¿Se lanzará la nave Orion de la NASA con un Falcon Heavy?

El 26 de marzo de 2019 el vicepresidente de los EEUU Mike Pence sorprendió a todos al anunciar que la NASA iba a poner un ser humano sobre la Luna en 2024. El plan —o mejor dicho, la ausencia del mismo— ha sido ampliamente criticado como una simple declaración de intenciones por la falta de medios. La NASA no tiene en estos momentos ni el dinero ni el equipamiento —o sea, el módulo lunar— para pisar la superficie de nuestro satélite en esa fecha. Pero una orden de la Casa Blanca es una orden, así que la NASA y su administrador Jim Bridenstine llevan las últimas semanas estudiando las posibilidades reales que tiene la agencia de cumplir con estos plazos.

Recreación de una nave Orión y una etapa ICPS a bordo de un Falcon Heavy (https://twitter.com/KenKirtland17).

El núcleo del programa lunar de la NASA es el cohete SLS y la nave Orión —esta última construida conjuntamente con la ESA—. Pero el desafío es doble. Por un lado, la combinación SLS-Orión es incapaz de realizar una misión de alunizaje tipo Apolo con un único lanzamiento. Por otro, el programa SLS acumula un retraso considerable; y de los sobrecostes mejor no hablar. Durante las sesiones de brainstorming de Bridenstine con los técnicos de la agencia se han barajado varias opciones para acelerar el programa SLS-Orión. La primera, como ya vimos, era cancelar la versión Block 1B del SLS —que puede poner en órbita baja 100 toneladas en vez de las 70 toneladas de la versión Block 1— y reducir el ya de por sí escaso número de misiones de este lanzador (la sonda Europa Clipper tendrá que despegar con otro cohete).

¿Es posible alcanzar la Luna en 2024? (NASA).

Pero estas opciones significan «matar» de facto al programa SLS, así que, ya puestos, ¿por qué no lanzar directamente la nave Orión con cohetes comerciales? No obstante, esto no es tan sencillo. El Delta IV Heavy, el cohete más potente de ULA en servicio, es el favorito debido a su fiabilidad demostrada, aunque su capacidad de carga sea significativamente inferior a la del Falcon Heavy de SpaceX. Pero el Delta IVH no puede lanzar a la Orión directamente hacia la Luna. Harían falta dos lanzamientos como mínimo, uno con la Orión y otro con la etapa superior ICPS, para esta tarea. Y hay más problemas. Solo existen dos rampas disponibles para el Delta IVH, una en Cabo Cañaveral y otra en Vandenberg, así que sería necesario usarlas para este esquema de misión, pero desde Vandenberg únicamente se pueden lanzar satélites en órbitas polares por motivos de seguridad, con la consiguiente pérdida de capacidad de carga del lanzador. En cualquier caso esta estrategia tampoco es válida porque la etapa ICPS debería estar demasiado tiempo en órbita y el hidrógeno líquido se evaporaría. Y eso sin mencionar que habría que diseñar un sistema de acoplamiento para la Orión, que por ahora tampoco existe.

Cohete SLS de la NASA (NASA).
Cohete SLS Block 1 de la NASA (NASA).

Así que la única opción viable es usar el Falcon Heavy de SpaceX. Este cohete es el favorito de los espaciotrastornados, aunque no así de la NASA, porque, por el momento, solo ha realizado un vuelo. El cohete de SpaceX sí puede lanzar la nave Orión hacia la Luna usando una etapa superior de kerolox, pero solo en una trayectoria de retorno libre. Esto es, sin orbitar nuestro satélite. Si lo que queremos es orbitar la Luna, se puede usar un Falcon Heavy con la Orión y la ICPS. Eso sí, habría que diseñar una nueva cofia, así como modificar la Orión y la rampa 39A para permitir una integración vertical —el Falcon Heavy solo permite integración con la carga útil en horizontal— y efectuar la carga de combustibles hipergólicos de la Orión y criogénicos de la ICPS en la rampa. Esta arquitectura fue recientemente rechazada para la primera misión EM-1 no tripulada, básicamente por ser demasiado arriesgada y porque el SLS tiene todavía demasiados apoyos políticos en el Congreso. Pero si finalmente el plan de la administración Trump no se queda en agua de borrajas, el uso del Falcon Heavy para lanzar la Orión no se puede descartar para la EM-2, la primera misión tripulada de esta cápsula. También se podría emplear el Falcon Heavy para lanzar por separado el —todavía inexistente— módulo lunar.

