<> EL FUTURO
En el camino se han quedado muchos proyectos, muchas
ideas. Pocos han sido llevados adelante del total de concebidos. Pero
es natural que así sea, porque la economía lo condiciona, como en otros
órdenes de la vida. Pero, ¿cuales de los proyectos para el mañana hoy
concebidos irán adelante? ¿O cuales de aquellos desechados serán
retomados sobre las nuevas tecnologías que los abaraten? El tiempo nos
lo dirá. De momento solo podemos citar algunos, de modo superficial, y
hacer elucubraciones.
Entre los proyectos espaciales pendientes
distinguimos los realizables a corto plazo, ya en fase avanzada de
ejecución en tierra que los llevará a casi todos ellos a su inicio en
vuelo real en fechas próximas y años venideros, y aquellos proyectados
para un futuro lejano, que son solo hoy ideas, más o menos realizables,
y que aun no cuentan con una base firme de estudio. Por ello, pudieran
estos últimos en su mayoría ser solo esbozos lejanos de los futuros
proyectos reales, como hace décadas lo fueron otros hoy llevados a buen
término. Son en este último caso la avanzadilla que la imaginación nos
puede llevar a tratar de vislumbrar. Un sueño de hoy que ocurrirá
dentro varias décadas; o quizá siglos.
En otro tiempo, la imaginación de los padres de la
astronáutica llevó al hombre al lugar que hoy tiene en el espacio. La
imaginación que hoy se pueda derramar sobre las décadas y siglos
venideros, sin ser ni más ni menos prolífica y sugerente que aquella de
los primeros investigadores y soñadores, no será ya nunca, por ello,
despreciada. Todo puede ser. Las generaciones futuras lo sabrán. Solo
hay 2 límites: la inmensidad del espacio-tiempo del Universo y… la
economía. Pero el camino ya está abierto.
Para el futuro, las grandes cuestiones pendientes de
la astronáutica serán por de pronto el logro de medicamentos y nuevos
materiales en la microgravedad, la visita humana a Marte, la
comprobación del satélite joviano Europa y otros, el avance en la
meteorología terrestre, en las comunicaciones, el hallazgo de vida
fuera de la Tierra, el estudio astronómico de la materia oscura, de la
gravedad, de los agujeros negros, de los modelos de Universo, el
aprovechamiento de minerales en los asteroides y la Luna, el
establecimiento de bases lunares y marcianas, y también la consecución
de nuevos sistemas propulsores que puedan llevar al hombre más allá de
Marte e incluso a las estrellas, así como el contacto con seres de las
estrellas de un nivel parecido al nuestro o superior.
Sin embargo, cualquier futuro posible de la
navegación espacial no debe olvidarse que irá ligado, unido,
irremediablemente al futuro social, económico y político de la
humanidad. No se debería olvidar que los peligros de la autodestrucción
existen, o simplemente de la regresión en todos esos aspectos. Por
ello, aunque no parece muy probable que ocurra a vista de principios de
este siglo XXI, la navegación sideral podría llegar en un futuro
indeterminado a un punto de estancamiento durante décadas o siglos, e
incluso a su desaparición, en caso de alguna guerra nuclear, desastre
ecológico a nivel mundial, o catástrofe de algún tipo a escala
planetaria, que sumiera al hombre en una oscura época. Precisamente el
mejor modo de tratar de impedir muchas de estas posibles calamidades es
la explotación racional de las posibilidades del espacio en tanto que
sus técnicas permiten la prevención de muchas catástrofes naturales e
incluso, con la ayuda de la vigilancia sideral adecuada, el
desencadenamiento de guerras nucleares.
> COHETES.
El futuro de los cohetes o, en general, de los
sistemas propulsores, ha sido parcialmente tratado en el capítulo de
igual nombre. Cabe esperar, en cuanto a los cohetes de propulsión
química, el perfeccionamiento que lleve a la consecución de mayores
impulsos específicos o rendimientos, aligeramiento de materiales, y
también a la seguridad de los ingenios construidos, punto que resulta
de igual valor porque implica la fiabilidad y certeza en su uso, y por
tanto de su rentabilidad. El futuro de los cohetes pasa pues en resumen
por su rentabilidad económica.
En este sentido económico, uno de los sistemas de
disparo de renovado interés es el de los lanzamientos desde aviones. Un
sistema peculiar de disparo desde avión se proyectó por los
Laboratorios de Investigación de la USAF entre fines de los 90 y
principios de siglo. Consiste en el disparo del cohete a una altura
tras su suelta mediante impulso en un tubo neumático. Una de las
principales particularidades es que el sistema se hace adaptable
fácilmente a cualquier tipo de avión al estandarizar el tubo de
lanzamiento. En cualquier caso se trata de disparos de pequeños
satélites con ingenios de unos 100 Kg de peso como máximo. La primera
etapa podría llevar alas y así retornar a superficie para ser
recuperada y el compartimento del satélite llevaría un paracaídas tipo
parapente, también para su recuperación; todo ello buscando una
abaratamiento en los costes de lanzamiento.
Incrementar el peso de los propulsantes, simplemente
con su construcción en mayor escala, es otra medida que no hace subir
el coste en la misma proporción, por lo que es otra medida que puede
ayudar en la rentabilidad del cohete. Del mismo modo, la recuperación
de los motores y otras partes, hasta ahora abandonadas salvo raras
excepciones, es otro punto de ayuda porque supone la reutilización. El
perfeccionamiento, la simplificación sin disminuir la eficacia, lleva
también al cohete a una economía en los procesos industriales y
operativos que lo determinan.
En los avances en materia de cohetes nadie se ha
estancado. Mientras los americanos perfeccionan los motores principales
Shuttle y desarrollan los de despegue y aterrizaje vertical (luego
citados), los rusos, aun pasando por problemas graves económicos, no se
han quedado de brazos cruzados. Casi coincidiendo con la desaparición
de la Unión Soviética, la empresa rusa Energía estaba estudiando el
motor RD-701 con un diseño revolucionario consistente en su
funcionamiento con propulsantes alternativos y simultáneamente. En
concreto, utiliza el sistema 2 combustibles, queroseno e hidrógeno, que
consume al despegue a la vez con el LOX, pudiendo luego usar solo el LH
y el LOX. El motor lleva 2 toberas. Este sistema triple fue también
estudiado por los americanos pero no lo aplicaron a ningún cohete en
concreto.
Entre los cohetes puestos en estudio sobre el papel
y aun sin desarrollar figuran varios, como el ESL europeo. Es como los
Ariane y para el envío barato de cargas útiles no muy pesadas. En los
planes figura que tendría una primera y segunda fases, cada una con 50
Tm de propulsante sólido, y una tercera, con 7 Tm de igual tipo de
propulsante. La altura sería de 27,4 m, 2,6 m de diámetro, y su
capacidad sería para llevar hasta 1 Tm a 700 Km de altura. Con este
modelo, Europa pretende cubrir el mercado de satélites de
comunicaciones y otros de hasta tal tonelaje de peso.
