Las empresas finalistas para construir el módulo lunar del programa Artemisa de la NASA

Por Daniel Marín, el 30 abril, 2020. Categoría(s): Astronáutica • Cohetes • Luna • NASA ✎ 549

Oficialmente, la NASA continúa su intención para poner un ser humano en la Luna en 2024 dentro del marco del programa Artemisa. Uno de los puntos débiles de todo el programa, más allá de la falta de financiación y los retrasos del SLS y sus diferentes versiones, siempre ha sido el módulo lunar, conocido oficialmente como HLS (Human Landing System). Más que nada porque, a día de hoy, no existe. Y, claro, alunizar sin un módulo lunar es un poco difícil. El pasado 7 de octubre de 2019 la NASA abrió el plazo para que la iniciativa privada presentase sus propuestas sobre el HLS y, hoy día 30 de abril de 2020, el administrador de la NASA Jim Bridenstine ha anunciado los ganadores. Y el Óscar de Artemisa va para… (redoble de tambores)… ¡Blue Origin, SpaceX y Dynetics!

Las tres propuestas finalistas para construir el módulo lunar de Artemisa (NASA).

Antes de nada, un detalle importante: ¿por qué tres empresas? Pues porque la NASA no ha asignado todavía un contrato definitivo de desarrollo del HLS. Lo que va a hacer es financiar las propuestas de estas empresas con unas sumas de de dinero relativamente bajas para que así puedan madurar sus proyectos. Dentro de diez meses, en febrero de 2021, la NASA decidirá qué diseño, o diseños, merecen continuar con la financiación y el programa HLS entrará en una nueva fase. Es posible que se elija a un único ganador, pero también cabe la posibilidad de que la NASA seleccione una empresa para el primer alunizaje en la misión Artemisa 3 de 2024 y otra para las misiones posteriores. Blue Origin es la empresa que más dinero recibirá, 579 millones de dólares, con el objeto de perfeccionar su módulo lunar ILV (Integrated Lander Vehicle). Le sigue Dynetics, que dispondrá de 253 millones para poner a punto su concepto de módulo lunar DHLS (Dynetics Human Landing System). Por último, SpaceX obtendrá 135 millones para sacar adelante una versión de su famosa Starship.

Módulo lunar ILV de Blue Origin (contratista principal), Lockheed-Martin y Northrop-Grumman (NASA).

El ILV de Blue Origin se basa en la tecnología desarrollada por la empresa para el módulo lunar Blue Moon. El ILV emplea un diseño tradicional de dos etapas, con un módulo de descenso y otro de ascenso, además de un elemento de transferencia de Northrop-Grumman que llevará el módulo lunar desde la estación Gateway —o, si finalmente no se construye esta estación, desde una órbita NRHO alrededor de la Luna— hasta una órbita lunar baja. La etapa de descenso, la etapa de ascenso y el elemento de transferencia hacen uso del motor criogénico BE-7 de Blue Origin. La etapa de descenso estará a cargo de Blue Origin, mientras que la de ascenso será reutilizable y, en realidad, estará subcontratada a Lockheed-Martin —fabricante de la nave Orión—. Esta arquitectura que divide el módulo lunar en tres elementos sigue las recomendaciones de la NASA para diseñar el HLS (el elemento de transferencia es necesario porque la nave Orión no es capaz de situarse en una órbita lunar baja por sí misma, solo en una órbita elíptica). Por supuesto, el ILV será lanzado mediante el futuro cohete pesado New Glenn de Blue Origin, un vector que todavía no ha sido construido ni ha realizado misión alguna. No obstante, el Vulcan también podría usarse como lanzador para determinados elementos. Blue Origin espera poder realizar una primera misión no tripulada del ILV —sin la etapa de ascenso— en 2023.

El módulo lunar ILV con el elemento de transferencia de Northrop-Grumman a la izquierda (Blue Origin).
Elementos del ILV (Blue Origin).

En cuanto a Dynetics, propone su módulo lunar DHLS, que cuenta con un diseño más revolucionario que el del ILV. DHLS dispone de dos depósitos de combustible desechables, por lo que una misma etapa es capaz de aterrizar y despegar desde nuestro satélite, simplificando el diseño. Al mismo tiempo, la cabina presurizada quedaría a poca altura sobre la superficie, facilitando así el acceso de la tripulación. DHLS puede ser lanzado en partes mediante el futuro cohete Vulcan de ULA o, si la NASA lo estima oportuno, en un solo lanzamiento con el SLS Block 1B. El Elemento de Transferencia de DHLS estaría a cargo de Northrop Grumman. La empresa Sierra Nevada, fabricante de la nave de carga DreamChaser, y la europea Thales Alenia Space también participarían en el proyecto como subcontratista.

El DHLS siendo lanzado por el SLS Block 1B (Dynetics).
La nave Orión se acopla al DHLS (Dynetics).
El módulo lunar de Dynetics en la superficie lunar (Dynetics).
Otra vista del módulo lunar (Dynetics).

