Lanzamiento del observatorio espacial Hisaki y el primer vuelo del cohete Epsilon

La agencia espacial japonesa JAXA ha lanzado hoy sábado 14 de septiembre a las 04:45 UTC el primer cohete Epsilon desde el Centro Espacial de Uchinoura con el observatorio espacial Hisaki (SPRINT-A) a bordo. Se trata de la primera misión de un cohete Epsilon (E-X/F-1) y la primera de la serie de satélites científicos de bajo coste SPRINT.

Lanzamiento del primer cohete Epsilon (JAXA).

Hisaki

Hisaki (ひさき, ‘más allá del Sol’) o SPRINT-A (Spectroscopic Planet Observatory for Recognition of Interaction of Atmosphere), también conocido como SPRINT-A/EXCEED -o en japonés como wakusei bunkou kansoku eisei (惑星分光観測衛星, ‘satélite para espectroscopía planetaria’)-, es un observatorio espacial de la agencia espacial japonesa JAXA destinado a estudiar las atmósferas de los planetas del Sistema Solar desde la órbita baja terrestre. Es el primer telescopio espacial diseñado exclusivamente para analizar la dinámica de las atmósferas de los planetas Venus, Marte, Júpiter y Saturno.

Observatorio espacial Hisaki (SPRINT-A) (JAXA).

Hisaki observará la radiación ultravioleta extrema (EUV) emitida por la interacción entre las atmósferas de cada planeta (principalmente Júpiter) y su magnetosfera. Esta radiación es imposible de observar desde la superficie terrestre por culpa de la absorción de nuestra atmósfera. En aquellos mundos que no posean un campo magnético apreciable, como es el caso de Venus, la radiación ultravioleta emitida dependerá de la interacción directa de la atmósfera con el viento solar. En ambos casos, las observaciones de Hisaki permitirán comprender mejor la compleja relación existente entre las atmósferas planetarias y el viento solar. Hisaki también estudiará la exosfera de Mercurio para comparar el comportamiento del viento solar al chocar contra planetas que no poseen atmósfera. De este modo se podrán refinar los modelos atmosféricos de nuestro planeta y de los exoplanetas ya descubiertos.

Objetivos de la misión Hisaki (JAXA).
Campo de observación del instrumento EXCEED para estudiar las auroras de Júpiter y el cinturón de plasma generado por Ío (JAXA).
Representación artística de la interacción del viento solar con Marte, un mundo sin campo magnético global (JAXA).

El objetivo principal de Hisaki es la magnetosfera de Júpiter, el ‘objeto’ más grande del Sistema Solar después del Sol. Hisaki estudiará cómo se comportan las auroras jovianas y el cinturón de plasma toroidal, generado por la actividad volcánica de Ío, dependiendo de la actividad del viento solar. La observación en el ultravioleta extremo permite estimar la distribución en la densidad de iones y la temperatura de los electrones de alta energía en la magnetosfera interna. El objetivo secundario es la interacción del viento solar con Marte y Venus. En concreto, los resultados de Hisaki nos permitirán desentrañar los mecanismos que provocaron que el planeta rojo perdiese la mayor parte de su atmósfera en el pasado, complementando así a las observaciones directas de la futura sonda MAVEN de la NASA.

Dimensiones de SPRINT-A (JAXA).

Hisaki tiene una masa de 350 kg, una longitud de 4 metros y una envergadura de 7 metros con los paneles solares desplegados (los cuales producen 900 W de potencia eléctrica). Estará situado en una órbita de 950 x 1150 kilómetros y 31º de inclinación. La misión primaria tendrá una duración de un año. El satélite se halla dividido en dos secciones, el bus o plataforma con la aviónica, los sistemas de comunicaciones y los paneles solares (SPRINT bus), y la sección de carga útil con los instrumentos. La carga útil de Hisaki es el instrumento EXCEED de 80 kg para observar en el ultravioleta extremo, dotado de un espectrómetro y una cámara de rendija. La luz ultravioleta en el rango de longitudes de onda de 55 nm a 145 nm es captada por un telescopio dotado de un espejo primario de 20 centímetros y una distancia focal de 160 cm y es dirigida al espectrómetro, que posee una resolución espectral de 0,3-1 nm y una resolución temporal de 10-100 segundos. EXCEED posee dos modos de funcionamiento. El modo de observación planetario consta de una rendija única de 78 micras con un campo de visión de 120 segundos de arco y se usará para estudiar los plasmas alrededor de Mercurio, Venus y Marte. El modo de observación ‘tipo Júpiter’ tiene un campo de visión de 400 segundos de arco para poder observar el cinturón toroidal de plasma que rodea a Ío.