Otros países tienen otros modelos parecidos en cartera para el futuro.
Las investigaciones sobre propulsantes, como parte
de los progresos en materia de motores, se han venido realizando en
diversos frentes. En 1979, bajo dirección de Arthur L. Ruolf, en la
Universidad americana de Cornell se investigaba sobre el hidrógeno
metálico, uno de los que más potencia proporciona, 10 veces más que el
hidrógeno líquido. La consecución del hidrógeno metálico se realizaría
sometiendo hidrógeno a 3.000.000 atmósferas, pero se desconocía
entonces si era estable. Otros experimentos se realizan entonces con el
xenón metálico, conseguido congelando xenón y sometiéndolo a 1.000
atmósferas de presión. Entre dos diamantes, una muestra de tal elemento
aumentó en 100.000 millones de veces su conductividad. El hidrógeno
metálico se podría inyectar en una especie de píldoras dosificadas en
la cámara del motor donde se transformaría en gas, siendo también un
superconductor.
También se investigó desde 2001 (Centro Ames de la
NASA y Universidad de Stanford) el uso como principal componente de
propulsante sólido a la “doméstica” cera de parafina (de las velas),
material de evidente fácil y seguro uso, con el añadido de oxígeno puro
gaseoso para triplicar la rapidez en el quemado y hacer factible una
propulsión que de otro modo no se logra. Además, como subproducto del
quemado no genera gases tóxicos, al contrario que otros propulsantes
sólidos.
En cuanto otro tipo de cohete aparte de los de
propulsión química, es inevitable hacer referencia al capítulo de
cohetes de la primera parte, al que nos remitimos en repaso pues. Por
ello, el futuro de tales innovadores sistemas está abierto en la
continuación de aquellas pruebas.
El uso del motor de fisión atómica, tiene una
propuesta concreta en la del premio Nóbel italiano Carlo Rubbia. El
mismo propone una nave que llama de “fragmentos de fisión” y que
aventura ser diez veces más rápida que los cohetes tradicionales con un
superior rendimiento del motor. El mismo debe utilizar el isótopo
americio 242. La temperatura teórica alcanzada es del orden de ½ millón
de grados centígrados y la equivalencia energética que se señala en el
rendimiento de 1 gramo del citado elemento es de 1 Tm de propulsante
químico. El destino concebido para tal nave sería Marte. El sistema de
fisión es, dentro de los no tradicionales, uno de los viables para la
tecnología contemporánea. En este caso, el motor bombardea con
neutrones una fina película del americio de una milésima de milímetro
de gruesa dispuesta sobre las paredes de la cámara del motor. La
técnica de protección para la tripulación de este sistema sería a base
de pantallas de boro y carbono. Sobre la teoría del citado físico
italiano, con 1 solo Kg del repetido isótopo se podría alcanzar el
planeta rojo en cuestión de 1 mes. Esto implica la reducción de peso de
la nave y el consecuente abaratamiento... si los cálculos son
correctos...
Otro tipo de motor cohete estudiado a finales de los
90 es el... microcohete. Fue analizado por el MIT y se fabricaron
prototipos del tamaño de 3 mm de grueso y 1,5 cm de largo, construido
en silicio. Tal proyecto del MIT se realizó bajo dirección de Adam
London y se dijo que 800 de tales cohetes eran capaces de elevar al
cosmos una carga de 1 Tm. Su eficacia estaría teóricamente 20 veces por
encima de los cohetes hasta entonces utilizados.
Tampoco se han de olvidar los sistemas que es
preciso desarrollar para acompañar a los motores de tipo
atómico-nuclear, principalmente los protectores de la radiación y del
calor generado.
Cabe solo aquí añadir el posible desarrollo futuro
de otros sistemas, basados también algunos en la creación de potentes
campos magnéticos, que recogerían del espacio atravesado el hidrógeno
hallado, que aunque poco sería sometido a un tratamiento eficaz en la
propulsión. Denominados pulsorreactor y estatorreactor estelar,
convertirían el hidrógeno en energía impulsora una vez sometido a
fusión. Es parecido al cohete nuclear y resultaría ideal, pero del
combustible, que sería el hallado en el camino, desgraciadamente se
puede dudar de encontrarlo en la cantidad necesaria.
En cuanto a tácticas en el uso de los cohetes,
existen también proyectos de otros tipos de astronave distinta al
tradicional cohete de fases apuntando al cielo con su carga útil en
proa. En 1998 había solo en los Estados Unidos cuatro proyectos de
firme, todos ellos para satelización de cargas, algunos de ellos
tripulados en la parte terrestre (o mejor atmosférica) del vuelo. Uno
los proyectos es el Rotary Rocket, que es una mezcla de cohete y
helicóptero. Otro modelo fue estudiado por la Kistler Aerospace para
lanzar desde la base australiana de Woomera; en el regreso, una vez
soltada la carga útil en el espacio, la nave se ayudaría de varios
paracaídas para su recuperación. El proyecto de la Kelly Space and
Technology consiste en el disparo de un cohete desde un avión de tipo
comercial; el cohete no es recuperable. Otro proyecto más, ahora de la
Pioneer Rocketplane, es parecido al anterior, pero la nave es una
lanzadera recuperable que regresa aterrizando. De alguno de estos
sistemas se hace otra referencia en los vuelos tripulados del futuro.
La tendencia general sobre sistemas impulsores por
medio de cohetes, tanto para vuelos tripulados como para satélites, es
el de ingenios reutilizables. Así se han llegado a considerar
astronaves basadas en sistemas de cohetes, pero de mínimo mantenimiento
y reutilizables. Esto nos lleva a los de tipo Shuttle pero más
pequeños. En cuanto a vuelos tripulados se hace referencia más
adelante.
En los Estados Unidos también se proyectan ingenios
de este tipo que se citan más adelante en los modelos X-00.
= COHETES. EL FUTURO QUE NO FUE.
Prescindiendo de proyectos de cohetes y astronaves
de la era preastronáutica, como los de Von Braun, cabe citar algunos
proyectos de cohetes que no fueron desarrollados o llegaron a ser
puestos en servicio por diversas razones. No se citan modelos avanzados
no desarrollados aun o en vías de desarrollo sobre otros ya existentes,
que ya han sido referidos. Se refiere pues aquí a los que en su momento
fueron un proyecto nuevo y no llegaron a ser verdadero cohete
operativo.
También se citan diversos modelos que se estudiaron pensando en el
programa lunar soviético, o para elevar a una órbita grandes cargas,
pero que nunca se desarrollaron, excepto ya referido y probado N-1.
Seguramente no se citan todos los proyectos y alguno bien pudiera ser
que, sometidos a una necesaria actualización, podría ser retomado en un
futuro en todo o en parte.
VKA-23
El VKA-23 Myasischyev fue el primer prototipo de
avión cohete espacial de la URSS y su construcción se inició el 1 de
junio de 1958 con la intención de ser lanzado con un R-7 y efectuar
vuelos suborbitales al tiempo del programa Vostok. El proyecto fue
cancelado el 1 de octubre de 1960 por reducciones de los medios.