El Falcon Heavy surca los cielos (John Kraus).
El Falcon Heavy (John Kraus).

Curiosamente, también hay que valorar la influencia de este plan en el proyecto de la estación Gateway. Esta estación espacial internacional alrededor de la Luna era el elemento central del plan de la NASA para pisar la Luna en 2028, pero ahora parece ser más un escollo que una ayuda. Es altamente improbable que la agencia consiga el dinero para construir la estación Gateway al mismo tiempo que desarrolla un módulo lunar de aquí a 2024. Paradójicamente, la estación Gateway podría convertirse en una víctima del nuevo programa lunar. Evidentemente, mientras el SLS siga siendo intocable no hay cabida para este plan, aunque se podría emplear el Falcon Heavy solo para el módulo lunar. Si el SLS no se usa para lanzar la nave Orión, desaparece la principal —y casi única— razón de ser de este lanzador. Por este motivo, sustituir la nave Orión por otra cápsula —Crew Dragon o Starliner— es por ahora una posibilidad políticamente imposible porque tendría a todo el Congreso en contra. Ahora la pelota está en el tejado de la Casa Blanca. En el caso de que realmente vaya en serio, la administración Trump debe inyectar dinero ya mismo para, como mínimo, comenzar a desarrollar el módulo lunar ipso facto. Si en los próximos meses no vemos ningún movimiento de dólares, podremos despedirnos del alunizaje definitivamente, al menos en lo que respecta a la fecha de 2024.

Esquema de la misión tripulada de 2028 usando la estación Gateway (NASA).



107 Comentarios

  1. He querido decir:

    Cual es el problema de poner un módulo lunar en órbita lunar con el FH y poner una cápsula dragon en órbita lunar con un módulo de servicio con otro FH?

  2. Cuando se anunció el estudio para ver si era posible la misión lunar con cohetes comerciales, el resultado era previsible: el estudio demostraría que acarreaba suficientes problemas como para que no valiera la pena y hubiera que esperar al SLS.

    Así la NASA se cubre las espaldas: si el SLS no está a tiempo, la culpa será de otros (por falta de financiación, por incompetencia, etc).
    Ellos ya han hecho todo lo posible, incluso estudiar la posibilidad de realizar la misión con lanzadores comerciales.
    Ahora, como Poncio Pilatos, Bridenstine puede lavarse las manos.

    Pero ¿es posible realizar la misión lunar con el FH lanzando la ICPS y la Orion?

    – El problema de la integración vertical: se ensambla el cohete horizontalmente pero sin llenar los depósitos de la Orion.
    Una vez el cohete está en posición vertical en la rampa de lanzamiento, se reposta la Orion con hipergólicos y el ICPS con hidrógeno.

    Hay que modificar la torre de lanzamiento para poder acceder a la Orion y añadir tuberías para el hidrógeno al pad y la torre de lanzamiento.

    Coste: elevado pero asumible (unos cientos de millones como mucho).
    Tiempo: un año, dos como mucho.

    Incluso si no hubiera más remedio que modificar más la torre para realizar integración vertical, es asumible tanto en tiempo como en dinero. Y mucho más barato que el SLS.

    – De todas formas, falta el aterrizador lunar. La NASA tiene dos opciones:
    1- Encargarlo a un contratista clásico con un contrato clásico. Ni en broma estaría a punto en 2024.
    2- Encargarlo a SpX con un contrato cerrado.

    Coste: muy elevado (unos millardos).
    Tiempo: crítico, si tiene que estar a punto en 2024.

    Serían necesarios 2 FH’s para lanzar la Orion+ICPS y el lander lunar. Supongo que de aquí a 2024 es posible reservar 2 FH’s para el evento.