Características de EXCEED (JAXA).
Sistema óptico de EXCEED (JAXA).
Sensores de EXCEED (JAXA).

SPRINT-A es el primer satélite de la serie SPRINT –kogata kagaku eisei (小型科学衛星)- de pequeños satélites científicos de ISAS/JAXA. Japón planea lanzar otros satélites de la serie SPRINT con cargas útiles diferentes en los próximos años. SPRINT-B, bautizado ERG, estudiará la magnetosfera terrestre, mientras que la carga útil de SPRINT-C aún no ha sido concretada. Podría ser un observatorio de rayos X o la sonda lunar SLIM (Smart Lander for Investigating Moon). Una vez en órbita, SPRINT-A fue bautizado oficialmente como Hisaki.

Bus de SPRINT-A (JAXA).
Variaciones de la plataforma SPRINT (JAXA).

SPRINT-B (ERG) (JAXA).



Propuesta de misiones SPRINT de la fase 2 (SPRINT-C/D/E). DIOS: estudio de la materia oscura. DPF: estudio de la relatividad general. SLIM: prototipo de sonda lunar (JAXA).
Hisaki (SPRINT-A) (JAXA).

Cohete Epsilon

El Epsilon, también conocido como ELV (Epsilon Launch Vehicle) o イプシロンロケット (Ipshiron Roketto), es un pequeño lanzador espacial de tres etapas de combustible sólido capaz de situar 1200 kg en una órbita baja de 250 x 500 kilómetros de altura lanzado desde Japón. También puede colocar 700 kg en una órbita circular de 500 kilómetros o bien 450 kg en una órbita polar heliosíncrona de 500 kilómetros. Tiene una longitud de 24 metros, un diámetro de 2,6 metros y una masa al lanzamiento de 91 toneladas.

Cohete Epsilon (JAXA).

El Epsilon es un lanzador de bajo coste para cargas de pequeño tamaño -similar en concepto al cohete Vega europeo- creado para sustituir al cohete M-V, retirado en 2006. Ha sido diseñado a partir del cohete de combustible sólido M-V y del H-IIA, actualmente en servicio. De hecho, la primera etapa del Epsilon es básicamente similar a los aceleradores SRB-A del cohete H-II, mientras que la segunda y tercera etapas derivan del M-V. Japón tiene una larga tradición en el uso de pequeños cohetes de combustible sólido gracias a los lanzadores Lambda y Mu, desarrollados por el ISAS (Institute of Space and Astronautical Science), actualmente parte de JAXA, que culminarían en el M-V (Mu-5), en servicio entre 1997 y 2006.

El Epsilon es un collage de partes de los lanzadores M-V y H-IIA (JAXA).
Cohetes japoneses en servicio (JAXA).
Serie de cohetes de combustible sólido Mu a los que el Epsilon sustituye (JAXA).

La primera etapa SRB-A (SRB-A3) tiene una longitud de 11,7 metros, un diámetro de 2,6 metros y una masa de 75 toneladas. Genera un empuje de 66,3 toneladas (2271 kilonewtons), tiene un empuje específico de 284 segundos y funciona durante 116 segundos. Utiliza el combustible sólido BP-207J. El control de dirección en guiñada y cabeceo se logra moviendo la tobera, mientras que el control de giro se consigue con gas procedente de un generador de gas de combustible sólido.

La segunda etapa M-34c tiene unas dimensiones de 4,3 x 2,2 metros y una masa de 12,3 toneladas. Su empuje es de 10,8 toneladas (371,5 kilonewtons), con un empuje específico de 300 segundos. Funciona durante 105 segundos.