Por último, la propuesta de SpaceX se basa, obviamente, en la Starship, aunque con una configuración ligeramente distinta de las últimas propuestas de Elon Musk. Para empezar, sería lanzada sin tripulación hacia la Luna con la primera fase Super Heavy. Al no estar tripulada, la Starship no tendrá que reentrar en la atmósfera terrestre y llevar a cabo el aterrizaje propulsado con la maniobra de frenado en el último momento, una maniobra que pone los pelos de punta (o, mejor dicho, en caso de hacerlo, lo hará sin tripulación y por cuenta y riesgo de SpaceX). Eso no quita para que la Starship no pueda ser reutilizada en más de una misión Artemisa, pero en todas ellas los astronautas viajarán a la Luna y volverán a la Tierra a bordo de la nave Orión. Esta Starship lunar necesitaría cargar combustible mediante otras dos Starship de carga con combustible, así que se necesitarían tres lanzamientos del sistema Starship/Super Heavy. Para 2024 SpaceX espera haber llevado a cabo vuelos orbitales de la Starship, al menos una misión de trasvase de combustible entre Starships, una misión de larga duración y un alunizaje de demostración en 2022.

La Starship aluniza sin usar sus motores Raptor principales (SpaceX).

No cabe duda de que la apuesta de SpaceX es la más llamativa: de salir adelante tendríamos una fusión de facto de los programas SLS/Orión de la NASA y el Starship de la empresa de Musk. Por un lado, el programa Starship saldría reforzado, pero, por otro lado, SpaceX se vería obligada a colaborar, en vez de competir, con su «programa rival». ¿Podría ser una forma de «domar» las aspiraciones de SpaceX por parte de la NASA? O, por el contrario, ¿corre el riesgo el programa Artemisa de ser fagocitado por la Starship? Sea como sea, lo que está claro es que este es el primer apoyo serio de la NASA —o sea, con bastantes billetes sobre la mesa— a la controvertida y famosa Starship de SpaceX.

La Starship en la superficie lunar. Atención a los motores de frenado lunares (SpaceX).

La otra cara son los perdedores. Varias empresas han visto rechazadas sus propuestas de módulos lunares para el programa Artemisa, pero el rechazo más llamativo ha sido el sufrido por Boeing. El gigante aeroespacial, que también es el contratista principal del SLS, había publicitado a bombo y platillo el año pasado un plan para desarrollar un módulo lunar de dos o tres elementos que podría ser lanzado mediante un SLS Block 1B. Es más que probable que las enormes dificultades por las que está pasando esta empresa en la actualidad hayan jugado en su contra. En cualquier caso, tampoco parece muy buena idea otorgar dos de los tres elementos del programa Artemisa —cohete SLS, nave Orión y módulo lunar— a la misma empresa.

El módulo lunar de Boeing siendo lanzado de una pieza por un SLS Block 1B (Boeing).

La arquitectura final del programa Artemisa todavía no ha sido decidida. Aún no sabemos si se construirá la estación Gateway en primer lugar o no. O si, finalmente, se usará el SLS Block 1B para la misión Artemisa 3, entre otras incógnitas. Dependiendo de las decisiones que se tomen en los próximos meses, será más probable que gane una u otra de las tres empresas que hoy han recibido estos contratos preliminares. De las tres propuestas, la más tradicional —y, por tanto, la más parecida al concepto de módulo lunar sugerido por la NASA para el programa Artemisa— es la de Blue Origin. La más radical es, obviamente, la Starship de SpaceX. Dynetics y su módulo DHLS están en una posición intermedia y, quizás por eso mismo, puede que sea la propuesta más floja. Ahora toca esperar casi un año para saber cuál de los tres será el primer módulo lunar que pondrá una mujer en la superficie de la Luna. Si es que el programa Artemisa sigue adelante para entonces, claro está.

Recreación del módulo lunar de Artemisa según la NASA (NASA).
En 2024 dos astronautas de la NASA, entre ellos al menos una mujer, deben caminar por el polo sur de la Luna (NASA).

Referencias:

  • https://www.nasa.gov/press-release/nasa-names-companies-to-develop-human-landers-for-artemis-moon-missions


549 Comentarios

  1. Pensaba que habrían pocos comentarios después de las últimas orgías en el foro, pero esto me sorprende incluso a mí. Queda demostrado: todos vivimos en el mundo de Elon. Eso sí, a unos les gusta el paisaje, y a otros no.

    Elon se ha convertido en una singularidad: sus obras y sus proyectos crean su propio campo gravitatorio y nosotros y el sector espacial estamos atrapados orbitando a su alrededor.
    (Quizás el único medio de alcanzar la velocidad de escape sea Starship. Oh, la ironía…)

    Soy optimista de cara al futuro de Starship. Incluso he previsto que habrá un momento en que mi discurso será superfluo, porque la realidad de SpX va camino de superar cualquier cosa que yo diga.

    Just another day in Elonworld

    1. A ver, que este es el post de los nuevos lander lunares, ya sería de muchos comentarios, de por sí.
      Desde luego, las últimas barrabasadas de El Tipejo, junto con la inclusión de Starship, hace crecer la cifra.

  2. Parece que la cadena de noticias FOX se dedico, como no, al tema de los exabruptos de Musk por Tweeter porque quiere seguir trabajando a toda costa a pesar del coronavirus. El reportero en la calle explico que la cuarentena tiene furioso al fabricante porque hay mucha demanda de su modelo Y y no lo puede fabricar, contradiciendo las opiniones de los «expertos» sobre que le falta demanda. Me da la impresion de que el reportero nunca habia visto un vehiculo Tesla y se muestra entusiasmado como un chico, transformando su mera mision periodistica en una involuntaria publicidad masiva del modelo.
    https://tinyurl.com/yat98kkw
    Particularmente el interior de los Tesla me parece demasiado minimalista y eso de estar mirando la pantalla a la derecha, un poco incomodo y hasta peligroso, pero bueno, sus vehiculos han tenido menos accidente por hora de conduccion que los otros. Lo se porque cada vez que un Tesla tiene un accidente (contados literalmente con los dedos) es primicia mundial, mientras que los vehiculos normales vienen matando gente como en una guerra y nadie dice nada. Por ejemplo, en Argentina, solo en 2019, murieron 6600, y no hay Teslas.
    Pero seria bueno habilitarle un HUD al parabrisas con la informacion mas relevante.