    – No sé si me dejo algo, pero creo que la conclusión es:
    es perfectamente factible realizar la misión lunar con el FH antes de 2025.
    No se necesitan ni un par de años (como mucho) para poner a punto la torre.
    El lander es el punto crítico. Pero también lo es si usamos el SLS.

    Dado que el Lander se necesita sí o sí (tanto con el FH como con el SLS), la diferencia en el resto de parámetros (en tiempo y dinero) favorece claramente al FH por encima del SLS -si lo que queremos es alunizar en 2024, ojo-.

    En fin, este estudio de la NASA me recuerda a los estudios de ULA y Ariane que siempre acaban demostrando, indefectiblemente, que la reutilización no es rentable.

  3. …con lo rupturista que es Trump con sus “políticas” (podría decirse que es un trumpturista) quizá se trata de un intento descarado para cargarse a la NASA o a la parte de la NASA que le moleste (SLS mediante) si opta por SpX (en el hipotético caso de que la arquitectura lunar se oriente hacia el uso de FH, claro). Trump ya ha demostrado que no siente gran estima ni por la propia NASA ni por Boeing… Y cuando no siente estima por algo o alguien, es delicado y sutil como una desbrozadora en una peluquería, por lo que no sería de extrañar que meta presión con su “plan” y se quede esperando a que reviente algo/alguien por algún lado (el eslabón más débil, por descontado).
    Puestos a elucubrar… 😏

  4. He intentado hacer un cálculo del Delta-V de una misión lunar del Starship.

    Datos:
    Trans-Lunar Injection: 3100 m/s.
    Lunar Orbit Insertion: 800 m/s.
    Lunar Orbit Descent: 2000 m/s.
    Lunar Orbit Ascent: 1800 m/s.
    Trans-Earth Injection: 1000 m/s.
    Masa Starship: 85 t.
    Masa propelente: 1160 t (por uno de los últimos tweets de Musk)
    Payload a la Luna: 150 t.
    Masa total al despegue: 1395 t.

    # Primera parte: de HEO a la Luna.

    Como el Starship es repostado en HEO (que añade 3200 m/s a LEO) no hay que sumar la Trans-Lunar Injection (3100 m/s). Podemos pasar de HEO a TLI con poco gasto de Delta-V.

    Problema: no sabemos cuanta masa tendremos después de aterrizar en la Luna.
    Pero sabemos el Delta-V necesario: 2800 m/s (Lunar Orbit Insertion: 800 m/s +
    Lunar Orbit Descent: 2000 m/s).

    2800 = 9.8 x 356 x ln(1395/Masa_lunar)
    Abreviando:
    Masa_lunar = 625.2 t (masa del Starship, del propelente restante y del payload)

    Dejamos la carga (150 t) en la Luna.
    Ahora Starship

    1. ¡Desastre! He dado al botón de Enviar.
      Continúo…

      Dejamos la carga (150 t) en la Luna.
      Ahora Starship tiene una masa de 475.2 t (625.2 – 150).

      # Segunda parte: de la Luna a LEO.

      Asumiendo que Starship reserva 25 t de propelente para aterrizar en la Tierra, llega a LEO con 110 t de masa (85 + 25).

      Si calculamos el Delta-V con estos datos, obtenemos 5105 m/s.

      Y sólo necesitamos 2800 (Lunar Orbit Ascent: 1800 m/s +
      Trans-Earth Injection: 1000 m/s)

      Es decir, nos sobra Delta-V. Por tanto, podría cargar menos combustible al principio (quizá algún repostaje menos).

      ¿Me he equivocado en algo?
      (No he visto el vídeo de Reddit. Sólo los dos primeros minutos y he copiado los datos de Delta-V)

      1. Si queremos regresar a la Tierra con unas toneladas de carga (recogida en la Luna) ese Delta-V sobrante nos va muy bien.

        Como dijo Musk, puede llevar carga a la Luna y regresar a la Tierra sin ISRU.