La tercera etapa KM-V2b tiene una longitud de 2,3 metros, un diámetro de 1,4 metros y una masa de 3,3 toneladas. Genera un empuje de 2,5 toneladas (99,8 kilonewtons) y posee un empuje específico de 301 segundos. Funciona durante 90 segundos. La tercera etapa está estabilizada mediante giro.

Opcionalmente se puede instalar una etapa superior CLPS (Compact Liquid Propulsion System), o PBS (Post Boost System), a base de hidrazina para alcanzar órbitas heliosíncronas. Esta etapa tiene unas dimensiones de 1,5 x 1,2 metros, una masa de 100 kg y es capaz de generar un empuje de 400 newtons. Funciona durante 1100 segundos y su impulso específico es de 215 segundos.

La cofia tiene unas dimensiones de 11,1 x 2,6 metros y una masa de una tonelada.

Etapas del Epsilon (JAXA).
Versión del Epsilon con (derecha) y sin etapa superior PBS (JAXA).
Etapa PBS (JAXA).
Epsilon (JAXA).

El centro espacial de Uchinoura, antes conocido como Kagoshima se creó en 1962 y en 1970 se convirtió en el primer centro espacial de Japón. Actualmente ha quedado relegado a lanzamientos de cohetes sonda atmosféricos desde que Tanegashima se convirtió en el principal centro espacial del país, desde donde se lanzan los H-II. Este ha sido el primer lanzamiento espacial que tiene lugar en Uchinoura desde 2006, cuando despegó el último M-V.

Las instalaciones de lanzamiento del Epsilon en Uchinoura (derecha) han sido modificadas con respecto a las del M-V (izquierda) (JAXA).

Rampa de lanzamiento en Uchinoura (JAXA).

Fases del lanzamiento:

T+ 0 segundos: lanzamiento.
T+ 1min 52 s: apagado de la primera etapa a 88 km de altura y 2,6 km/s.
T+ 2 min 30 s: separación de la cofia a 147 km de altura y  2,4 km/s.
T+ 2 min 41 s: separación de la primera etapa a 162 km y 2,4 km/s.
T+ 2 min 45 s: encendido de la segunda etapa a 167 km y 2,4 km/s.
T+ 4 min 27 s: apagado de la segunda etapa a 323 km y 5,1 km/s.
T+ 10 min 24 s: separación de la segunda etapa a 822 km y 4,2 km/s.
T+ 10 min 28 s: encendido de la tercera etapa a 823 km y 4,2 km/s.
T+ 11 min 57 s: apagado de la tercera etapa a 840 km y 7,5 km/s.
T+ 16 min 48 s: separación de la carga útil y el módulo PBS a 864 km y 7,4 km/s.
T+ 19 min 8 s: primer encendido del PBS a 896 km y 7,4 km/s.
T+ 53 min 50 s: segundo y último encendido del PBS a 1154 km y 7,2 km/s.
T+ 1 h 1 min 40 s: separación de la carga útil a 1151 km y 7,2 km/s.

Trayectoria de lanzamiento (JAXA).
Zonas de caída de las primeras etapas (JAXA).
Hisaki (JAXA).
Integración de Hisaki con el cohete (JAXA).
Cofia del Epsilon (JAXA).
Detalle de la rampa (JAXA).
El Epsilon en la rampa (JAXA).
Centro de control (JAXA).
Lanzamiento (JAXA).
Vídeo sobre la misión:



50 Comentarios

  1. Gracias por la entrada, Daniel. En muchos sitios hablan del lanzamiento, pero hasta que no me pasé por aquí no he entendido qué es lo que va a estudiar Hisaki y cómo lo va a hacer

    1. Dudo que sea útil como ICBM. Como dice el post, el cohete se basa en el M-V y en el H-II, no es una creación nueva. Además, ¿para qué quiere Japón un ICBM si no tiene armas nucleares y su enemigos están a un tiro de piedra (Corea del Norte y China)?