NOVA
Fue el cohete USA pensado antes del Saturn 5 para
utilizar en los viajes a la Luna con posterioridad a aquél. El
anteproyecto del mismo fue presentado al entonces presidente Eisenhower
el 27 de enero de 1959 por el grupo de Von Braun. Su diseño se concretó
entonces, trabajando en el mismo hasta junio del siguiente año 1960;
los estudios sobre el Nova continuarían en realidad hasta 1962. Los
motores pensados para este cohete, F-1 y J-2, serían los mismos que
luego se utilizaron en los modelos Saturn; véase el apartado del citado
cohete. Cuando se lanzó el proyecto Apollo, el cohete elegido era ya el
citado Saturn y el tipo de vuelo elegido, modular (con nave de ida y
vuelta y nave lunar), no precisaba ya de un cohete tan grande por lo
que el Saturn 5 servía para los fines propuestos, dando carpetazo de
cierre al enorme Nova en junio de 1962; el Nova hubiera podido permitir
el lanzamiento directo al suelo lunar y también viajar a Marte. Las empresas que estudiaron el
proyecto e hicieron sus propuestas fueron la Martin Marietta, General
Dynamics y Douglas Aircraft; también se contrató a la Boeing e hizo sus
propios estudios la NASA. Numerosos modelos Nova fueron diseñados
entonces, hasta más de 30 y con características poco comunes entre
ellos, proyectando su puesta en servicio sucesiva durante más de 25
años, hasta 1980
El primero fue el Nova 4L, capaz de enviar 24 Tm a
la Luna o 68 Tm en órbita baja de 160 Km de altura. Habría tenido 4
fases, 65,3 m de altura, 15,5 m de diámetro, 3.003 Tm de peso y un
empuje inicial de 3.437 Tm. La primera etapa, de 23,2 m de altura y
2.177 Tm de peso, habría llevado 5 motores F-1 que habrían consumido
2.041 Tm de LOX y Keroseno durante 2,5 min, creando un empuje de 3.946
Tm en el vacío. La fase segunda, de 16,2 m de altura, 5,2 m de diámetro
y 590 Tm de peso, habría estado dotada de 1 motor F-1 que habría
consumido 545 Tm de LOX y LH durante 3 min 35 seg creando un empuje de
771 Tm en el vacío. La fase tercera, de 14 m de altura, 5,2 m de
diámetro y 168 Tm de peso, habría tenido 4 motores LH2-80k que habrían
consumido 150 Tm de LOX y LH durante 7 min 6 seg, creando un empuje de
145 Tm en el vacío. La etapa cuarta, de 11,9 m de altura, 3 m de
diámetro y 68 Tm de peso, habría llevado 1 motor LH2-80k que habría
consumido 59 Tm de LOX y LH durante 11 min 12 seg creando un empuje de
36 Tm en el vacío.
El Nova de la NASA fue el modelo más conocido en los
dibujos de referencia a este tipo de cohetes y, con sus 3 fases, tenía
cierto parecido en capacidad al Saturn 5. Habría sido capaz de enviar
45 Tm de carga a la Luna, o 132 Tm a una órbita terrestre de 165 Km de
altura. Su altura habría sido de 55 m, el diámetro de 14,6 m, el peso
de 2.994 Tm y el empuje de 4.065 Tm. La primera etapa, de 31,4 m de
altura y 2.268 Tm de peso, habría llevado 6 motores F-1 que habrían
consumido 2.155 Tm de LOX y Keroseno durante 2 min 14 seg, creando un
empuje de 4.682 Tm en el vacío. La fase segunda, de 12,5 m de altura,
9,8 m de diámetro y 499 Tm de peso, habría estado dotada de 1 motor F-1
que habría consumido 464 Tm de LOX y Keroseno durante casi 3 min
creando un empuje de 780 Tm en el vacío. La fase tercera, de 11 m de
altura, 9,8 m de diámetro y 227 Tm de peso, habría tenido 4 motores J-2
que habrían consumido 206 Tm de LOX y LH durante 5 min 13 seg, creando
un empuje de 272 Tm en el vacío.
El Nova 4S, de 3 fases, habría sido capaz de
satelizar cargas de 190 Tm a 165 Km de altura o enviar 75 Tm a la Luna.
Habría tenido 99,7 m de altura, 11,6 m de diámetro máximo, 7.439 Tm de
peso y un empuje de 9.027 Tm al partir. La primera etapa habría estado
integrada por 4 cohetes de propulsante sólido, cada uno de 34,1 m de
altura, 6,1 m de diámetro y 1.633 Tm de peso, y que habría consumido
1.470 Tm de propulsante sólido durante 2 min 30 seg, creando un empuje
de 163 Tm en el vacío. La fase segunda, de 35,1 m de altura, 11,6 m de
diámetro y 680 Tm de peso, habría estado dotada de 2 motores M-1 que
habrían consumido 626 Tm de LOX y LH durante 4 min 2 seg, creando un
empuje de 1.088 Tm en el vacío; tal motor M-1, cuyo desarrollo fue
cancelado en 1966, pesaba algo más de 9 Tm y tenia 7,7 m de altura, 4,3
m de diámetro e impulso específico a nivel de mar de 310 seg. La fase
tercera, de 30,5 m de altura, 6,7 m de diámetro y 227 Tm de peso,
habría tenido 1 motor J-2 que habría consumido 204 Tm de LOX y LH
durante 15 min, creando un empuje de 91 Tm en el vacío.
El Nova 5S, de 4 fases, habría podido satelizar 176
Tm en órbita baja o enviar 59 Tm a la Luna. Habría tenido 122,8 m de
altura, 10,1 m de diámetro y 9.865 Tm de peso. La primera etapa habría
estado integrada por 5 cohetes de propulsante sólido llamados Segmento
Nova 6, cada uno de 45,7 m de altura, 5,2 m de diámetro y 1.224 Tm de
peso, y que habría consumido 1.071 Tm de propulsante sólido durante 1
min 37 seg, creando un empuje de 153 Tm en el vacío. La fase segunda
habría estado integrada por 4 cohetes de propulsante sólido llamados
Segmento Nova 4, cada uno de 35,1 m de altura, 5,2 m de diámetro y 816
Tm de peso, y que habría consumido 714 Tm de propulsante sólido durante
casi 3 min, creando un empuje de 1.134 Tm en el vacío. La fase tercera,
de 21,3 m de altura, 10,1 m de diámetro y 363 Tm de peso, habría tenido
6 motores J-2 que habrían consumido 327 Tm de LOX y LH durante 2 min 30
seg, creando un empuje de 544 Tm en el vacío. La etapa cuarta, de 20,7
m de altura, 6,7 m de diámetro y 118 Tm de peso, habría llevado 2
motores J-2 que habrían consumido 104 Tm de LOX y LH durante casi 4 min
creando un empuje de 181 Tm en el vacío.
