavy y en la pagina 15, viene que el adaptador mayor esta limitado a 10,8 toneladas. No lo he vuelto a mirar si han actualizado la guía, pero hace un mes era así, y se supone que comparten la etapa superior.
Tampoco creo que en esa cofia entren cargas realistas de ese tonelaje.
Aquí la conversación con Dani a la que hago referencia de hace un mes http://danielmarin.naukas.com/2017/0...#more-60234

aa

Ojo, añado, en la guía a diferencia de en su web y en sus declaraciones no se mojan nada en las capacidades, pero este dato es uno que tienes que tener en cuenta para que tu satélite así que esta bien incluido.

Hilarii GómezHilarii Gómez

Esa guía del usuario se refiere al Falcon 9, no al Falcon Heavy. Nadie va a ser tan idiota como para engañar a los potenciales clientes dando unas capacidades de carga 2,5 veces superiores a las reales el GTO.
Los datos de carga útil del Heavy son los que son y aparecen en toda la documentación técnica. Que no te guste SpaceX y te agarres a una guía del usuario del Falcon 9 es otra cosa.
Por cierto, repites los mismos datos que la otra vez y no aportas ni un dato nuevo que sostenga tu afirmación, mientras que los datos que da Daniel y yo he recogido son de este mismo mes. Y son 63,8 toneladas a LEO si no se recuperan etapas. Y 7-8 toneladas a GTO si se recuperan los tres cuerpos principales. No hay mas.

Hilario GómezHilario Gómez

Y para que nadie se llame a engaño, el documento PDF que tanto citas tiene un título claro:

«Falcon 9 Launch Vehicle PAYLOAD USER’S GUIDE»

Si fuera la «Falcon Heavy Launch Vehicle
PAYLOAD USER’S GUIDE» sería otra cosa.

aa

El adaptador es el que es, la estructura de la etapa superior es la que es, si no queréis verlo, pues vale. ¿Te has leído la documentación?, por que yo si, y he ahí la gracia, no se mojan en ningún momento con las capacidades. Mírate la pagina 14 de su documento de la guía del usuario, esa es la que se ofrece a los clientes, no lo que se anuncia en la web. Y lo único que se le ofrece es que lo consulten con ellos, lo otro es puro marketing mas de cara a los fans que a los clientes.

Mi opinión personal, la capacidad desechable a GTO es meramente una equivalencia, al igual que la equivalencia a LEO. Y no tendría nada de malo, ya que no hay cargas en ese rango. ¿Para que iban a reforzar toda la etapa superior, volverlo mucho mas pesado y caro para cargas que no existen? Con la capacidad estructural que necesitan para poner a la dragón van sobrados, que es lo que corresponde a esas 10,8 toneladas (hay que tener en cuenta que la dragon no necesita cofia ni adaptador estructural por lo que puede pesar algo mas).

Y no es solo al Falcon, que esto es común a casi todos los lanzadores que no están orientados a LEO, que la capacidad a LEO esta por encima de la capacidad estructural máxima del lanzador.

amagoamago

no hay forma de estar seguros, pero estoy bastante cnvencido de que la capacidad es de 10.8 toneladas. las 63 toneladas es si pones en orbita la segunda etapa con combustible. siempre se podran sujetar a eso para reivindicar la carga de pago a LEO. No tiene nada que ver en cuanto a cargas estructurales poner en la punta del palo 6000kg o 60000kg. por eso tiene un factor de 0.96 de combustible/estructura. solo el tanque externo de la shuttle tenia esa relacion peso combustible. y mira, ese tampoco llevaba una carga de pago enorme puesta en la punta.

hay que decir, que tampoco habria tenido sentido para spacex desarrollar el falcon 9 con una capacidad de carga superior. si no vas a hacer una estacion orbital permanente no necesitas 20 toneladas. cargas de pago superiores a 10.800 kg solo se necesitan para misiones tripuladas mas alla de LEO.

Hilario GómezHilario Gómez

“El adaptador es el que es, la estructura de la etapa superior es la que es, si no queréis verlo, pues vale.”