    2. yo creo que es más de deterrencia, para poder decir «somos una nación pacífica pero si alguien nos enfrenta tenemos la capacidad y la tecnologia para hacer ICBM en un dos por tres»

    3. A ese lanzador solo le falta «militarizar» y tienes un LGM-118 Peacekeeper MX, también con 3 etapas de combustible sólido, mismo peso y performance, ahora solo falta probar un dispensador y ya tenemos capacidad MIRV… también están probando el bus SRINT-A y los sensores, solo tienes que apuntar al lado equivocado y ya tienes «satélites de observación».

      Pasa lo mismo con las nukes y con su familia de destructores portahelicópteros que para ser denominados portaaviones solo les falta los aviones. Desarrollar esas tecnologías toma tiempo y por su constitución y tratados no pueden hacerlo directamente pero los japoneses no olvidan que una nación no tiene aliados permanentes solo intereses permanentes.

    4. Es evidente que si Japón se propone o se ve en el futuro en la necesidad de tener listos ICBM o armas similares lo va a poder realizar sin mayores contratiempos, después de todo, una de las razones de peso de mantener en uso los cohetes es para no perder practica en esta tecnología estratégica de defensa en la guerra moderna, es por la mísma razón por la cual estos mismos países no ven con buenos ojos cuando otros paises empiezan a desarrollar cohetes espaciales, fácilmente derivables (en los diseños, claro) a servir de misiles armamentisticos. Lo mismo que la tecnología atómica avanzada, es de dos vías,se puede usar para construir una planta de producción de energía o para desarrollar armas nucleares.

    1. Que yo recuerde, de esta categoría y con todas las etapas de combustible sólido, todos los Minotaur y el Taurus XL de Orbital (si sigue operacional).

      Luego, Vega (ESA) tiene 3 etapas sólidas y una líquida. Pegasus (Orbital), las etapas del cohete son sólidas, aunque lo lanzan de un avión. Los hindús tienen el PSLV con dos etapas solidas y dos líquidas. Y para el recuerdo quedan el Athena (Lockheed) y el Start (Rusia).

      Seguro que se me olvida alguno.

  2. Siempre es una gran noticia que un cohete nuevo complete su primera misión a la perfección.

    Pero leyendo la descripción del cohete, tengo que reconocer que sigo sin entender eso del impulso específico. Eso de que un motor tenga un ISP de 301 segundos pero funcione durante 90, no me entra en la cabeza. Y que conste que he leído todo lo que he encontrado sobre el tema.

    1. No, Daniel, no me has entendido.

      No dudo de que los datos sean correctos. Me refiero a que sigo sin entender «el concepto» (Airbag Dixit) de impulso específico. No entiendo como una medida que yo entiendo que es de fuerza o potencia se expresa en segundos…

      …y eso que no soy de letras!!

    2. El impulso específico es una medida de eficiencia, no de empuje o potencia. Un motor iónico puede tener un empuje de casi cero y un Isp bestial. En cualquier caso, las unidades son ‘asín’ 😉 Por ejemplo, en el sistema geométrico de unidades usado en la relatividad general (c=1, G=1), la masa se mide… ¡en metros!

    3. Es que no es una magnitud fuerza o potencia (que no son lo mismo). Es la fuerza producida en función a la cantidad de propulsante utilizado por unidad de tiempo. Si la cantidad de propulsante se da en masa (kg), entonces el impulso específico tiene unidades de velocidad (ms⁻¹), si se da como fuerza (peso, kgf o N), entonces las unidades son de tiempo (s).

      La fórmula es F (empuje, en N) = Isp · Mf · g, donde Isp es el impulso específico (en s), Mf el flujo de masa (la masa que el cohete expele para ascender, en kg·s⁻¹) y g la intensidad del campo gravitatorio terrestre a nivel del mar (o donde quiera se halle el lanzamiento), su sea, 9,81 m·s⁻².

      Para cohetes (porque el anterior también rige para reactores de aviación, obviamente), puede usarse Isp = Ve / g, donde Ve es la velocidad de eyección de gases propulsores.