El Nova 7S habría podido tener 3 fases y ser capaz,
como el Nova 4S, de poner en órbita baja 197 Tm o enviar 75 Tm a la
Luna. Habría tenido 102,2 m de altura, 11,6 m de diámetro máximo, 7.256
Tm de peso y 8.906 Tm de empuje. Se diferenciaba del modelo 4S solo en
que la primera fase era distinta, siendo pues iguales la segunda y
tercera. Tal primera habría estado formada por 7 cohetes de propulsante
sólido, cada uno de 36,6 m de altura, 4,1 m de diámetro y 907 Tm de
peso, y que habría consumido 816 Tm de propulsante sólido durante 2 min
30 seg, creando un empuje de 1.406 Tm en el vacío.
El Nova 8L habría sido un cohete de 3 fases capaz de
enviar 181 Tm a una órbita de 165 Km o 68 Tm a la Luna.
Características: altura 106,8 Tm; diámetro máximo 17,4 m; peso 4.535
Tm; y empuje 5.505 Tm al partir. Su segunda y tercera fases eran las
mismas del modelo Nova 7S anterior. La primera fase, de 41,2 m de
altura y 3.628 Tm de peso, habría llevado 8 motores F-1 que habrían
consumido 3.401 Tm de LOX y Keroseno durante 2 min 45 seg, creando un
empuje de 6.315 Tm en el vacío. También fue llamado Saturn C-8.
El Nova 8L Mod podría haber puesto en órbita baja
cargas de 150 Tm, o enviar hacia la Luna 50 Tm. Características
generales: altura 95,5 m; diámetro máximo 10,1 m; peso 6.441 Tm; empuje
al partir 5.376,7 Tm. La primera fase se habría conformado con 4
cohetes Nova 2/F-1, cada uno de 28,7 m de altura y 1.134 Tm de peso,
que habría llevado 2 motores F-1 y habrían consumido 1.057 Tm de LOX y
Keroseno durante 3 min 20 seg, creando un empuje de 1.542 Tm en el
vacío. La segunda fase la forma un solo cohete del mismo tipo que el de
la primera. La tercera fase, de 38,1 m de altura, igual diámetro, y 771
Tm de peso, habría llevado 4 motores J-2 que habrían consumido 708 Tm
de LOX y LH durante más de 13 min, creando un empuje de 363 Tm en el
vacío.
El Nova 9L, de 4 fases, habría podido satelizar
cargas de 176 Tm en órbita baja, o enviar a la Luna cargas de 59 Tm.
Características generales: altura 119,8 m; diámetro máximo 15,2 m; peso
5.016 Tm; empuje al partir 6.048,8 Tm. La primera fase, de 42,7 m de
altura, 15,2 m de diámetro, y 2.721 Tm de peso, habría llevado 9
motores F-1 que habrían consumido 2.540 Tm de LOX y LH durante 1 min 50
seg, creando un empuje de 6.939 Tm en el vacío. La segunda etapa, de
35,1 m de altura, 13,7 m de diámetro, y 1.814 Tm de peso, habría
llevado 4 motores F-1 que habrían consumido 1.689 Tm de LOX y LH
durante 2 min 44 seg, creando un empuje de 3.084 Tm en el vacío. La
tercera y cuarta fases son las mismas, ya vistas, del Nova 5S.
El Nova A, de 3 fases estudiadas por la General
Dynamics, habría podido poner en ruta a lunar 27 Tm o 68 Tm en órbita
de 550 Km de altura. Características generales: altura 64,9 m; diámetro
máximo 9,8 m; peso 1.785 Tm; empuje al partir 2.721,5 Tm. La primera
fase, de 28 m de altura, 9,8 m de diámetro, y 1.342 Tm de peso, habría
llevado 4 motores F-1 que habrían consumido 1.269 Tm de LOX y LH
durante 2 min, creando un empuje de 3.122 Tm en el vacío. La segunda
etapa, de 23,8 m de altura, 9,8 m de diámetro, y 403 Tm de peso, habría
llevado 4 motores J-2 que habrían consumido 374 Tm de LOX y LH durante
4 min 44 seg, creando un empuje de 544 Tm en el vacío. La fase tercera,
de 13,1 m de altura, 5,8 m de diámetro, y 40 Tm de peso, habría llevado
5 motores RL-10 que habrían consumido 36 Tm de LOX y LH durante 8 min,
creando un empuje de 32 Tm en el vacío.
El Nova B, de 3 fases también estudiadas por la
General Dynamics, habría podido enviar a la Luna 47 Tm o 112 Tm a una
órbita de 556 Km de altura. Características generales: altura 70,1 m;
diámetro máximo 12,2 m; peso 2.672 Tm; empuje al partir 4.081,3 Tm. La
primera fase, de 28 m de altura, 12,2 m de diámetro, y 1.995 Tm de
peso, habría llevado 6 motores F-1 que habrían consumido 1.895 Tm de
LOX y keroseno durante 2 min, creando un empuje de 4.682 Tm en el
vacío. La segunda etapa, de 23,8 m de altura, 12,2 m de diámetro, y 614
Tm de peso, habría llevado 7 motores J-2 que habrían consumido 576 Tm
de LOX y LH durante 3 min 48 seg, creando un empuje de 1.043 Tm en el
vacío. La fase tercera, de 18,3 m de altura, 6,7 m de diámetro, y 63 Tm
de peso, habría llevado 7 motores RL-10 que habrían consumido 58 Tm de
LOX y LH durante casi 9 min, creando un empuje de 46 Tm en el vacío.
El Nova C, de 3 fases, habría sido capaz de
satelizar cargas de 68 Tm en órbita de 556 Km de altura o enviar a la
Luna 38 Tm. Características generales: altura 88,4 m; diámetro máximo
9,8 m; peso 1.806 Tm; empuje al partir 2.721,5 Tm. La primera y segunda
fases son las mismas que las del Nova A. La fase tercera, nueva, de
36,6 m de altura, 9,1 m de diámetro, y 61 Tm de peso, habría llevado 1
motor Nerva, de propulsión nuclear, que habría consumido 52 Tm de LH
durante casi 26 min, creando un empuje de 27 Tm en el vacío.
El Nova D, de 3 fases, habría sido capaz de
satelizar cargas de 112 Tm en órbita de 556 Km de altura o enviar a la
Luna 65 Tm. Características generales: altura 88,4 m; diámetro máximo
12,2 m; peso 2.705 Tm; empuje al partir 4.081,3 Tm. La primera y
segunda fases son las mismas que las del Nova B. La fase tercera,
nueva, de 36,6 m de altura, 11,3 m de diámetro, y 96 Tm de peso, habría
llevado 1 motor Nerva, de propulsión nuclear, que habría consumido 84
Tm de LH durante casi 42 min, creando un empuje de 27 Tm en el vacío.