  3. Con lo barato que le sale el BFR, las primeras versiones de SS podrían ser de 1 sólo uso. Como los primeros F9. Si consiguen una productividad de 1 Starship por semana y lo venden al mismo precio que el F9. Y de paso llegan a la luna. Tengo dudas de que tenga algún sentido lo que digo, o si con alguna variación de la idea podría llegar a tener sentido.

  4. Por favor señores, un poco de nivel de autocorreción por todos, no convirtamos este foro en ataques personales por gusto, y de malas formas…

    Sin más un humilde antiguo forero…gracias.

    1. Hola Erick, creo que tienes mucha razón en lo que pides, mas viniendo de ti que siempre lo cumples.

      Ya que este foro para bien o para mal no está censurado, (y que no pierda el tiempo Daniel haciéndolo, mejor que lo dedique a estupendos artículos), creo que bastaría con seguir una sencilla regla:

      No contestar a ningún comentarista que falte al respeto a otro, lo insulte o lo menosprecie o que realice comentarios hirientes repetidamente.

      (He pensado poner como primera regla que ningún comentarista le falte al respeto a otro, lo insulte o lo menosprecie, pero tampoco quiero pecar de ingenuo).

      Y eso contando que este Blog es un Oasis comparado con lo que hay por ahí. (Sarcasmo, ironía bromas si, que algo de «vidilla» tiene que tener).

  5. Erick y Antonio un cordial saludo y mis respetos!

    Yo no apunto a la soldadura como un eslabón débil, ya que los procesos de soldadura están súper certificados y homologados según la normativa pertinente, el problema aquí es que precisamente no se cumple los procedimientos que estipulan estas normativas, es decir no se dan las condiciones adecuadas para garantizar una soldara satisfactoria, lo que nos lleva a mejorar los procesos de fabricación (las instalaciones y utillaje asociado).

    Tampoco apunto a los materiales, ya que lejos de la revolución que prometió SpaceX, están cada vez más en línea con las soluciones clásicas y maduras como el mismo acero que usa la NASA y la ULA.

    Ni siquiera apunto a la fragilidad o tenacidad del acero en temperaturas criogénicas, de hecho como lo podemos ver los Atlas V y los tanques externos de los Space Shuttle el acero inox 301 ha funcionado perfectamente.

    Link: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19660015958.pdf

    Pero aquí todo bien…

    Porque como mencione en otro comentario, tanto el tanque externo de los transbordadores, como los cohetes Atlas nunca fueron diseñados para ser reutilizables, ni siquiera para ingresar a la atmosfera al menos por un único reingreso!. Y es que las temperaturas durante el ascenso nunca son tan elevadas (unos 300ºC) como las de reingreso, por eso con los Falcon tampoco hubo mucha novedad en este sentido.

    Pero cuando se trata de un vehículo espacial que reingresa a la atmosfera la cosa cambia abismalmente…

    Temperaturas de miles de grados centígrados obligan el uso de escudos térmicos que tienen que funcionar perfectamente y estos no eliminan el calor de forma infinita, solo lo atenúan considerablemente, lo que quiere decir que el acero detrás del escudo térmico estará sometido a temperaturas considerablemente superiores a las ambientales… y es allí donde su límite de fluencia se ve considerablemente disminuido.

    Link: http://www.stal.com.cn/pdffile/301.pdf

    Menciono límite de fluencia porque es el límite en que el material se comporta elásticamente, por lo tanto unas ves el acero no esté sometido a los esfuerzos de trabajo, este vuelve a conservar sus propiedades mecánicas originales.

    Pero cuando un material supera el límite elástico, entra en la zona de deformación plástica. Eso quiere decir, que su estructura interna granular sufre una dislocación permanente e irreversible (porque ya no es elástico…), por lo tanto una vez que ya no esté sometido a los esfuerzos de trabajo, este ya no conservara las propiedades mecánicas originales, sino que serán más inferiores producto de la deformación plástica, lo que conllevaría al colapso de estructura si se intenta repetir las misma condiciones que originaron su deformación plástica… por eso en el caso de un cohete desechable no importa por motivos obvios.

    Link: http://recursosbiblio.url.edu.gt/Libros/2013/cmI/5-Deformacion.pdf

    Lo que más me preocupa es la determinación de los esfuerzos de trabajo reales durante el reingreso y como el límite de fluencia se ve afectado por la temperatura:

    Asumiendo que la Starship es un vehículo con forma prismática regular (un cilindro con un cono en la punta) y que el reingreso es a bola de plomo, ósea con la sección transversal perpendicular a la dirección de entrada o reingreso, entonces podríamos hablar de esfuerzos a compresión (si y solo si la relación de esbeltez de ese cilindro prismático es la adecuada para no generar flexo-compresión…), pero también es asumiendo que no halla ni la mínima desviación de la línea longitudinal de cilindro con respecto a la línea o dirección de entrada, es decir ángulo de ataque o reingreso igual a cero, lo cual es imposible, ya que siempre el vehículo tendera a desviarse por lo que hay que estar ajustando automáticamente ese ángulo, así que ya estaríamos ante esfuerzos de flexión pura que con seguridad llevaran a reforzar la estructura.