      En esta última ecuación se aprecia claramente que el Isp de un cohete aumenta con la altitud, primero porque g disminuye y segundo porque Ve aumenta al ser cada vez menor la presión de la atmósfera circundante (alcanza un máximo en el vacío).

      También te sirve para ver la Ve, más «intuitiva» si quieres. Para 301 s de Isp sale una Ve de 3 km/s.

      A título de comparación, un turbofán de un reactor comercial tiene un Isp de 3.000 s, comparados con los 250 s de un cohete sólido, y los 400-500 de uno líquido. Un motor (espacial) iónico tendría también 3.000 s, como el VASIMR.

    4. A ver si lo he entendido, y que conste que ahora mismo estoy usando lapiz y papel para alcarar los conceptos!

      Entonces el ISP digamos que es la fuerza ascencional que el motor es capaz de producir en relación al combustible que consume. Si usamos la ecuación de Isp=Ve/g, supongo que usamos valores en metros por segundo, como g es una aceleración vamos al cuadrado y al anular metros y segundos nos quedamos con que el Isp=xx sg.

      Si lo he entendido, entonces el Isp de un motor depende básicamente de la velocidad de escape los gases, Y no tiene absolutamente nada que ver con el tiempo de funcionamiento del motor. Y la forma de mejorar el Isp será consiguiendo que los gases se expulsen más rápido pero sin necesidad de aumentar la cantidad de combustible que se gasta.

      ¿Voy bien?

    5. El significado físico del impulso específico en segundos es el tiempo que duraría un kilo de combustible para mantener levitando en el aire al nivel del mar un kilo de carga (no el peso del combustible, que habría que sostener quemando más combustible). A mayor rendimiento, más tiempo puede mantener la carga contra la fuerza de la gravedad.

    6. El impulso específico en general se define para un tipo de combustible, pero a veces también se define para un tipo de combustible y un tipo de motor, porque el rendimiento real del cohete no sólo depende de lo bueno que sea el combustible sino también de las pérdidas de rendimiento que produce el motor, ya que no toda la energía química del combustible se emplea para propulsar el cohete, algo se pierde en rozamiento con el motor, en calentar la tobera, en turbulencias producidas por el motor, etc. Si hablamos de impulso específico de un combustible, es proporcional a la velocidad de escape de los gases.

    7. Vale, creo que por fin lo he entendido. Tenía la idea errónea de que era una medida de la potencia, por eso no entendía que se midiera en segundos.
      Pero se trata de una medida de rendimiento de la combinación de motor y combustible, que expresa, más o menos, el gasto que ese motor necesita para conseguir un empuje determinado, y eso sí tiene sentido expresarlo en segundos.
      En el ejemplo que pone el primer anónimo, comparando un turbofan con un cohete sólido lo he vista más claro. El turbofan tiene un isp mucho mejor que el sólido, pero no porque tenga más potencia, evidentemente, sino porque, comparativamente gasta muchísimo menos combustible. Espero no haber metido mucho la pata!

      Gracias a todos por las explicaciones, da gusto participar en un foro como éste.

      Eso sí Daniel, eso de que en la relatividad la masa se mide en metros tienes que explicarlo en una entrada off topic!!

    8. No soy experto en el tema, pero no creo que lleves razón. El impulso específico del mismo motor es obviamente diferente en la superficie de la Luna o de la Tierra, precisamente por la diferencia en la intensidad de campo (lo que llamas aceleración de la gravedad, que es lo que es, pero en realidad es el vector intensidad de campo). Lógicamente si ese impulso es distinto en la Luna, en Marte o en la Tierra, evidentemente es distinto ya no sólo en función de la altitud (donde g disminuye), sino incluso en función de la latitud, el mismo cohete tendrá un impulso específico mayor en Kourou que en Kasputin Yar, precisamente porque la g es diferente.

      Otra cosa es que quieras decir que a efectos comparativos se opte por dar valores de impulso específico para unos parámetros normados, pero la magnitud física «impulso específico» varía, y bien que lo hace, con la altitud.