A partir de 1963 se proyectaron más modelos Nova,
principalmente en dos largas series llamadas GD y MM, algunos de una
masa tan descomunal como de muy dudosa viabilidad económica. Fueron los
siguientes:
El Nova DAC-ISI, habría podido poner en órbita 454
Tm a 325 Km de altura. Habría medido 61 m de altura, 21,3 m de
diámetro, y pesado 4.780 Tm, siendo el empuje al partir de 6.539,9 Tm.
Habría constado de 2 etapas. La primera habría tenido 30,5 m de altura,
21,3 m de diámetro, y 3.084 Tm de peso, y llevado 14 motores que
habrían consumido 2.942 Tm de LOX y LH durante 2 min 21 seg, creando un
empuje de 7.153 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido también
30,5 m de altura y 21,3 m de diámetro, y 1.696 Tm de peso, y llevado 8
motores que habrían consumido 1.589 Tm de LOX y LH durante 3 min 26
seg, creando un empuje de 3.442 Tm en el vacío.
El Nova GD-B tendría capacidad para poner en órbita
a 185 Km de altura cargas de 338 Tm. Características generales: altura
72,3 m; diámetro máximo 20,6 m; peso 10.068 Tm; empuje al partir
12.698,5 Tm. La primera fase habría tenido 25,7 m de altura, 20,6 m de
diámetro, y 9.070 Tm de peso, y llevado 16 motores F-1A que habrían
consumido 8.435 Tm de LOX y keroseno durante casi 3 min, creando un
empuje de 14.526 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 27,1 m
de altura, 20,6 m de diámetro, y 998 Tm de peso, y llevado 5 motores
J-2 que habrían consumido 923 Tm de LOX y LH durante casi 6 min,
creando un empuje de 1.088 Tm en el vacío.
El Nova GD-E tendría capacidad para poner en órbita
a 185 Km de altura cargas de 458 Tm. Características generales: altura
60,4 m; diámetro máximo 8,3 m; peso 19.047 Tm; empuje al partir
25.486,8 Tm. La primera fase habría tenido 4 cohetes de las siguientes
características unitarias: 60,4 m de altura, 8,3 m de diámetro, 3.628
Tm de peso, 3.174 Tm de propulsante sólido, funcionamiento durante 1
min 56 seg, empuje de 7.041 Tm en el vacío. La segunda etapa habría
tenido 47,9 m de altura, 20,6 m de diámetro, 4.535 Tm de peso, y
llevado 4 motores M-1 que habrían consumido 4.081 Tm de LOX y LH
durante 10 min 46 seg, creando un empuje de 2.721 Tm en el vacío.
El Nova GD-F, también de 2 fases, debería haber
satelizado cargas de 454 Tm en órbita baja de 185 Km. Características
generales: altura 84,2 m; diámetro máximo 18,3 m; peso 11.474 Tm;
empuje al partir 13.968,5 Tm. La primera etapa habría tenido 54,3 m de
altura, 18,3 m de diámetro, 9.977 Tm de peso, y llevado 4 motores L-7.7
que habrían consumido 9.297 Tm de LOX y Keroseno durante 3 min 23 seg,
creando un empuje de 15.095 Tm en el vacío; tal fase habría sido
recuperable por medio de 8 paracaídas de 46 m. La segunda etapa habría
tenido 29,9 m de altura, 18,3 m de diámetro, 1.497 Tm de peso, y
llevado 2 motores M-1 que habrían consumido 1.406 Tm de LOX y LH
durante 7 min 15 seg, creando un empuje de 1.361 Tm en el vacío.
El Nova GD-H, de una fase con un acelerador, debería
haber satelizado cargas de 454 Tm en órbita baja de 185 Km, como el
anterior. Características generales: altura 73,8 m; diámetro máximo
25,9 m; peso 8.821 Tm; empuje al partir 11.789,7 Tm. La primera etapa
sería una aceleradora que habría tenido 21,2 m de altura, 25,9 m de
diámetro, y llevado 4 motores L-5.25H que habrían consumido LOX y LH
durante 3 min 10 seg, creando un empuje de 11.156 Tm en el vacío; tal
fase habría sido recuperable por medio de 4 paracaídas de 46 m a 1.000
Km de la base de lanzamiento. La etapa principal habría tenido 73,8 m
de altura, 25,9 m de diámetro, 8.526 Tm de peso, y llevado 1 motor
L-5.0H que habría consumido 8.354 Tm de LOX y LH durante 8 min 20 seg,
creando un empuje de 3.129 Tm en el vacío.
El Nova GD-J, asimismo de 2 fases, debería haber
satelizado cargas de 454 Tm en órbita baja de 185 Km, como el anterior.
Características generales: altura 74,6 m; diámetro máximo 42,4 m; peso
9.887 Tm; empuje al partir 11.882,4 Tm. La primera etapa habría tenido
36,6 m de altura, 42,4 m de diámetro, y llevado 4 motores L-6.55 que
habrían consumido LOX y keroseno durante 3 min 13 seg, creando un
empuje de 12.649 Tm en el vacío; tal fase habría sido recuperable por
medio de 7 paracaídas a 1.340 Km de la base de lanzamiento. La segunda
etapa habría tenido 38 m de altura, 19,5 m de diámetro, 1.270 Tm de
peso, y llevado 2 motores M-1 que habrían consumido 1.179 Tm de LOX y
LH durante 6 min 05 seg, creando un empuje de 1.361 Tm en el vacío.
El Nova MM-14A, de 2 fases, debería haber satelizado
cargas de 481 Tm en órbita baja de 185 Km. Características generales:
altura 86,9 m; diámetro máximo 18,3 m; peso 6.248 Tm. La primera etapa
habría tenido 58,1 m de altura, 7,6 m de diámetro, de propulsante
sólido, 2.847 Tm de peso, tiempo de funcionamiento de 1 min 46 seg,
empuje de 6.485 Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 28,8 m
de altura, 18,3 m de diámetro, y llevado 5 motores M-1 que habrían
consumido 3.106 Tm de LOX y LH durante 6 min 25 seg, creando un empuje
de 3.401 Tm en el vacío.
El siguiente modelo Nova MM-14B, también de 2 fases,
debería haber satelizado cargas de 373 Tm en órbita baja de 185 Km.
Características generales: altura 103,3 m; diámetro máximo 18,3 m; peso
4.992 Tm. La primera etapa habría tenido 52,8 m de altura, 7,1 m de
diámetro, de propulsante sólido, 2.271 Tm de peso, tiempo de
funcionamiento de 1 min 58 seg, empuje de 4.712 Tm en el vacío. La
segunda etapa habría tenido 50,5 m de altura, 18,3 m de diámetro, y
llevado 4 motores M-1 que habrían consumido 2.026 Tm de LOX y LH
durante 6 min 23 seg, creando un empuje de 2.721 Tm en el vacío.