El adaptador es el que es… PARA EL FALCON 9.

Cuando SpaceX publique la «Falcon Heavy Launch Vehicle
PAYLOAD USER’S GUIDE» vuelves y nos lo cuentas.

De lo único que habla la página 14 de la la «Falcon 9 Launch Vehicle
PAYLOAD USER’S GUIDE» en referencia al Heavy es de rangos de inclinación, NO de cargas útiles. Todo lo demás es relativo al Falcon 9.

No te tires pegotes, “a”: tu único argumento en este asunto es “tu” interpretación de las páginas 14 y 15 de la guía del usuario del Falcon 9. NADIE se va aponer a engañar a sus clientes con este asunto.

Si no quieres bajarte del burro es tu problema, pero el límite de 10,8 toneladas es para el F9 v 1.1, NO para el FH. NO HAY todavía guía del usuario.

Y que el FH sea un derivado del F9 no significa nada. Cualquier vehículo terrestre, naval, aéreo o espacial puede ser mejorado estructuralmente para que acepte cargas mayores dentro de unos límites aunque externamente o a ojos de un no especialista no se aprecien cambios. Tu argumento es, sencillamente, absurdo.

La propia documentación de SpaceX lo deja muy claro:

“Falcon 9: SpaceX uses one of two PAFs on the launch vehicle, based on payload mass. The light PAF can accommodate payloads weighing up to 3,453 kg (7,612 lb), while the heavy PAF can accommodate up to 10,886 kg (24,000 lb). Payloads must comply with the mass properties limitations given in Figure 3-2…”

La capacidad de carga del Falcon Heavy (por cierto, AMAGO, esta siempre es de carga útil, no de combustible de ka segunda fase) es de 63,8 toneladas a LEO con una inclinación de 28,5 grados. ¿Qué sentido tendría una mentira semejante?

Pero nada, oye, sé feliz en la realidad que te has creado.

Hilario GómezHilario Gómez

Lógico.

Del mismo modo que el Ariane V ME estaría reforzado con respecto al Ariane V primitivo o al ECA: refuerzo estructural, motores optimizados, mejores cofias… nada que no se haga en el ámbito aeroespacial desde hace décadas.

amagoamago

me ha costado encontrar el dato… parece que la carga de pago de diseño del sls block 1 es de 25tm y block 2 46tm. que se corresponde con la carga de TLI.

el documento donde se ven los valores es:

SLS launched missions concept studies for LUVOIR Mission

Hilario GómezHilario Gómez

Estooo… A ver cómo lo digo… Necesitas mejorar tu inglés, amigo Amago.

Lo que te está diciendo ese documento es que para esa misión (LUVOIR) se está pensando en usar cofias (“tall fairing”) que permiten !anzar cargas de 25 tn (SLS block 1) o de 46 toneladas (block 2), NO que esos sean los límites absolutos de carga de pago de esos cohetes.

Distintas cofias permiten distintas cargas. La ilustración del punto 4 de ese documento despeja cualquier duda.

ErickErick

Hola Hilario
¿Que piensas de toda esta capacidad de super lanzadores pesados?

¿Crees que veremos la Gateway o una estación-colonia en la Luna? ¿Turismo espacial, una vez la ISS sea abandona, para crear algo con módulos de Bigelow en LEO?

Mi imagino que algo grande se viene, para que todas estas compañías estén aumentando tanto la capacidad de sus lanzadores…y de momento SpaceX sigue en la delantera en esto también…

s2

Hilario GómezHilario Gómez

De momento no me mojo. Las supercargas para esos lanzadores pesados son de momento gubernamentales, pero la tendencia de las grandes operadoras de sistemas de satélites de telecomunicaciones es hacer aparatos cada vez más grandes.

Tampoco es un secreto que en el ámbito de la defensa (satélites espías, radares y demás) los dispositivos también tienen cada vez más masa y tamaño, lo mismo que muchas sondas y telescopios.