    9. Hola:

      No, no varía con la altitud. Has cogido una de las fórmulas que definen el impulso específico, has cambiado una constante por una variable y has dicho que por tanto el impulso específico varía con la altitud. Pero simplemente ésa no es la definición de impulso específico, es una definición que has inventado tú. Consulta la Wikipedia o cualquier otra fuente que defina el impulso específico, y verás que no depende de la altitud ni en general del lugar donde se encuentre el cohete.

    10. Sí, sí varía con la altitud, además lo que dices no tiene sentido. Que se use así porque el procedimiento está normalizado es una cosa, pero no es una constante «constitucional», porque esa constante no es tal, te vuelvo a repetir, es el vector intensidad de campo y depende de la altitud. El valor como constante se lo das tú, pero ni siquiera existe tal constante (la constante en realidad es el radio patrón terrestre, que rinde el mismo valor de vector intensidad de campo para la superficie de una esfera imaginaria). Lo he consultado en un libro de física, de los de papel. De hecho, la Wikipedia dice exactamente lo mismo que estoy diciendo yo: «In rockets, due to atmospheric effects, the specific impulse **varies** with altitude, reaching a maximum in a vacuum»

    11. ¿Por qué no citas todo el párrafo?

      In rockets, due to atmospheric effects, the specific impulse varies with altitude, reaching a maximum in a vacuum. This is because the exhaust velocity isn’t simply a function of the chamber pressure, but is a function of the difference between the interior and exterior of the combustion chamber. It is therefore important to note if the specific impulse is vacuum or lower sea level. Values are usually indicated with or near the units of specific impulse (e.g. ‘sl’, ‘vac’).

      Como se ve claramente ahí, no varía porque cambie g, como tú dices, sino porque cambia el ambiente en que funciona el cohete. También variaría si cambiara la temperatura ambiente o la forma de la tobera, pero eso no significa que el impulso específico se defina de forma distinta para lugares distintos.

      Y, ya puestos a citar, cita la parte donde se define de forma independiente de la altitud:

      In rocketry, where the only reaction mass is the propellant, an equivalent way of calculating the specific impulse in seconds is also frequently used. In this sense, specific impulse is defined as the thrust integrated over time per unit weight-on-Earth of the propellant:[2]

      Isp = v_e / g_0

      where

      Isp is the specific impulse measured in seconds

      v_e is the average exhaust speed along the axis of the engine in (ft/s or m/s)

      g_0 is the acceleration at the Earth’s surface (in ft/s2 or m/s2).

      Dice claramente aceleración en la SUPERFICIE de la Tierra, NO aceleración donde se encuentre el cohete. Y por supuesto que es una constante: http://en.wikipedia.org/wiki/Standard_gravity

      Incluso lo mencionan claramente en el propio artículo del impulso específico:

      These two formulations are both widely used and differ from each other by a factor of g, the dimensioned CONSTANT of gravitational acceleration at the surface of the Earth.

    12. Lo que te estoy diciendo son cosas de física elemental, que damos todos en la carrera. g0 NO es una constante, es el valor del vector intensidad de campo en la superficie terrestre, y obviamente varía con la altitud. Ninguna fórmula puede emplear eso como constante porque no lo es, lo que sería la constante en todo caso sería la distancia al centro de la Tierra (el radio que determina el valor de g0). La fórmula se da así porque está normada, no porque sea así, porque dar tablas de valores no tiene sentido si no se refieren todas a unas condiciones estándar. En la Wikipedia no citan la variación con g porque no es necesario, cualquiera que sepa física lo sabe, hacen referencia a la variación de la velocidad de escape porque no es obvio. En la Luna, el impulso específico variaría con la altitud por g, pero no por la presión atmosférica. Yo no discuto por discutir, pero estás intoxicando a la gente.

    13. Si no te molestas en leer los enlaces que pongo, no tiene sentido seguir discutiendo. Ahí dice claramente que es una constante, con un valor bien definido por la Oficina de Pesos y Medidas, pero bueno, no hay peor ciego que el que no quiere ver.

    14. Pero cómo va a ser la gravedad una constante hombre… Mira la fórmula que define la gravedad.

      Otra cosa es que a título práctico para comparar motores y sistemas de propulsión entre sí, se tome el valor medio definido de la gravedad.