El Nova MM-1B, de 2 fases, debería haber satelizado
cargas de 330 Tm en órbita baja de 185 Km. Características generales:
altura 92 m; diámetro máximo 20 m; peso 8.791 Tm; y empuje inicial de
11.432,8 Tm. La primera etapa habría tenido 46,6 m de altura, 20 m de
diámetro, 7.430 Tm de peso, y llevado 14 motores F-1A que habrían
consumido 6.976 Tm de LOX y RP-1, con un tiempo de funcionamiento de 2
min 42 seg, creando un empuje de 12.825 Tm en el vacío. La segunda
etapa habría tenido 45,4 m de altura, 20 m de diámetro, y llevado 2
motores M-1 que habrían consumido 1.239 Tm de LOX y LH durante 6 min 23
seg, creando un empuje de 1.361 Tm en el vacío.
El Nova MM-1C habría podido ser un cohete de dos
fases capaz de poner en órbita de 185 Km de altura una carga de 444 Tm.
Características generales: altura 99,4 m; diámetro máximo 21 m; peso
10.984 Tm; y empuje inicial de 14.699,9 Tm. La primera etapa habría
tenido 49,7 m de altura, 21 m de diámetro, 8.943 Tm de peso, y llevado
18 motores F-1A que habrían consumido 8.353 Tm de LOX y RP-1, con un
tiempo de funcionamiento de 2 min 31 seg, creando un empuje de 16.490
Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 49,7 m de altura, 18,3 m
de diámetro, 2.041 Tm de peso total, y llevado 3 motores M-1 que
habrían consumido 1.878 Tm de LOX y LH durante 6 min 27 seg.
El Nova MM-24G podría haber satelizado 447 Tm a 185
Km de altura, contando también con 2 fases. Características generales:
altura 78,6 m; diámetro máximo 21,6 m; peso 6.083 Tm; y empuje inicial
de 8.163,2 Tm. La primera etapa habría tenido 49,8 m de altura, 21,6 m
de diámetro, 5.040 Tm de peso, y llevado 18 motores HP-1 que habrían
consumido 4.723 Tm de LOX y LH, con un tiempo de funcionamiento de 3
min 35 seg, creando un empuje de 9.714 Tm en el vacío. La segunda etapa
habría tenido 28,8 m de altura, 18,3 m de diámetro, 1.043 Tm de peso
total, y llevado 2 motores HP-1 que habrían consumido 907 Tm de LOX y
LH durante 6 min 26 seg.
El Nova MM-33 habría sido un cohete de una sola
etapa capaz de llevar a una órbita de 185 Km una carga de 472 Tm en
fecha calculada en 1963 para 1975. Habría tenido una altura de 75,9 m,
un diámetro de 24,4 m, un peso de 10.489 Tm, de ellas 9.863 Tm de LOX y
LH que se quemarían en 24 motores HP-1 durante 4 min 28 seg creando un
empuje de 15.997 Tm; el impulso específico teórico habría sido de 379
seg a nivel de mar.
El Nova MM-34, de una fase con un motor acelerador,
habría sido capaz de poner 531 Tm en órbita baja de 185 Km.
Características generales: altura 84,8 m; diámetro máximo 24,4 m; peso
10.353 Tm; y empuje inicial de 13.614,5 Tm. La etapa aceleradora habría
tenido 18,2 m de altura, 27,4 m de diámetro, constituida en un motor
L-6H que habría consumido LOX y LH durante 3 min 10 seg. La etapa
propiamente dicha habría tenido 84,8 m de altura, 24,4 m de diámetro,
10.126 Tm de peso total, y llevado 4 motores L-6H que habrían consumido
9.582 Tm de LOX y LH durante 6 min 28 seg.
El Nova MM-R10E2 habría sido un cohete de una sola
fase capaz de llevar a una órbita de 185 Km de altura una carga de 596
Tm. Habría tenido una altura de 49,1 m, un diámetro de 21,3 m, un peso
de 8.474 Tm, de ellas 7.286 Tm de LOX y aire con LH que se quemarían en
40 motores durante 5 min 10 seg creando un empuje de 14.331 Tm; el
impulso específico teórico habría sido de 377 seg a nivel de mar.
El Nova MM-R10R2 habría sido un cohete de una sola
fase capaz de llevar a una órbita de 185 Km de altura una carga de 423
Tm. Habría tenido una altura de 49,3 m, un diámetro de 21,3 m, un peso
de 8.647 Tm, de ellas 7.286 Tm de LOX y aire con LH que se quemarían en
40 motores durante 5 min 10 seg creando un empuje de 14.331 Tm; debió,
conforme a los planes de 1963, ser puesto en servicio en 1980.
El Nova MM-S10E1 habría sido también un cohete de
una sola fase capaz de llevar a una órbita de 185 Km de altura una
carga de 588 Tm. Habría tenido una altura de 65,7 m, un diámetro de
24,4 m, un peso de 10.317 Tm, de ellas 9.682 Tm de LOX y LH que se
quemarían en 24 motores durante 4 min 24 seg creando un empuje de
16.384 Tm.
El Nova MM-S10E2 habría sido del mismo modo un
cohete de una sola fase capaz de llevar a una órbita de 185 Km de
altura una carga de 581 Tm. Habría tenido una altura de 54,8 m, un
diámetro de 21,3 m, un peso de 10.302 Tm, de ellas 9.663 Tm de LOX y LH
que se quemarían en 30 motores durante 4 min 23 seg creando un empuje
de 16.384 Tm.
El Nova MM-S10R1 habría sido otro cohete de una sola
fase, pero esta vez reutilizable, capaz de llevar a una órbita de 185
Km de altura una carga de 414 Tm. Habría tenido una altura de 69,5 m,
un diámetro de 24,4 m, un peso de 10.470 Tm, de ellas 9.654 Tm de LOX y
LH que se quemarían en 24 motores durante 4 min 23 seg creando un
empuje de 16.384 Tm.
El Nova MM-S10R2 habría sido un cohete mas de una
sola fase, también reutilizable, capaz de llevar a una órbita de 185 Km
de altura una carga de 381 Tm. Habría tenido una altura de 56,6 m, un
diámetro de 21,3 m, un peso de 10.502 Tm, de ellas 9.663 Tm de LOX y LH
que se quemarían en 30 motores durante 4 min 23 seg creando un empuje
de 16.384 Tm.
El Nova MM-T10EE1 podría haber satelizado 462 Tm a
185 Km de altura, contando también con 2 fases. Características
generales: altura 80,8 m; diámetro máximo 21,3 m; peso 6.069 Tm; y
empuje inicial de 8.161,1 Tm. La primera etapa habría tenido 57,5 m de
altura, 21,3 m de diámetro, 4.944 Tm de peso, y llevado 18 motores que
habrían consumido 4.628 Tm de LOX y LH, con un tiempo de funcionamiento
de 3 min 30 seg, creando un empuje de 9.828 Tm en el vacío. La segunda
etapa habría tenido 23,3 m de altura, 21,3 m de diámetro, 1.125 Tm de
peso total, y llevado 2 motores que habrían consumido 1.089 Tm de LOX y
LH durante 6 min 33 seg.