Supongo que estas empresas quieren tener cubiertas todas las necesidades del mercado. Es lógico.

amagoamago

hiilario, por que crees que las graficas esta truncadas en esa carga de pago?.

necesitas mejorar tu capacidad de analisis y conseguir al menos un poquito de sentido critico.

spacex juega constantemente con la ambigüedad de dar unos datos supuestamente super especificos sin luego dar el resto de datos y sin dejar claro a que se refieren.

algunos ejemplos. masa del merlin vac 430kg. con o sin nozzle ampliada? primera etapa 75% del coste. coste del cohete, o coste del lazamiento contando servicios? ratio de masa estructura propelentes 25:1, contando los motores como estructura o solo los tanques?

y un largo etcetera. pueden reforzar la etapa superior, pero no el core central que puede ser uno reutilizado. sin reforzar el core central sigues sin poder soportar los momentos flectores inducidos por 60 tm en la punta. son numerosos los indicios que hacen pensar que estara limitada la carga y no seran nunca 60ton ni de cerca. pero a ti te vale con ver un numero en una pagina web. ariane v, hIIB, proton han puesto cargas de 20tm en orbita. el resto de lanzadores en servicio, que yo sepa no.

Hilario GómezHilario Gómez

Pero vamos a ver, Amago. ¿Quién ha dicho que para misiones de cargas pesadas se van a usar etapas reutilizadas y quién ha dicho que esas etapas volverán a reutilizarse?

Como ya comenté más arriba, es PÚBLICO que los Falcon Heavy con etapas reutilizables verán reducida su capacidad de carga en GTO a unas 7-8 toneladas. Si quieren usar toda su capacidad de carga, deberán ser desechables ¿Y quién te dice a ti que la etapa central (“core”) de esa versión desechable no está reforzada? ¿Acaso has visto sus datos técnicos o te limitas a improvisar un argumento?

Y no me vengas con tonterías de “sentido crítico” demás. No trates de salirte por la tangente. Tú decías que el SLS solo tendría capacidad de carga (Block 1) para 25 toneladas y 46 toneladas (Block 2) porque decías que “lo habías encontrado” en un documento. Y yo te he dicho que NO HAS ENTENDIDO lo que decía ese documento, que no se refería a la capacidad máxima de carga de esas dos versiones del SLS, sino a su capacidad de carga con un adaptador y una cofia determinada. Punto.

Cuando uno mete la pata, como ha sido tu caso, lo lógico es reconocerlo y listo, no pasa nada, nadie nace sabiendo de todo. Pero emperrarse en tener la razón (como el amigo “a” y su ya famosa página 15 de la guía del usuario del Falcon 9) a lo único que te lleva es a ser objeto de mofa y a que te apliquen el viejo refrán castellano:

“El burro sigue la linde, la linde se acaba y el burro sigue”.

Ahora, por favor, busca información veraz y danos enlaces a documentos técnicos que sustenten tus afirmaciones sobre el SLS y su capacidad de carga (pero bien traducida, por favor), y de paso el amigo “a” que haga lo mismo con el Falcon Heavy.

Me voy, que estoy de vacaciones, pero antes vuelvo a plantear la pregunta que le hice a “a” y que también te hago a ti (da lo mismo que sea para el SLS o para el FH):

¿Quién sería tan tonto como para engañar a sus potenciales clientes con las cargas de pago máximas?

amagoamago

A ver Hilario. Estamos respondiendo (yo al menos) a una pregunta de a. El preguntaba ¿cual es la capacidad estructural real de esos lanzadores?

La respuesta a esa pregunta en el caso del SLS que se va a lanzar y podemos por tanto considerarlo un lanzador real no es 70 toneladas. Me da igual que sea por el adaptador o la cofia o el revestimiento del tanque. No son 70 toneladas, son 29. Puedes estar convencido de que en el 2021 será capaz de 49 ton y que en el 2030 será capaz de 130 ton. Pero esa no es la pregunta que se ha planteado.