    Por ultimo no veo como la Starship hace el giro de 180 grados sin destrozar la nave producto de los esfuerzos de flexión que producirían por la resistencia aerodinámica en sentido perpendicular al eje longitudinal de la nave…se frenaría con paracaídas antes del giro?

    Sea como sea que consigan reducir la velocidad para efectuar el giro 180 grados, igual la estructura sufrirá de esfuerzos de flexión puros que requerirán reforzar la estructura para soportarlos.

    Por algo la NASA limito la Starship a no efectuar reingresos por ahora…

    Y digo por ahora porque estoy plenamente seguro que Elon lo conseguirá…y me alegrare (lo digo honestamente) cuando lo haga, salvo que como siempre lo he dicho, no el tiempos y costos que él dice.

    1. Quizá le estáis dando todos demasiadas vueltas. Yo creo que todo este tinglado sólo sirve para fabricar hoppers y ya está. O sea, Stankers con unos requisitos muy inferiores a los precisos para naves orbitales. Una vez se haya superado la fase hopper, creo que el tinglado se va a disparar a tecnologías más o menos estándar en la astronáutica. Y entonces veremos si SpaceX tiene dinero para seguir adelante con el proyecto o no.

      Esta hipótesis se contrastará por primera vez viendo el perfil de vuelo del hop de hasta 20 km. Lamentablemente llevo esperando desde el otoño pasado, así que habrá que seguir esperando pacientemente…

    2. Opino igual que pochi lo de la soldadura estan descuidandolo ahora, en 6 meses hicieron una buena cantidad de edificios, y todos los dias se ven gruas trabajando en nuevos edificios o camiones de hormigon trabajando. Hay que ser realistas al margen de los tiempos q dice Musk.

    3. Pongo la respuesta aquí también para que esté en el hilo original, que no lo había visto antes.

      De acuerdo con los primeros puntos de tu análisis, ciertamente la re-entrada y el descenso es algo que no se ha hecho antes con una nave con esta geometría ni con este material. Hay que tener en cuenta que además de ser casi un cilindro, (excepto por la cúpula), dispone de 2 aletas, (que no alas), en la parte de popa y otras 2 en la de proa que se utilizarán cambiando sus
      ángulos para controlando la resistencia aerodinámica, mantener un ángulo de caída casi horizontal y para dirigir la nave hacia el lugar de aterrizaje. El descenso de la Starship no es un vuelo, es una caída controlada.

      Al tener una sustentación mayor en los extremos que en el centro debido a las aletas, esto hará que aumenten considerablemente los esfuerzos de flexión.
      Hay que tener en cuenta que la parte de los depósitos al estar estabilizada por la presión interior, (que puede ser de hasta de 6 Kg/cm2 según Elon), tendrá mucha resistencia a la flexión, pero la parte de la carga útil al no estar presurizada, (en principio), y ser de Inox aparentemente mas delgado necesitará montantes interiores para aumentar su resistencia. Creo que es una de las razones por la que el diámetro disponible para la carga útil es de solo 8 mts.

      También opino que la maniobra de cambio de ángulo horizontal a vertical someterá a la nave a los máximos esfuerzos, (no digamos ya si regresa con carga útil).
      Esta maniobra imagino que la iniciarán reduciendo la sustentación en popa y maximizándola en proa modificando los ángulos de las aletas , y también es posible que utilizando los RCS.
      La maniobra está previsto iniciarla cuando la velocidad se haya reducido hasta unos 80 m/s, (288 Km/h) y esto sin necesidad de paracaídas, solo con el rozamiento atmosférico. No voy a asegurar que no los puedan llegar a utilizar, pero hasta ahora no parece que los hayan considerado.
      Para entonces ya estará muy cerca del suelo y solo le quedará encender los Raptors y extender las patas.

      1. Esta madrugada he estado estudiando lo que comentáis Julio y FJ; pero he obtenido pocas soluciones y muchas muchas dudas:
        – Parece ser que la estructura exterior y los 4 tanques de la SN4, están hechos con acero inoxidable tipo 301. Los 4 tanques criogénicos son el grande de CH4 de 605m^3 y 240T, el grande de LOX de 793.5m^3 y 860T, el pequeño de CH4 de 13.14m^3 y 6.6T, el pequeño de LOX de 14.56m^3 y 23.4T. Temperaturas máx.: LOX: 90K y CH4: 110K.
        – El acero inoxidable tipo 301 ha sido muy estudiado para condiciones normales. Por ejemplo si hacemos tanques criogénicos con la versión Full Hard, vemos que le corresponde una Tensile Strength de 1276 MPa. ¿Cómo calcular teóricamente hasta qué Y_milímetros de espesor aguantarían X_bars de presión interna en cada uno de los tanques criogénicos, sin moverlos de la Tierra?. Soluc.: Tensión circunferencial = P_presión_interna*r_radio_interno/e_espesor_tanque = X bar * 4.25 m? / Y mm = 1276 MPa. Es decir, que si hacemos la Tensile Strength del acero tipo 301 igual a la tensión circunferencial: para 6 bars, Y = 2 mm; para 8.5 bars, Y = 2.8 mm.
        Como hemos visto que espesores de 4 mm rompían varios tanques a estas presiones, deben haber otras variables que no computan bien los de SpaceX.
        – Sobre una hipotética Starship reutilizable, se complica todo: la temperatura y presiones que debe soportar el exterior de la nave durante la reentrada, ¿cómo afectarán a la resistencia de los tanques criogénicos?. Yo aquí me pierdo y no sé dar soluciones … ¿los rangos de temperatura sólo pueden variar como máximo de -135ºC a +840ºC en el exterior del tanque?, ¿y de la Starship?; las aceleraciones «g» sufridas por la nave en el despegue y la reentrada, ¿cómo afectan a las presiones máximas que pueden aguantar los tanques criogénicos (por ejemplo esos 1276 MPa)?; ¿las soldaduras (tanto en los tanques internos, como en las aletas y la nave exterior) seguro que no afectan al punto de ruptura (tensile strength) del acero elegido?; ¿es seguro realizar diez relanzamientos seguidos de una Starship, sin ni siquiera revisar las deformaciones en lo que al final usen para disipar el calor de >1500 ºC que se alcanza en cada reentradas?, ¿y tampoco se inspeccionarían los puntos de la nave que soporten mayor presión (mayor max_q)?.