      2. La has liado aquí:

        “Como el Starship es repostado en HEO (que añade 3200 m/s a LEO) no hay que sumar la Trans-Lunar Injection (3100 m/s). ”

        3200 m/s desde LEO es una órbita de apogeo 1.480.300 km, cinco veces más lejos que la Luna, casi velocidad de escape.

        A parte:
        Para conseguir un Dv de 3220 m/s un tanker lleno tendría que quemar como 700 toneladas. Podría transferir a la Starship menos de 400. Necesitarías 2 tankers en HEO para rellenar la Starship, que habría quemado casi 800 toneladas.

      3. (Contesto aquí que es más ancho)

        Voy a extrapolar algunos datos del ITS 2016:

        Si aplicamos la misma relación de masas que hay entre el ITS (150 t) y el TankerITS (90) t, obtenemos:

        Masa Starship: 85 t.
        Masa Tanker: 51 t (voy a considerar 55 t).

        Propelente Starship: 1160 t.
        Propelente Tanker: 1487 t (voy a considerar 1445 t, así la masa total al despegue del tanker es 1500 t redondas)

        # Viaje de LEO a HEO (3200 m/s):

        Con estos datos, el Tanker llega a HEO con 600 t de masa total, es decir, 545 t de propelente.
        Por lo que, como dijo Musk, un solo tanker en HEO basta.

        # Regreso de HEO a LEO:

        Hay que descontar el propelente que el Tanker necesita para volver, reentrar en la atmósfera y aterrizar.
        Afortunadamente, puede ahorrarse mucho Delta-V respecto al viaje de ida gracias al frenado atmosférico.

        # Para un Starship de carga:
        Masa Starship Cargo: 60 t (éste me lo he inventado)
        Propelente Starship Cargo: 1160 t.
        Masa al despegue: 1370 t.

        Con estos datos, el Carguero llega a HEO con 548 t de masa total, es decir, 338 t de propelente (548 – 150 – 60).

        Si le sumamos el propelente del Tanker (unas ~500 t) tenemos más de 800 t.

        Si un Starship Carguero con 150 t de carga parte de HEO con 838 t de propelente, aterriza en la Luna con un total de 470 t.
        De éstas, 150 t corresponden a la carga y 60 t al Starship Cargo.
        Nos quedan 260 t para el regreso.

        Dejamos la carga en la Luna y despegamos hacia LEO.

        Con 260 t de propelente y 60 t de masa del Carguero obtenemos un Delta-V de 4,624 m/s.
        Más que suficiente para regresar a la Tierra (2800 m/s). Aún nos sobra para llevar unas toneladas de rocas lunares a la Tierra.

        – Resumiendo:
        Todo depende de los datos que asumamos. Puede que Starship pese menos de 85 toneladas. O puede que pese más.
        Hasta que Musk nos dé los datos correctos, se puede demostrar cualquier cosa.

        De todas formas, estamos tratando el caso más extremo: ¡aterrizar 150 t de carga en la Luna (más el fuel de regreso) y volver sin repostar!
        Queda claro que con una carga de unas pocas toneladas Starship podrá hacer maravillas, y con pocos lanzamientos.

        1. En realidad, Starship está aterrizando un total de 470 toneladas (60 t masa Starship Carga, 150 t payload, 260 t propelente)

          Es decir, 410 t de carga útil (según mis últimos cálculos).

          Estas cifras aumentarán con los Raptor Vacuum, que optimizarán el proceso desde la separación del booster en adelante.

          ¡Alunizante!

          1. Si se hace un tanker, ese diseño es el lógico estoy de acuerdo. Claro que, si aumentas la cantidad de combustible del tanker, necesitas aumentar el número de vuelos para recargarlo.

            El ship 2016 tenia 300 toneladas de carga útil mientras que el tanker tenia 380. Con tu extrapolación, el tanker pasa de 150 a 190 toneladas de combustible útil en LEO. Entonces estas hablando de ship + tanker + 5 cargas de ship + 7 cargas de tanker = 14 lanzamientos.

            Este plan ya considera raptors con nozzle de vacío (Isp 380) y diseño de dos etapas superiores diferentes (aunque con muchos elementos comunes).