El Nova MM-T10RE-1 hubiera podido ser un cohete de 2
fases capaz de satelizar 427 Tm en una órbita de 185 Km de altura.
Características generales: altura 81,1 m; diámetro máximo 21,3 m; peso
6.104 Tm; y empuje inicial de 8.161,1 Tm. La primera etapa habría
tenido 57,8 m de altura, 21,3 m de diámetro, 4.979 Tm de peso, y
llevado 18 motores que habrían consumido 4.525 Tm de LOX y LH, con un
tiempo de funcionamiento de 3 min 25 seg, creando un empuje de 9.828 Tm
en el vacío. La segunda etapa habría sido la misma del anterior.
El Nova MM-T10RR-2 habría tenido también 2 fases y
podido satelizar 479 Tm en órbita de 185 Km de altura. Características
generales: altura 67,9 m; diámetro máximo 21,3 m; peso 11.130 Tm; y
empuje inicial de 16.061,2 Tm. La primera etapa habría tenido 43,5 m de
altura, 21,3 m de diámetro, 9.089 Tm de peso, y llevado 24 motores que
habrían consumido 8.409 Tm de LOX y LH, con un tiempo de funcionamiento
de 2 min 19 seg, creando un empuje de 18.017 Tm en el vacío. La segunda
etapa habría tenido 24,4 m de altura, 21,3 m de diámetro, 2.041 Tm de
peso total, y llevado 1 motor Toroid FD que habría consumido 1.960 Tm
de LOX y LH durante 6 min 48 seg.
El Nova MM-T10RR-3 habría sido un cohete de 2 fases
capaz de poner en órbita de 185 Km de altura pesos de 419 Tm.
Características generales: altura 83,1 m; diámetro máximo 21,3 m; peso
6.746 Tm; y empuje inicial de 9.229,8 Tm. La primera etapa habría
tenido 61,3 m de altura, 21,3 m de diámetro, 5.517 Tm de peso, y
llevado 18 motores que habrían consumido 4.837 Tm de LOX y LH, con un
tiempo de funcionamiento de 3 min 14 seg, creando un empuje de 11.115
Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 21,8 m de altura, 21,3 m
de diámetro, 1.229 Tm de peso total, y llevado 2 motores que habrían
consumido 1.093 Tm de LOX y LH durante 6 min 37 seg.
El cohete Nova 1 DAC habría podido ser un cohete de
2 fases capaz de llevar a 325 Km de altura en órbita 454 Tm de peso.
Características generales: altura 53,3 m; diámetro máximo 21,3 m; peso
6.481 Tm; y empuje inicial de 8.675,6 Tm. La primera etapa habría
tenido 25,9 m de altura, 21,3 m de diámetro, 4.213 Tm de peso, y
llevado 4 motores que habrían consumido 4.019 Tm de LOX y keroseno, con
un tiempo de funcionamiento de casi 2 min, creando un empuje de 9.977
Tm en el vacío. La segunda etapa habría tenido 27,4 m de altura, 21,3 m
de diámetro, 2.268 Tm de peso total, y llevado 4 motores M-1 que
habrían consumido 2.125 Tm de LOX y LH durante 5 min 27 seg, creando un
empuje de 2.721 Tm en el vacío.
El cohete Nova 2 DAC habría podido ser un cohete de
2 fases capaz de llevar a 325 Km de altura en órbita también 454 Tm de
peso. Características generales: altura 103,6 m; diámetro máximo 21,3
m; peso 6.576 Tm; y empuje inicial de 8.777,3 Tm. La primera etapa
habría tenido 82,3 m de altura, 21,3 m de diámetro, 4.943 Tm de peso, y
llevado 15 motores que habrían consumido 4.632 Tm de LOX y LH con un
tiempo de funcionamiento de casi 3 min, creando un empuje de 10.431 Tm
en el vacío. La segunda etapa habría tenido igual diámetro, 1.633 Tm de
peso total, y llevado 4 motores M-1 que habrían consumido 1.520 Tm de
LOX y LH durante 7 min 48 seg, creando un empuje de 1.361 Tm en el
vacío.
ANTECEDENTES DEL COHETE N-1
Aunque la URSS llegó a construir el N-1, tanto antes
de llegar al mismo como con la posterior perspectiva de crear una
familia de cohetes basada en el mismo, los técnicos soviéticos hicieron
varios diseños de cohetes, algunos con fases de propulsión atómica, que
nunca llegarían a ser desarrollados.
El primer cohete concebido al efecto estaba basado
en el misil R-7, fue denominado Ya-Kh/R-2 y hubiera podido tener 37 m
de altura, 3,3 m de diámetro, un peso de 840 Tm, un empuje inicial de
1.266 Tm, y una capacidad de satelización de 40 Tm. Hubiera llevado una
primera fase compuesta por 6 aceleradores de, cada uno, 27 m de altura,
110 Tm de peso, de ellas 101,75 Tm de LOX y keroseno, un motor RD-111 y
un tiempo de funcionamiento de 2 min 5 seg. La segunda fase habría
debido ser de propulsión atómica, con 4 motores que habrían consumido
158 Tm de amoníaco durante 7 min proporcionando 170 Tm de empuje en el
vacío, con un peso total de 180 Tm, una longitud de 37 m y un diámetro
de 3,3 m.
Un segundo modelo, cancelado en 1959, se proyectó
sobre un misil intercontinental y hubiera podido satelizar 150 Tm.
Habría tenido 53 m de altura, 9 m de diámetro, 1.850 Tm de peso y un
empuje inicial de 2.989 Tm. La primera fase habría tenido 27 m de
altura, 9 m de diámetro, 1.150 Tm de peso, de ellas 1.050 Tm de LOX y
Keroseno que habría quemado en 66 motores NK-9 durante 1 min 30 seg
proporcionando 3.432 Tm de empuje en el vacío. La segunda etapa habría
tenido 26 m de altura, igual diámetro, 700 Tm de peso, de ellas 625 Tm
de LOX y Keroseno que se hubieran consumido durante 6 min 40 seg
proporcionando 850 Tm de empuje en el vacío gracias a 8 motores.
También cancelado el proyecto en 1959, los
soviéticos concibieron asimismo un cohete de una sola fase de
propulsión térmico-atómica llamado YaRD-OKB-456 (ICBM). Hubiera tenido
21 m de altura, 3,3 m de diámetro, 84,4 Tm de peso y un empuje inicial
de 128 Tm consumiendo durante 4 min 10 seg unas 78 Tm de amoníaco en 4
motores.
Otro más cancelado en 1959, fue el proyecto del
YaRD-OKB-670 (ICBM), parecido al anterior, también de una sola fase,
pero de propulsante amoníaco y alcohol en propulsión atómica. Habría
tenido 23 m de altura, igual diámetro al anterior, 96 Tm de peso, de
ellas, 8,8 Tm de peso en seco, un tiempo de funcionamiento de casi 6
min, actuando con 4 motores que habrían proporcionado 170 Tm de empuje
en el vacío.