      2. Te entiendo perfectamente FJVA, pero voy a aclarar varias cosas:

        Cuando dije que la Starship entraría a plomo, es decir con la sección transversal perpendicular a la dirección del reingreso, era para ilustrar que es la única manera que el cuerpo cilíndrico de la nave este sometido a esfuerzo de tracción solamente, te explico mejor:

        Un recipiente a prisión de pared delgada está sometido a esfuerzos radiales UNIFORMEMENTE distribuidos a lo largo del eje longitudinal del cilindro.

        Pero en el caso de la Starship todos sabemos que su reingreso es como tu indicas: una caída controlada casi horizontal (es decir ángulo de ataque igual a 90 grados, aprox.), lo que quiere decir que la nave reingresara a la atmosfera de “pansa o vientre”, ósea con la parte inferior expuesta a las enormes presiones (frenado) producto de la resistencia aerodinámica.

        Esto quiere decir entonces que las carga radiales ya no serán UNIFORMES, porque la presión aerodinámica ocurrirá solamente en el semi-circulo de abajo (ósea la pansa o vientre) sometiendo entonces toda la mitad inferior del cilindro a esfuerzos de tracción, mientras que el semi-circulo superior “la espalda de la nave” (que no estará expuesto a las presiones aerodinámicas) estará sometido por consiguiente a esfuerzos de compresión… y es aquí el gran detalle: ya no estamos hablando de esfuerzo de tracción simplemente, sino de esfuerzos de flexión pura!!!, por lo que entonces el cilindro tendrá que ser tratado como una viga sometida a flexión y no un recipiente a presión de pared delgada.

        Como una imagen vale más que mil palabras trataré de subir un link sobre cómo se arrufaría la “espalda” de la Starship, ojo: solo es una imagen con fines ilustrativos…: ars.els-cdn.com/content/image/1-s2.0-S0020768313004150-gr8a.jpg

        Lo que quiero decir es que el módulo de sección de la cuaderna maestra, esto es el corte transversal del cilindro justo donde coincide con el centro de gravedad de la nave en el eje longitudinal tendrá que tener la suficiente inercia que permita absorber los esfuerzos flectores producto de la presión de frenado aerodinámica.

        1. Totalmente de acuerdo con tu explicación, por eso he resaltado la función de las aletas situadas en los extremos de esta “viga” de 50 mts de largo que será la Starship y que serán los apoyos en los extremos.

          1. Una pregunta, el escudo
            termico de losetas que parece tendrá en la panza ¿Qué efecto tendría ante esas fuerzas que comentáis?
            ¿Daría refuerzo a la nave o por el contrario causaría un problema añadido?
            Entiendo que, por lo menos, aliviaría el stress térmico que sí debilitaría la estructura.

          2. Pablo: Dependerá de la rigidez de las losetas y de la dureza y adhesión del material que usen para rellenar los huecos entre las mismas. Si es muy fuerte algo puede contribuir a mejorar la resistencia.

            Y por supuesto su función primordial es evitar el calentamiento de las paredes de acero inoxidable, (y otros elementos), por debajo de 400 ºC o incluso menos.

  6. Te contesto aquí, Antonio.

    Como bien indica Julio lo ideal es tomar el Yield Strength, (Límite de Elasticidad), ya que será un cohete reutilizable. En la fórmula tienes un error en el Radio que no es 4,25 mts sino 4,5 mts, así que los resultados de la fórmula serían para 6 Kg/cm2 = 2,1 mm y 8,5 Kg/cm2 = 3 mm.
    Adjunto un enlace en el que puedes descargar la hoja de datos del acero que están usando en SN4, página 11 Forta 301/4310 Super Full Hard con un Yield Strength de 260 Ksi, (1.792 Mpa), así que los resultados con este valor 6 Kg/cm2 = 1,5 mm y 8,5 Kg/cm2 = 2,13 mm.

    https://secure.outokumpu.com/steelfinder/Properties/GradeDetail.aspx?OKGrade=4310&Category=Forta

    Este un estudio de la nasa sobre la resistencia del 301 a temperaturas criógenicas, antiguo pero interesante:

    https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19690026310.pdf

    Puesto que a temperaturas elevadas la resistencia del acero disminuye, al soldarlo se debilita la zona adyacente a la soldadura, hay que saber cuanto de este debilitamiento permanece después de recuperar la temperatura ambiente para este acero en concreto, (me imagino que en SpaceX habrán realizado ensayos).