            La secuencia que propones de todas formas no es la mejor. Esa está pensada para máxima carga en Marte. Para ir a la Luna es más lógico repostar en una órbita de 200 km x 25000 km que en una de 200 km x 1.400.000 km.

          2. La secuencia que propongo es específica para misiones lunares, no tiene nada que ver con misiones marcianas.

            Las misiones marcianas no parten de órbitas elípticas altas (HEO) sino de LEO.

            De hecho, es la secuencia propuesta por SpX para mandar carga pesada a la Luna, y se supone que ellos saben mejor que nadie lo que resulta más ventajoso para sus cohetes.

            (Y la ventaja es que pasar de HEO a TLI requiere muy poco Delta-V.)

            Lo mismo para la órbita de repostaje más lógica: si SpX dice que la órbita ideal para repostar en las misiones lunares súper-pesadas está en HEO, lo lógico sería hacerles caso.

        2. Otro detalle:

          Musk no juega a los dados.

          Si está apostando por esta arquitectura es porque con los datos en la mano (y él los tiene), funciona como él dice y es operativa.

          En caso contrario, dudo que estuviera realizando tanto esfuerzo.

        3. Más claro no se puede explicar, yo desde luego si una misión de +100 t de carga con la Starship a la luna finalmente requiere la cantidad de lanzamientos que dice amargo me disculpo con él, le beso el culo y me convierto en su fan número 1, le planchare hasta las camisas! pero dudo mucho que él lleve razón, ya sin que hicieras los calculos con todas estas acertadas especulaciones se intuye que él se equivoca, a mi en una ocasión me intento convencer que la estructura presurizada de 1100m/cubicos de la Starship no estaba incluida en el peso de la nave y que la zona presurizada pesaría entre 15 y 20 veces mas que el módulo presurizado MPLM de la ISS que tiene un peso de estructura de 4 toneladas para 30 m3. todo solo por intentar rebajar la capacidad de carga de la nave.

          20 veces 4 t son 80 toneladas, si la nave pesa 85 ya me dirás lo “bien” del razonamiento y de los calculos de amago! Que daban un peso casi igual al de la starship solo para la zona presurizada ¿Porque un ingeniero razonaría eso cuando tienes el jodido dato del peso de la nave hace meses? Pues por lo mismo que ahora se empeñaba en calcular los tankers con el mismo peso que la Starsh tripulada. Desde aquel día no he dejado de leerle hacer cálculos inflados como ese, que chocan directamente con el concepto de la infraestructura de lanzamiento de la Starship, nadie sabe mejor que Musk las características que tendrá como rematas en tu exposición, y si Musk que tiene todos los datos porque el sistema es suyo afirma x número de lanzamientos, es porque con ese número de lanzamientos lo puede hacer o aspira a hacerlo, y la verdad, que amago se ponga en plan comentarios nivel aka un fisio sustentandolos en un supuesto título de ingeniería me hace subir por las paredes porque hasta yo sin estudios veo que lo enfoca mal XD.

          1. Ya, pero es que esto va por partes, nunca se necesitará realizar mas lanzamientos de los expuestos por Musk porque al principio no necesitará llevar el máximo de carga util, las misiones serán mas modestas con pequeñas tripulaciones, yo nunca he pensado que el sistema transportará a 100 pasajeros o el máximo de carga útil en las primeras misiones, ni Musk lo ha dicho ni me creas tan iluso para imaginarme lo yo, tardará años en hacerlo, y cuando ya se necesiten grandes cargas para bases lunares y marcianas ya estarán optimizadas las prestaciones como tu muy bien dices, no podemos hacer especulaciones sobre una misión de 100t usando los parámetros de un vehículo sin optimizar para esa misión, porque es hacer trampa, los detractores deberían tener eso en cuenta

            PD; creo que eres muy generoso por tu parte con amago, te honra el reconocimiento, pero amago a hecho lo que hace siempre, inflar un problema con sus cálculos e ir reculando luego en ellos a medida que lo van rebatiendo pero sin reconocer el punto del contrario para no dar el brazo a torcer y reconocer en todo lo que se equivocaba, a lo más habrá aprendido algún truco nuevo😜

        4. Tiberius:

          Dado que Starship se está construyendo a toda prisa para que vuele lo antes posible, la primera iteración puede ser sub-óptima en algunos detalles:

          – No hay motores de vacío.
          – Puede que los primeros tankers no tengan más volumen de carga de propelente que la versión de carga o la tripulada.
          – Etc.