Año 2030 no creo que sea lo que a pregunta como real. Es la (espectativa) de capacidad futura. La capacidad real del SLS te guste o no, es de 29 ton (en TLI) y nadie les acusa de mentir por decir 70 ton en LEO pese a que ese vehículo no tiene esa capacidad, porque es una carga nominal.

Por aclarar términos:

– Injected Mass at LEO (IMLEO): sum of Payload System mass, upper-stage dry mass, and unused upper-stage fuel once on-orbit.

– Payload System Mass (PSM): mass of both the spacecraft/cargo and any associated vehicle adapter(s) required. It equals Injected Mass minus Stage Burnout Mass (PSM = IMLEO – mbo).

– Net Payload System Mass: Payload System minus Manager’s Reserve (Net PSM = PSM – Man Reserve).

– Net Payload: the spacecraft or cargo element mass delivered on-orbit .

Aunque no lo digan, las 70 ton de SLS Block 1, las 63? ton de Falcon Heavy y las 22 ton de Falcon 9 son capacidades IMLEO. Puedes reforzar la primera etapa del Falcon Heavy… quizá, pero pasan dos cosas. En primer lugar, no es un vehículo real, sino un hipotético vehículo futuro, que repito no es de lo que los demás estamos hablando. Si tu hablas de otra cosa, pues dime de qué y así discutiremos de lo mismo.

Reforzar la estructura de un cohete no es una cosa sencilla ni evidente como cambiarle los tornillos. Hay cosas que no puedes modificar y eso te limita. Lo más probable, aunque no podemos saberlo seguro, es que no puedas modificar el grosor de las pieles del tanque ni el espaciado entre los larguerillos. Eso hace que no puedas superar la carga de pandeo de las pieles por ejemplo. Tampoco puedes modificar el diámetro de la primera etapa (salvo diseñando un lanzador nuevo) y no tiene nada que ver soportar las cargas cortantes y los momentos con una viga de diámetro 8 m (creo que es la etapa 1 del SLS) o soportarlas con una viga de diámetro 3,7 m (creo que es la etapa central del Falcon Heavy). Por estos motivos un Falcon Heavy no puede tener una capacidad de “Net Payload LEO” similar al SLS.

Me da la impresión de que crees que la cofia, que dudo mucho que afecte a la capacidad de carga ya que no debería soportar más carga que la presión aerodinámica, y el adaptador no forman parte del cohete. Pues si, forman parte, sin ellos no puedes lanzarlo (bueno, excepto la dragón que tengo entendido que ella misma hace de adaptador y cofia). Con lo cual lo que yo he dicho y buscado de limitación de carga es correcto.

Por otra parte, es muy desagradable discutir contigo, te pido por favor un poco de moderación en tus respuestas, sin ataques personales si puede ser.

¿Por qué consideras que no es veraz la información publicada en los documentos técnicos de la NASA? Buscando por internet puedes encontrar el documento:

SPACE LAUNCH SYSTEM (SLS) PROGRAM MISSION PLANNER’S GUIDE (MPG) EXECUTIVE OVERVIEW
SLS-MNL-201

Y por último, no acuso a SpaceX de mentir. La carga de pago que anuncian es real. Pero es IMLEO, no Net Payload to LEO.

Hilario GómezHilario Gómez

Lo que tú digas.

22 de octubre de 2015:
NASA Completes Critical Design Review for Space Launch System
“(…) The CDR examined the first of three configurations planned for the rocket, referred to as SLS Block 1. The Block I configuration will have a minimum 70-metric-ton (77-ton) lift capability and be powered by twin boosters and four RS-25 engines. The next planned upgrade of SLS, Block 1B, would use a more powerful exploration upper stage for more ambitious missions with a 105-metric-ton (115-ton) lift capacity. Block 2 will add a pair of advanced solid or liquid propellant boosters to provide a 130-metric-ton (143-ton) lift capacity. In each configuration, SLS will continue to use the same core stage and four RS-25 engines.”