    Las temperaturas del acero oscilarán entre -180ºC, (o menores en el vacío del espacio), y como mucho unos 400ºC en la reentrada, (este dato hay que tomarlo con pinzas, o con una pizca de sal que dicen los Euusianos).

    Si Tomamos el depósito de LOX lleno preparado para el despegue encima del Super Heavy, con una altura total de Lox de unos 13 mts, la presión hidróstática en la base del depósito será de 1,5 Kg/cm2 (densidad LOX 1,141 g/cm3).
    Sabemos que el depósito de LOX necesita una presión mínima necesaria para sostener el peso del depósito de CH4 de 205 t mas el de la parte de la carga útil incluida ella, pongamos otras 145 t, total 350 t.
    Para mantener un empuje sobre la base del depósito de CH4 de 350 t, nos bastan 0,6 Kg/cm2 de presión en el depósito de LOX. Como no creo que la reduzcan tanto, la redondeamos a 1 Kg/cm2.

    Por lo tanto la aceleración máxima que podrá impartir el Superheavy para no superar los 6 Kg/cm2 en la base del LOx en el lanzamiento será de ((6 Kg/cm2-1Kg/cm2)/1,5 Kg/cm2) – 1g = 2,3 g.

    Una vez separado del Superheavy e impulsado por sus propios motores, si la relación masa a empuje para Starship es de pongamos 1,2, en el inicio del empuje tendríamos 0,2 g, que afectaría poco a la presión hidrostática. Según disminuya la masa por consumo del propelente irán aumentando las g, pero también irá disminuyendo la altura del Lox y además la Starship irá tomando una trayectoria mas horizontal, (con lo cual la fuerza de la gravedad actuará en el LOX perpendicular a la de empuje). En el momento de máximas g, (hasta 6 en el sentido axial según la guía), ya no quedará prácticamente LOX en el depósito.
    Aquí también habrá que considerar otras cargas como las aceleraciones laterales, ( hasta +/- 2g según la guía).

    Según vaya disminuyendo la cantidad de Lox, irán manteniendo la presión en el depósito inyectando oxígeno gaseoso a alta presión proveniente de los motores. Y lo mismo en el de CH4,
    inyectando CH4 gaseoso.

    En el depósito de CH4 las cargas siempre serán inferiores debido a la menor altura del líquido y densidad del mismo.

    Para contestarse al resto de preguntas que te haces al final, es para lo que SpaceX está construyendo una fábrica de prototipos. Me da que como muchas cosas que no vemos, montan
    sensores para recoger multitud de parámetros, (temperaturas, presiones, galgas extensiométricas para la deformación, células de carga para los esfuerzos, etc), para recoger multitud de parámetros.

    1. Se me ha pasado tener en cuenta la carga aerodinámica en max-Q para añadirla a las 350 t, (de todas formas no la se, habría que calcularla), y en ese momento las g todavía no son muy altas, queda mucho propelente y además reducirán el empuje de los motores centrales de Superheavy. (Como hacen con los del Falcon 9).

    2. FJVA, acepto las correcciones de tu párrafo inicial pero mantengo lo dicho: si el tanque Super Full Hard aguanta teóricamente esas presiones para espesores de 1.5 y 2.3 mm, ¿por qué en los test experimentales no aguantaron los espesores de 4 mm?. Hay algo que se le escapa a SpaceX.
      Por otro lado, cuando calculas esta cantidad: ((6 Kg/cm2-1Kg/cm2)/1,5 Kg/cm2), ¿por qué te viene en unidades de aceleración «g»?.
      Comentas, sobre las «g» aplicadas al tanque LOX, que las «máximas g [serían] hasta 6 en el sentido axial», pero este sería en el mejor de los casos supongo. Un peor caso que nunca se dará en la Starship es aquella maniobra que encendió la torre de escape en la Soyuz MS-10 y que hizo que los tripulantes soportasen 14 g (en Oct. del 2018).
      Lo del mantenimiento de la presión en los tanques, es un fenómeno también conocido como la «presurización autógena» que evita que tengas que cargar: no sólo con CH4 o LOX, sino además con Helio.
      Por último lo de las presiones dinámicas, esto del «max q» … yo lo entiendo como que a lo largo del ascenso habrán distintos puntos de la Starship+SuperHeavy que sufrirán mayores presiones por el hecho de ir ascendiendo el cohete a tanta velocidad. Y que luego, cuando regresen la Starship y la Superheavy por separado, también sufrirán presiones dinámicas en otros puntos de la estructura de cada vehículo. Yo no sé cómo calcular todo esto: ni siquiera si se puede calcular o es cuestión de ir probando; en cualquiera de los dos casos este aspecto concreto del diseño del conjunto SS+SH hará que muchos prototipos se tengan que testar antes de encontrar las soluciones óptimas al refuerzo estructural requerido para el SS+SH.
      FJVA si, como creo, eres fan de SpaceX: te auguro muchos años de sinsabores. Pero, oye, hace 2 años ninguna agencia espacial seria contaba con que SpaceX pudiera financiar el desarrollo de la Starship; pero si ahora la NASA se sube al carro: algo está cambiando, ¿no?.