      Pero eso no hace que la gravedad sea una constante, eso es una burrada, la gravedad es directamente proporcional a las masas de los objetos e inversamente proporcional a la distancia entre ellos (es decir la altura en este caso).

      Discutir esto es un sin sentido.

    15. Soy otro anónimo.

      El cambio de g con la altura es insignificante hasta muchos kilómetros de altura, pues depende del cuadrado del radio de la Tierra + altitud. Sí afecta bastante la latitud por aquello de que la Tierra está achatada.

      Tiene sentido tomar g0 constante en la definición para poder comparar las especificaciones de los motores. Pero supongo que en cada centro de lanzamientos interesará el g correspondiente (entre Baikonur y Kurou debe haber una diferencia apreciable).

    16. La latitud afecta básicamente porque se comparte la velocidad *lineal* de rotación de la Tierra. No es lo mismo despegar desde el polo con 0 km/h que desde el Ecuador donde ya tienes gratis casi 1.700 km/h. En cuando a que g varía poco con la altitud, juzga tú mismo: es casi 10 (m/s⁻²) al nivel del mar, y a 250 km de altura, ya está por debajo de 9 (y a 1750 km de altura, siempre sobre la superficie, ya está por debajo de 6. No son cuestiones menores para el motor de un cohete). Cuando hablamos de cientos de millones de dólares, ni décimas ni centésimas son cuestiones menores.

    17. ¿Quién carajo está diciendo que la gravedad sea una constante? Aquí de lo único que he hablado es de que la definición de impulso específico no varía con la gravedad y se define mediante una constante que es la aceleración de la gravedad al nivel del mar, definida por la Oficina Internacional de Pesos y Medidas en 1901 como 9,80665 m/s2. Joder, tíos, mirad por lo menos la definición de impulso específico, que sólo es un párrafo y está citada arriba, en vez de hablar sin saber.

    1. Hombre, depende del material utilizado, las fuerzas aerodinámicas que tenga que soportar y el momento en que se vaya a desprender.

      El material, si se pretende reducir costes, pues será más pesado que usar por ejemplo aleaciones más caras igual de resistentes pero más ligeras. El resto pues es hacer cálculos y ver si concuerdan con los parámetros del cohete.

      El Vega por ejemplo tiene una cofia de 490kg y es un lanzador un poco más pesado, todo depende del diseño integral del cohete.

  3. Muchas gracias a todos por las aclaraciones sobre el impulso especifico. Aunque entendía el concepto no me quedaba del todo claro, como por ejemplo que se diesen varios valore de ies para distintas alturas y órbitas. Así entiendo que en un entorno de muy baja influencia gravitacional el ies de cualquier motor sera altisimo, no?

    Por otra parte, estamos ablando de un lanzador de bajo coste, pero que cantidades supone el lanzamiento, para hacerme una idea…

  4. Con todas las agencias espaciales desarrollando cohetes de bajo coste, no sé cómo diablos van a encontrar mercado para rentabilizar esos cohetes ni si van a dejar espacio para la iniciativa privada en este nicho de mercado.

  5. Excelente la iniciativa japonesa, justo ayer antes, de enterarme del lanzamiento estaba charlando con mi novia sobre los distintos prograas espaciales y le dije que el de Japón era bastante aburrido, jajajaja, pues que me tragé esta mañana mis palabras, sumamente productiva sera esta misión que nos ampliara el horizonte de conocimientos sobre los planetas que estudiará. A su vez esos datos permitirán construir y enviar sondas a esos destinos con mucha mayor seguridad. Y es lo mejor que tenemos de la exploración espacial actual, estos bichos, desde el sputnik hasta curiosity, pasando por voyager, venera, lunik, viking, mariner, etc, son los grandes héroes, los conocimientos que nos brindaron no se comparan con nada.larga vida a los descendientes de las sondas espaciales.

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Por Daniel Marín
Publicado el ⌚ 14 septiembre, 2013
Categoría(s): ✓ Astronáutica • Astronomía • Cohetes • Japón • Lanzamientos • Sistema Solar • sondasesp