https://www.nasa.gov/sites/default/f...t_sheet.pdf

” The first SLS vehicle, called
Block 1, has a minimum 70-metric-ton (77-ton) lift
capability. It will be powered by twin five-segment
solid rocket boosters and four RS-25 liquid propellant
engines, as well as a modified version of an existing
upper stage. The next planned evolution of the SLS,
Block 1B, will use a new, more powerful Exploration
Upper Stage (EUS) to enable more ambitious missions
and deliver a 105-metric-ton (115-ton) lift capacity. ”

“The initial Block 1 configuration of SLS will stand 322 feet tall,
higher than the Statue of Liberty, and weigh 5.75 million pounds
fueled. It will produce 8.8 million pounds of thrust at liftoff,
equivalent to more than 160,000 Corvette engines. The Block 1
configuration will provide 15 percent more thrust at launch than
the Saturn V rocket and carry more than three times the mass
of the space shuttle.”

Más documentos:

nasaspaceflight.com/2012/11/nasa-payload-fairings-options-multi-mission-sls-capability/

adsabs.harvard.edu/abs/2015SPIE.9602E..06S

“The JWST design was severely constrained by the mass and volume capacities of its launch vehicle. This problem is solved by using an SLS Block II-B rocket with its 10-m diameter x 30-m tall fairing and estimated 45 mt payload to SE-L2. Previously, two development study cycles produced a detailed concept called ATLAST-8. Using ATLAST-8 as a point of departure, this paper reports on a new ATLAST-12 concept. ATLAST-12 is a 12-m class segmented aperture LUVOIR with an 8-m class center segment. Thus, ATLAST-8 is now a de-scope option.”

http://astronomicaltelescopes.spiedi...eid=2547008

“NASA’s planned Space Launch System (SLS), with its 8- or 10-m diameter fairings and ability to deliver 35 to 45 mt of payload to Sun-Earth-Lagrange-2, mitigates this challenge by fundamentally changing the design paradigm for large space telescopes.”

Si tú consideras que un cohete capaz de enviar de 35 a 45 toneladas de carga a Lagrange 2 tiene una capacidad de carga de 26 toneladas, tú mismo.
He leído (ya lo conocía) el documento que citas:

SPACE LAUNCH SYSTEM (SLS) PROGRAM MISSION PLANNER’S GUIDE (MPG) EXECUTIVE OVERVIEW
SLS-MNL-201

Bien, ahí trata de las variantes el SLS y de la primera dice claramente que se trata de la “SLS Block 1 (70t) Vehicle Configuration”. Sigo sin ver dónde pone que la carga de ese cohete esté limitada a 29 toneladas. A no ser que te agarres al cuadro 4-3 de la página 14 que muestra las distintas “masas netas” que las distintas versiones del SLS -con sus correspondientes adaptaciones- son capaces de poner en su trayectoria espacial.

Pero la capacidad de carga de un cohete, amigo Amago, no se limita a la “masa neta” de una sonda o nave espacial (es decir, lo que llega a su destino, por ejemplo Marte o la Luna) porque entonces llegaríamos al absurdo de decir que la capacidad de carga del Saturno V era de solo 40 toneladas (módulo lunar+nave apolo). Pues no. El Saturno V era capaz de poner en órbita terrestre baja (“Injected Mass in LEO” o IMLEO) 140 toneladas brutas contándolo todo.

forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=40928.0

Del mismo modo, la capacidad IMLEO del SLS Block 1 es de 70 toneladas. Que de esas 70 toneladas solo 25 (por dar una cifra) correspondan a la sonda o nave tripulada es otra cuestión. Pero su capacidad de carga a IMLEO es la que es. Y con el Falcon Heavy pasa lo mismo.