    3. FJVA, buen análisis!

      Pero tengo ciertas dudas:

      Puedes explicar mejor esto:

      ((6 Kg/cm2-1Kg/cm2)/1,5 Kg/cm2) – 1g = 2,3 g.

      Porque, al menos en la forma en que lo expresas pareciera que mezclas en la misma ecuación unidades de presión y aceleración…

      1. Es por la presión hidrostática. Lo ejemplifico con agua cuya densidad es de 1 g/cm3. Supongamos una columna de agua de una altura de 10 mts. En la tierra, en la base de la columna tendremos una presión hidrostática de 1 Kg/cm2. Si nos llevamos esta columna a la superficie de un planeta con una gravedad de 2 g, la presión hidrostática en la base será de 2 Kg/ cm2.

        Lo mismo si a este depósito en la tierra lo subimos en un cohete que le aplique una aceleración de 1 g. 1 g gravedad + 1 g aceleración cohete = 2 g.

        Si hacemos este depósito estanco, y ahora le aplicamos una presión con helio comprimido de 1 Kg/ sobre la presión atmosférica, en la parte alta del depósito donde no haya agua, solo helio, tendremos una presión = 1 Kg/cm2. En la base del depósito 1 Kg/cm2 presión aire + 1 Kg/cm2 altura líquido = 2 Kg/cm2.

        Por lo tanto en el depósito de LOX que es estanco, y no puede superar una presión en la base de 6 Kg/cm2, tenemos:

        Presión hidrostática en la base a 1 g (superficie de la tierra) para una columna de Lox (densidad 1,141 g/cm3) de 13 m = 1,5 Kg/ cm2.

        Ya tenemos en la base una presión de 1 Kg/cm2 debido a la presurización con gas, luego lo máximo que podemos aumentar la presión hidrostática en la base son 5 Kg/cm2.

        Si por cada g tenemos 1,5 Kg/cm2, 5 / 1,5 = 3,3 g, si le descontamos la debida a la gravedad nos quedan 2,3 g que puede impartir el cohete.

        Efectivamente este cohete utilizará presurización autógena, es decir generada en el mismo cohete, concretamente en los motores. Si esta presurización fuera con helio como en el Falcon 9, ya no sería autógena, sino externa.

        He prescindido de las unidades físicas en g para hacerlo mas sencillo y explicarlo como una regla de 3 que es fácil de entender para cualquiera.

        También aclarar que esta explicación se puede aplicar solo si el ascenso de SH/SS es totalmente vertical hasta la separación.

        1. Ok perfecto!

          Ahora sí te entendí claramente!

          Acuérdate que una cosa es lo que piensa el burro y otra quien lo arrea!!!

          Saludos 😉

        2. FJ, yo la regla de tres la entiendo: «si por cada g tenemos 1,5 Kg/cm2», entonces por 6 Kg/cm2 tendremos 4g. Restando si quieres una g, te queda que 3 g será «la aceleración máxima que podrá impartir el Superheavy para no superar los 6 Kg/cm2 en la base del LOx en el lanzamiento». Pero sean 3 g o sean 2.3 g o sean otras g, lo importante es que cualquier lanzamiento del conjunto SH+SS nunca puede haber nada brusco. Por ejemplo, si cinco segundos tras el despegue un motor en el Super Heavy fallase y se complicase todo hasta el punto de que el Super Heavy y la Starship tuvieran que desacoplarse: la Starship intentaría hacer una reentrada sin haber alcanzado los >100 km de altura pero ahora sometidas a unas g mucho mayores que 3 y la nave acabaría destrozada durante el mismo ascenso porque los tanques criogénicos no aguantarían.
          Conclusión: el hecho que no haya un sistema eficaz de escape, va en detrimento de que la NASA pueda validar al conjunto SS+SH para lanzar astronautas desde la superficie terrestre.
          ¿Qué ocurriría si, como se insinúa en esta entrada, la NASA aprueba que se investigue el despegue de (sólo sin la SH) la Starship desde la superficie de la Luna?. Para la Luna, con g/6, la regla de tres implicaría que 1.3333 g sería la aceleración máxima que podrá impartir la Starship para no superar los 6 Kg/cm2 en la base del tanque LOX en el lanzamiento lunar. Pero en este otro caso, ya no hay escape que sirva: si te falla un motor del vacío de la Starship en la superficie lunar y ese fallo afecta a los otro dos … todo el mundo muere.
          Finalmente aclarar que todos los cálculos que hemos hecho con presiones de 6 bar en los depósitos criogénicos, son para BFS-Cargo; para Starships tripuladas los tanques deberían estar presurizados a un mínimo de 8.5 bar.
          PD: Julio, yo me fío del burro=SpaceX, cuando es «arreado» por la Nasa. Hace dos años hablé con gente de la ESA y decían que la Starship de SpaceX era inviable; pero ahora al menos la Starship podrá contar con algunos apoyos (no sólo en lo económico) de la NASA lo que le otorgará mayor crédito que antes.

  7. Pablo, saludos:

    Como tú indicas, tienes toda la razón:

    Térmicamente son un gran alivio, pero estructuralmente son una carga añadida!