          Por ello, es posible que la primera versión necesite más lanzamientos, repostajes, etc.

          Pero una vez afinado, el sistema debería funcionar dentro de los parámetros anunciados por Musk.

          Tengo que decir que hoy Amago me ha hecho sudar (aún estoy intentando resolver la transición de HEO a TLI).
          Es cierto que tiene poca Fe, pero creo que se ha reivindicado.

          1. Ups comentario en sitio equivocado, lo.que dije arriba va aquí👇

            Ya, pero es que esto va por partes, nunca se necesitará realizar mas lanzamientos de los expuestos por Musk porque al principio no necesitará llevar el máximo de carga util, las misiones serán mas modestas con pequeñas tripulaciones, yo nunca he pensado que el sistema transportará a 100 pasajeros o el máximo de carga útil en las primeras misiones, ni Musk lo ha dicho ni me creas tan iluso para imaginarme lo yo, tardará años en hacerlo, y cuando ya se necesiten grandes cargas para bases lunares y marcianas ya estarán optimizadas las prestaciones como tu muy bien dices, no podemos hacer especulaciones sobre una misión de 100t usando los parámetros de un vehículo sin optimizar para esa misión, porque es hacer trampa, los detractores deberían tener eso en cuenta

            PD; creo que eres muy generoso por tu parte con amago, te honra el reconocimiento, pero amago a hecho lo que hace siempre, inflar un problema con sus cálculos e ir reculando luego en ellos a medida que lo van rebatiendo pero sin reconocer el punto del contrario para no dar el brazo a torcer y reconocer en todo lo que se equivocaba, a lo más habrá aprendido algún truco nuevo😜

          2. Sí, todos estos debates acerca de llevar 100 t de carga a la Luna o 100 personas a Marte son puramente académicos.

            Y dado que las cargas pesadas no crecen en los árboles y necesitan mucho tiempo para su planificación y construcción (p.e.: hábitats y módulos de una base lunar), podemos suponer que, para cuando existan dichas cargas, el cohete ya estará a punto y la arquitectura de repostajes optimizada.

      1. De repente, no me deja colgar un comentario. Dice:

        “Forbidden.
        You don’t hace permission to access /wp-comments-post.php on this server.”

        Pero ojo, sí me deja colgar este y el anterior.
        Pero el que yo quiero, no.
        Misterio…

  5. Ah, he hecho los cálculos considerando un Starship tripulado de 85 t de masa.

    Pero un Starship de carga o un Tanker pesan bastante menos. Por ejemplo:

    En la versión 2016, el ITS, la masa del ITS tripulado era de 150 t, y la del tanker 90 t.
    El primero llevaba 1950 t de fuel y el tanker 2500 t.
    Y la carga a LEO (reutilizable) era de 300 t para el ITS y 380 para el tanker.

    https://www.humanmars.net/2016/09/official-schematics-for-interplanetary.html?m=1

    Por lo que un Starship de carga mejoraría las cifras de Delta-V que he obtenido con la versión tripulada.

  6. En USA , cuando se quiere decir que algo no es imposible, se dice que no es ingeniería de cohetes. Modificar un cohete para acoplarle una parte de otro que ha sido diseñado para distinta tarea por distinta ingenieria , es IMPOSIBLE

  7. ¿Por qué es imposible la integración en horizontal de la Orión? Sin tener muchos conocimientos, parece ser algo simple de solucionar.

    1. En cohetes no hay NADA que sea sencillo , todo es tremendamente complejo. La integración es solo una de tantísimas cosas que habría que modificar , tantas que es mejor diseñar y fabricar todo partiendo de cero.
      Sin tener muchos conocimientos , todo parece simple.