Y con

amagoamago

amigo hilario, el saturno v es un excelente ejemplo. bien documentado y que hiere menos sensibilidades que los falcon.

la carga IMLEO es de 140 tm. eso incluye la tercera etapa y la parte de combustible no utilizada necesaria para el encendido TLI.

es esa la carga a LEO? no. si quieres lanzar algo pesado a LEO le quitas la tercera etapa y le pones la carga sobre la segunda. No es una modificacion “menor”. Ahora tienes el Saturno Skylab. Tienes ahora 140 tm en LEO? No. Tienes 75 ton. Es por tanto el SLS block 1 igual de capaz que el Saturno V a LEO? No!! Son 70 ton IMLEO, no netas. Por ahi se da un valor de 118 ton a LEO con tres etapas, pero no creo que se haya desarrollado ese lanzador.

Cuando Space X compara Falcon 9 y Falcon Heavy con Saturno V y otros vectores,el valor de carga que se muestra para este es de 140 ton, no 75.

A mi me parece claro a lo que se refiere Musk cuando habla de carga a LEO..

AlejandroAlejandro

Hace alrededor de un mes, alguien filtró en Reddit que el Falcon Heavy llevará un adaptador reforzado para poder llevar cargas mucho más pesadas que 10 toneladas. Además de esto, Elon Musk ha dicho en infinidad de ocasiones que si alguien le viene pidiendo lanzar algo pesado o de gran tamaño, mientras pague el coste de lo que cuesta adaptar el Falcon Heavy a ese objeto, que por él lo lanza sin problemas. Ya está bien de pensar que las cosas nunca cambian y MUCHO MENOS con una empresa como SpaceX que nunca sabe uno qué van a hacer de aquí a medio año (En Octubre de 2016, por ejemplo, decían que no se centrarían en reusar la segunda etapa y bueno, en medio año eso ha cambiado bastante).

Fernando GeneraleFernando Generale

Y mientras tanto los rusos sigue con sus power poin de verdad no deja de sorprender la incompetencia de está gente :-(

Gabriel.Gabriel.

¿Como es posible que un lanzador hecho de un SRB de 3 segmentos pueda llevar 8.5 ton a GTO? Es más de lo que carga un Falcon 9 sin posibilidad de recuperación!

Sospecho de esos numeros. Si llega ser asi, tratandose casi en su totalidad de etapas de combustible sólido, debería ser un lanzador muy economico.

Fernando GeneraleFernando Generale

Es que utiliza el motor de combustible sólido más potente del mundo 😉

miguelmiguel

El mas potente es/era la primera etapa,del Ares 1, que creo estaba formada por cinco segmentos.

vipondiuvipondiu

El Vega del SLS…

Me gusta la idea de añadir aceleradores sólidos al acelerador sólido del Shuttle XD. Para cuando no tienes suficiente empuje con el petardo con más empuje de la historia XD.
Al final ganará el que ofrezca el precio más barato, no sé a cuanto va el segmento de SRB pero si es lo suficientemente barato, tendría su trozo del pastel seguro

Por cierto interesante dato el de la capacidad del FH no recuperable. 63,8 tn, aunque no lo encuentro por internet. Lo que significa que pondrá los 50 y pico anunciados en modo recuperable.

Hilario GómezHilario Gómez

El dato de las 63,8 toneladas está en la revisión de abril de 2017 de la web de SpaceX y la recoge la Wikipedia (en inglés).

Evidentemente se trata de carga máxima. Y si sabemos que en caso de recuperar la primera fase y los dos aceleradores la carga a GTO se reduce de 26,7 a poco más de 7 toneladas, se deduce que esa capacidad máxima es con todo deshechable.

Pero claro, nuestro amigo “a” dirá que eso es mentira, que él ha leído en la «Falcon 9 Launch Vehicle PAYLOAD USER’S GUIDE» que la carga máxima del Falcon 9 son con 10,8 toneladas y que como al fin y al cabo un Falcon Heavy no es sino la suma de tres Falcon 9, pues oye… su carga máxima son 10,8 toneladas…