    1. No sé Julio, yo creo que SpaceX intentará usar una estructura de disipación térmica que a la vez refuerce la estructura general de la Starship (lo que es seguro es que todo lo que añadan incrementará el peso). Fíjate Julio que tras observar la gráfica que pusiste en el enlace, lo más normal sería reforzar los puntos donde el arqueo de la reentrada cause más problemas y en la panza este refuerzo estaría ligado al esquema de disipación térmica (al fin y al cabo la zona más arqueada de la panza debe sufrir además mayor estrés térmico).
      Por otro lado, la intención de SpaceX (según lo que nos repite Martínez) es: repostar una Starship que acabe de volver, acto seguido subirla al Super-Heavy y volver a lanzarla lo más rápidamente posible. Yo esto no lo veo nada seguro. Cuanto más unida esté la Starship a la NASA, espero que más control de seguridad le pida la NASA a las Starship (al fin y al cabo sólo nos falta recordar las catástrofes del Columbia y del Challenger para ver lo importante que es revisar las estructuras térmicas y las de refuerzo de los tanques presurizados).

      1. Totalmente de acuerdo con tigo Antonio!

        Pero para la protección térmica contribuya a la resistencia longitudinal (esfuerzos de flexión) del cilindro, está tendrá que ser monolítica y con la mayor extensión posible a lo largo de la longitud de la nave…

        Un sistema por losetas ya no ofrece continuidad estructural para «absorber» parte de los esfuerzos de flexión, por eso dije monolítico….

  8. Creo que lo más importante de todas estas noticias es el calendario de pruebas que SpX ha presentado a la NASA en su propuesta: están convencidos de llegar a órbita en 2021, e incluso de que pueden aterrizar en la Luna en 2022 con una Starship convencional con TPS y aletas que regresará a la Tierra.
    No es un anuncio en Twitter para los fans, es el plan de pruebas previsto que SpX ha presentado a la NASA.

    «Debido a que el diseño base de Starship sirve tanto para los propósitos de lanzamiento comercial de HLS como para los propósitos de SpaceX, SpaceX afirma que muchos de sus sistemas HLS se demostrarán muchas veces en misiones operativas antes de la misión 2024 HLS.
    Ejemplos de tales actividades de demostración incluyen un
    – vuelo orbital a LEO de Starship con una demostración del vehículo de lanzamiento Super Heavy de SpaceX,
    – un re-lanzamiento de una Starship (que haya llegado a órbita y aterrizado),
    – un vuelo orbital de larga duración,
    – un vuelo más allá de LEO, y
    – una misión de demostración de aterrizaje lunar programada para 2022.»

    Como se puede ver en el texto en negrita, existe una sola versión de Starship común a las versiones de carga, tripuladas y para la NASA.
    Creo que lo único que cambia es la cofia. En el caso de la Starship lunar, además, basta con no montarle el TPS y las aletas durante el proceso de montaje.

    Tweet reciente de Elon:
    «Intentaremos aterrizar la Starship en la luna con suficiente propelente para regresar a la Tierra».

    Bueno, tenemos fechas más o menos oficiales. Al menos, están estipuladas en un contrato. Eso no es un garantía, pero SpX no tenía por qué comprometerse unilateralmente a ello. Si lo han hecho, será por algo.

    Junto al milestone de 2021 (llegar a órbita) las fechas se adaptan bastante a mis propias predicciones descabelladas (hasta 2022):

    2020:
    – Saltos de decenas de kilómetros y vuelos suborbitales.
    – Primer SuperHeavy en cuanto dispongan de un método fiable de soldadura y construcción y dispongan de motores suficientes.
    – Se consigue un ritmo de 100 Raptors/año a final de año.

    2021:
    – Primer vuelo orbital.
    – Vuelo orbital de carga (Starlink).
    – Vuelo orbital con reentrada (fallida). Empieza el proceso de perfeccionar el TPS.
    – Starlink consigue ser autosuficiente: genera suficientes ingresos para financiar su propio desarrollo y despliegue.

    2022:
    – Primer lanzamiento comercial (no Starlink) de Starship.
    – Vuelo orbital con reentrada. Se necesita un cierto «refurbishment», hay que seguir perfeccionando.
    – SpX demuestra el repostaje orbital a gran escala sin mayores problemas.
    – Lanzamiento a Marte: 1 Starship Pathfinder de carga para intentar el aterrizaje con pocas esperanzas reales de conseguirlo (100% SpaceX). Fracasa, pero se aprende un montón acerca del comportamiento durante la entrada en Marte.
    – Con los conceptos maduros, empieza la fabricación intensiva de SSHs y Raptors.
    – Desarrollo de un hábitat tripulado para Starship, basado en el de la Dragon.

    …Y ahora le añado:
    – Aterrizaje lunar con posible regreso a la Tierra.

    Bueno, resulta evidente, por los planes de SpX, que tienen absoluta confianza en llevar a buen puerto el desarrollo de Starship de forma rápida.
    Creo que en los próximos meses veremos una aceleración exponencial del progreso. En cuanto los prototipos empiecen a saltar/volar, cambiará la percepción de esa parte del público que no entiende o no acepta lo que estamos viendo en Boca Chica.

    Personalmente estoy convencido de que si la NASA quiere aterrizar en la Luna en 2024, Starship es la opción más rápida, más barata y más versátil.

    1. Tu bien lo as dicho:

      Un contrato no es garantía!

      Ya ocurrió con los Falcon y Dragon, te aseguro que con la Starship los retrasos serán muchos…

  9. Parece que el SN4 logro bastante.. dos fuegos estaticos, crio presurizacion a 7.5 bar con los actuadores hidraulicos simulando los motores raptor

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