    2. Bridestine decía que era porque se integra cargada de combustible, y que los sistemas de izado de los que dispone SpaceX no serían capaces alzar el Falcon Heavy con ese peso. Además queda la duda de si el cohete (segunda etapa) aguantaría estructuralmente esa torsión. O eso es al menos lo que dicen los que defienden esa afirmación

  8. De todo el debate anterior me queda una duda, cuántos lanzamientos necesita realmente el sistema BFR para llegar a la luna? Y con qué masa útil?
    Porque veo muchos lanzamientos/posibilidades de error y además se habla de repostar en órbita como si fueses al surtidor de la esquina. A día de hoy es una tecnología que dominan los rusos y en cantidades muy modestas.
    Con tantas hipótesis igual el SLS con sus 40 toneladas por lanzamiento no es tan mala opción

    1. Nadie domina la transferencia de propelentes criogenicos a cientos de toneladas. Los rusos tampoco.

      Sin embargo hay que tener en cuenta dos cosas:
      – imposible no es
      – hacerlo una vez será difícil, pero una vez que le coges el truco, lo puedes repetir muchas veces.

      Es un poco lo que hemos visto con la recuperación boostback de los lanzadores. Sabíamos que era posible, aunque extremadamente difícil. Sin embargo, en unos cuantos intentos prueba error ahora lo raro es que fallen.

      1. Cierto, pero la cuestión no va de si es posible o no, se trata de si es rentable. El Shuttle ya demostró que la reutilización de un gran orbitador pesado era posible, pero no rentable. De los Falcon desconocemos las cifras reales, más allá de los tuits que deja caer Musk. Aunque si parece evidente que hay un ahorro importante con la reutilización.
        En cualquier caso me cuesta mucho ver qué lanzar 11 veces el BFR sea más barato/rentable que un lanzamiento del SLS. Aunque sólo sea porque reduce 10 veces las posibilidades de error

  9. …al hilo de la capacidad de carga de la spaceship, me viene a la cabeza el consumo de metano en el sistema activo de enfriamiento del casco. ¿Se ha publicado alguna cifra al respecto?
    ¿Serán decenas, centenas, millares de kg? 🤔

  10. No se sabe. Se habla de unas pocas toneladas.
    Y depende del tipo de reentrada: desde LEO (7,8 km/s, 28.000 km/h), desde la Luna (11 km/s) o desde Marte (12 km/s, 43.000 km/h), en orden de exigencia.
    Lógicamente, en una reentrada a 12 km/s se necesitará más refrigeración que en una a 7,8 km/s.

    Como tantas otras cosas, está pendiente de que nuestro profeta espacial baje del monte SinaíX y nos muestre las Tablas de la Ley, los Diez Mandamientos acerca de la construcción de una arquitectura espacial reutilizable, barata y operativa, que le han sido revelados por el divino Starman.

    Pero algunos le acusarán de hereje, de vender falsas esperanzas de vida celestial, de engañar a la gente para ponerla en contra del Faraón.

    El momento cumbre llega cuando Musk divide las aguas del planeta rojo para que el Pueblo Elegido a Dedo pueda escapar de la ira del Faraón Shelby I, y marchar hacia la Tierra Prometida.

    Es una producción Cecil B. de Meme

      1. Supongo que el faraón Shelby I dispondrá de una biga gran consumidora de nitrometano…
        Aunque no le serviría de mucho en una carrera contra Starman. 😏
        Entiendo que el consumo de metano en el sistema de enfriamiento del casco de la SS no debe alcanzar una cifra demasiado elevada, o en SpX no se estarían volcando en este desarrollo… aunque cuesta asimilar que un sistema de este tipo haya tardado tanto tiempo en ponerse sobre la mesa, pensando en todos los modelos de cohetes en servicio de todas las agencias y empresas privadas existentes en la actualidad, así como en futuros desarrollos conocidos.
        Estoy deseando ver las primeras pruebas del sistema con ascenso a LEO y retorno.
        Ardo en deseos!