En fin…

aa

La capacidad a LEO del Falcon y la de la mayoría de los lanzadores que no son especializados a LEO es puramente una equivalencia. El Falcon 9 no tiene 22,8 toneladas de capacidad real, son 10,8 tn de limite estructural y esto es un hecho admitido abiertamente. De manera similar ocurre en el Heavy, y repito no es algo malo, ni una critica, es una mera puntualización para que la gente no se imagine lanzando cargas gigantescas a LEO. Lo mismo podemos decirpor ejemplo del AtlasV o del Delta IV Heavy. Por ejemplo si miras en la guía del usuario del Delta IV Heavy te dice que para lanzar el máximo a LEO “es posible que requiera modificaciones neumáticas y estructurales” http://www.ulalaunch.com/uploads/doc...ne_2013.pdf pagina 2-13, 37 del pdf
No he dicho que sea mentira, deja de decir cosas que yo no he escrito.
Repito lo dicho antes “Mi opinión personal, la capacidad desechable a GTO es meramente una equivalencia, al igual que la equivalencia a LEO. Y no tendría nada de malo, ya que no hay cargas en ese rango. ¿Para que iban a reforzar toda la etapa superior, volverlo mucho mas pesado y caro para cargas que no existen? Con la capacidad estructural que necesitan para poner a la dragón van sobrados, que es lo que corresponde a esas 10,8 toneladas (hay que tener en cuenta que la dragon no necesita cofia ni adaptador estructural por lo que puede pesar algo mas).”

Hilario GómezHilario Gómez

“Por ejemplo si miras en la guía del usuario del Delta IV Heavy te dice que para lanzar el máximo a LEO “es posible que requiera modificaciones neumáticas y estructurales”

¡Pues claro! Todo vehículo aeroespacial necesita de modificaciones estructurales y de todo tipo para alcanzar sus prestaciones máximas. Eso no es un secreto. El Ariane V ECA o el nonato Ariane 5 ME fueron modificados para alcanzar sus prestaciones máximas ¿Y?

El Delta IV Heavy tiene una capacidad de carga a LEO de 28,8 toneladas y a GEO de
14,2 siempre que estén optimizados. ¿Qué problema hay?

Estás montando una polémica apartir de una cabezonería: coges datos del F9 v. 1.1 y los trasladas alegremente al Falcon Heavy porque tú lo vales.

Y por favor, no repitas mas lo de la página 15 de la guía del usuario del F9. Ya aburre.

Gabriel DomínguezGabriel Domínguez

Daniel, de los lanzadores pesados estadounidenses que mencionas en esta entrada -SLS Block 1, Falcon Heavy, New Glenn, NGL y Vulcan-, ¿cuáles están ya construidos o en construcción?

Daniel Marín

El Falcon Heavy está a punto de volar por primera vez este año, y el SLS deberá hacerlo a principios de 2019. El resto están en la mesa de diseño.

sebafsebaf

Quién lo diría, a esta altura hay gente que anuncia cohetes que no son reutilizables y qué! Jeje

Por cierto Daniel, por ahí has puesto Castro en lugar de Castor.

TxemaryTxemary

Sí… y qué. Este es un cohete en su mayor parte, de combustible sólido, más baratos que cualquiera de combustible líquido. Menos versátiles, sí. Menos eficientes, sí. Reutilizables, no. Pero ojo, lo fundamental, que sean baratos, no tiene nada que ver con lo anterior. Comparar lanzadores de combustible líquido con lanzadores de combustible sólido, no es algo directo ni muchísimo menos.

Anon1Anon1

Pues bienvenido sea. Cuanto más seamos, más nos reiremos. Con la experiencia que tienen en Orbital ATK con los sólidos, espero que consigan optimizar los procesos de fabricación y bajar los costes. Tengo ganas de ver este “Vega con esteroides” en acción. A mi también me vinieron a la cabeza los primeros diseños del Ariane 6 aunque de lejos se parece un poco también a un Atlas V 5XX.

Deja un comentario

Tu email nunca será mostrado o compartido. No olvides rellenar los campos obligatorios.

Obligatorio
Obligatorio
Obligatorio

Puedes usar las siguientes etiquetas y atributos HTML: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <strike> <strong>