      2. Xerman, hay un motivo por el que “un sistema de este tipo haya tardado tanto tiempo en ponerse sobre la mesa“:

        – Para cualquier otra nave espacial que no sea Starship, la protección termal activa por recirculación y evaporación de refrigerante supone acarrear unas toneladas de dicho refrigerante durante toda la misión.

        La masa extra del refrigerante y del sistema de refrigeración (depósitos, tuberías, etc) devora la capacidad de carga útil de la nave y, o bien añade volumen exterior, o bien resta volumen interior (hay que poner el depósito en alguna parte).

        – En el caso del Starship, y debido a la necesidad de llevar fuel para el aterrizaje propulsivo, el sistema ya cuenta (de rebote) con esas toneladas de refrigerante, el metano criogénico: “Fortuna audaces iuvat

        Además, la capacidad de carga es tan grande que puede transportar una cantidad extra de fuel para evaporación sin que afecte a la carga útil de forma sensible.

        Yo también ardo en deseos de verlo, porque si esto funciona lo cambiará todo.

        1. Coincido contigo.
          Sin embargo, no deja de extrañarme el hecho de que no hayan valorado anteriormente las ventajas de ese sistema, que superan -aparentemente, según mis pobres conocimientos- sus inconvenientes; si el consumo de metano ronda unas pocas toneladas en una nave con las dimensiones de la spaceship, a lo que habría que sumar las conducciones, sistema de bombeo, etc., y dejando al margen el volumen que ocupe todo ello así como la pérdida de capacidad de la nave en órbita, su coste per se se compensaría ampliamente con la reutilización de la nave (suponiendo que la complejidad de sus operaciones de mantenimiento no sean especialmente onerosas) y con el precio inicial que -supongo- debe ser inferior al de un casco compuesto con materiales ablativos.
          Desconozco si se han realizado pruebas con sistemas similares en el pasado, pero no recuerdo haber leído nada al respecto. ¿Cuestión de grandes complicaciones de ingeniería -inasumibles en aquel entonces-, o cálculos coste-beneficio que no casan con lo que presuponemos? ¿O acaso nadie tuvo ese momento de inspiración hasta que llegó el tío Elon? 🤔
          Siento una perturbación en la fuerza que…

          1. Je, en una imagen del artículo de Daniel sobre el SHEFEX II, se vé el timeline previsto:

            “SHEFEX IV, prototipo orbital, activo en 2018

            Parece que Musk no es el único optimista con los plazos.

  11. Creo que teniendo terminadas todas las partes del SLS , no lo van a tirar a la basura. Lo lanzarán con la orion sin tripulantes, dará la vuelta a la luna y volverá la cápsula a la tierra y creo que ahí acabará la historia del SLS y la nave orión . No creo que haya réplicas ni para el SLS ni para ningún otro lanzador.

  12. No les resulta extraño que aún no hayamos visto ningun vuelo de un F9 o FH con una etapa superior? Considerando que que solo cuentan con 2 etapas y buen desempeño a LEO, una 3º etapa debería mejorar muchisimo el rendimiento a orbitas de alta energía.

  13. En esos planes “rápidos” de alunizaje para 2024/28 de la Casa Blanca:

    ¿Podría merecer la pena a la ULA rescatar su propuesta de módulo lunar (aunque sin utilizar ISRU, al menos en un principio) XEUS, tras la entrada en servicio del Vulcan ACES en 2023. Utilizando la Gateway y alrededores de la misma como lugar de transbordo de tripulación y repostaje del XEUS con etapas ACES?

    ¿Ante la posibilidad de que el Falcon Heavy pueda conseguir integrarse verticalmente, no le merece la pena a la ULA buscar soluciones, como las propuestas para el Cislunar-1000 Vision, para poder utilizar el Delta IV Heavy (en dos lanzamientos desde Cabo Cañaveral) y la ICPS (modificada con un IVF) para la Orión EM-1; con el fin de evitar que SpaceX les quite el resto de contratos DoD que no puede tener por las características de la integración de la carga en el lanzador?

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Por Daniel Marín
Publicado el ⌚ 5 abril, 2019
Categoría(s): ✓ Astronáutica • Cohetes • Luna • NASA