R-56
Cohete de 3 fases concebido hacia 1961 por la URSS
sobre los modelos de misiles de Yangel. Como posible misil hubiera
tenido 16.000 Km de alcance con una carga de 35 Tm. Habría tenido 44 m
de altura, 4 m de diámetro, y pesado 1.165,5 Tm, con un empuje inicial
de 1.687,5 Tm. La primera fase habría estado formada por 4 cohetes,
cada uno de 24 m de altura, 4 m de diámetro, 222 Tm de peso, de las 204
Tm de Keroseno y RFNA que habrían sido quemadas en 2 min 22 seg por un
motor proporcionando 450 Tm de empuje en el vacío. La segunda etapa
habría estado formada por 4 cohetes, cada uno de 10 m de altura, 4 m de
diámetro, 55,5 Tm de peso, de ellas 50,5 Tm de los mismos propulsantes
que habrían sido quemados durante 3 min 25 seg por un motor
proporcionando un empuje en el vacío de 80 Tm. La tercera fase habría
sido un solo cohete del mismo tipo que los utilizados por la segunda.
Hacia 1965 se reconfiguró con motores RD-270 de Glushko.
NERVA
Ya antes del primer satélite artificial, los
americanos iniciaron un proyecto de cohetes de propulsión atómica y
nuclear. A tal tipo se corresponde el NERVA y sus diversos modelos que
nunca llegaron a ser operativos. Fueron, a grandes rasgos, los modelos
Helios, estudiados a partir de 1960, los DAC y el RITA C a partir de
1963.
El Helios tuvo 3 versiones, A, B y C, de
respectivamente una capacidad de satelización teórica a 556 Km de
altura de 73,4 Tm, 144,6 Tm y 86 Tm. Sus respetivos caracteres serían:
67,1 m, 77,7 m y 85,4 m de altura; 6,7 m, 6,7 m y 8,5 m de diámetro,
353 Tm, 413 Tm y 704 Tm de peso; 578 Tm, 675 Tm y 1.079 Tm de empuje
inicial. Las primeras fase serían de respectivamente 4, 5 y 8 motores
de LOX y LH y tendrían 10,1 m, 10,1 m y 12,2 m de longitud, 200 Tm, 236
Tm y 395 Tm de peso, tiempo de actuación de 1 min 50 seg
aproximadamente en todos e impulsos específicos de 340 seg a nivel de
mar. La fase segunda serían las nucleares 12 Gw, 14 Gw y 12 Gw. La 12
Gw sería de 67,1 m de larga, 6,7 m de diámetro, 153 Tm de peso, de
ellas 127 Tm de propulsante LH, que serían consumidas en el motor
nuclear durante casi 14 min proporcionando 295 Tm de empuje en el
vacío. El 14-Gw sería de 77,7 m de larga, 10,1 m de envergadura, 177 Tm
de peso, de ellas 148 Tm de propulsante LH que serían gastadas en el
motor durante unos 6 min proporcionando 340 Tm de empuje en el vacío.
La fase segunda del Helios C sería de 85,4 m de larga, 8,5 m de
diámetro, 309 Tm de peso, de las que 255 serían de propulsante LH que
se consumiría en casi 6 min proporcionando 590 Tm de empuje en el
vacío. El impulso específico sería aquí el elevado de 830 seg.
Los modelos DAC Helios y DAC Helios ISI, capaces de
satelización en una órbita de 325 Km de 454,4 Tm de peso, habrían
tenido un coste de más de 100 millones de dólares. Tenían
respectivamente los siguientes caracteres generales: Altura de 43,6 y
50,3 m, diámetro común de 24,4 m, peso de 2.730 y 2.403 Tm, empuje
inicial de 4.541 y 4.074 Tm. La primera fase de cada uno hubiera sido
de 16,2 y 22,9 m de altura, igual diámetro al antes citado, 1.660 y
1.333 Tm de peso, de ellas 1.511 y 1.213 Tm de propulsante LOX y LH,
5.397 y 5.079 Tm de empuje en el vacío, 1 min 53 seg y 1 min 47 seg de
tiempo de funcionamiento e impulsos específicos de 345 y 365 seg a
nivel de mar; ambos habrían utilizado 4 motores pero con modelos
distintos en cada uno. La fase segunda habría sido común de las
siguientes características con la salvedad que en el segundo modelo el
número de motores sería 4 en vez de 2: altura 27,4 m, diámetro 21,3 m,
peso de 1.070 Tm, de ellas 214 Tm de peso en seco, un empuje de 214 Tm
en el vacío, propulsantes LOX y LH que quemaría en 2 y 4 motores
durante 6 min 32 seg.
El NERVA RITA C habría sido un cohete único capaz de
llevar 454 Tm a una órbita de 325 Km de altura y tendría 50,3 m de
altura, 21,3 m de diámetro, 4.399 Tm de peso, de ellas 880 Tm de peso
sin los propulsantes LOX y LH, empuje de 9.841 Tm que se lograrían con
4 motores de ciclo mixto e impulso específico de 410 seg a nivel de
mar, y un tiempo de funcionamiento de 4 min 45 seg.
En 1991 se retomó el proyecto NERVA, adaptándolo a
la nueva época, y se planeó de nuevo una serie de modelos: NERVA 2, y
los Timberwind, base, Centaur y Titan.
El NERVA 2 se concibe con 47,6 m de altura, 10 m de
diámetro, 873 Tm de peso, 1.396 Tm de empuje, un costo estimado
inicialmente en cerca de 300 millones de dólares y 2 fases. La primera
sería 2 aceleradores Titan con un motor USRM de propulsante sólido, de
33,5 m de altura, 3,2 de diámetro, 357 Tm de peso, de ellas 52 Tm de
peso sin propulsante, 771 Tm de empuje en el vacío, 2 min 20 seg de
tiempo de funcionamiento e impulso específico de 259 seg a nivel de
mar. La segunda fase sería una Nerva 2 NTR con un motor nuclear de LH,
de un costo de unos 200 millones de dólares. La misma tendría 47,6 m de
altura, 10 m de diámetro, 158,4 Tm de peso, de ellas 131 Tm
aproximadamente de propulsante, un empuje de 34 Tm en el vacío y tiempo
de actuación de casi 1 hora; el peso del motor NTR es de 8,5 Tm.
El modelo Timberwind, a desarrollar a partir de
1992, sería de 33,5 m de altura, 8,7 m de diámetro, 884,5 Tm de peso y
un empuje inicial de 1.396 Tm. Utilizaría como primera fase los 2 Titan
antes vistos en el NERVA 2, y la segunda sería un Timberwind como motor
Timberwind 250 nuclear de LH; el número equivale al tonelaje de empuje
de la fase. Esta última tendría 30 m de altura, 170 Tm de peso, de
ellas 125 Tm de LH, y un empuje en el vacío de 250 Tm, con un tiempo de
funcionamiento de algo más de 8 min; el impulso específico sería aquí
de 780 seg a nivel de mar.
El Timberwind Centaur tendría capacidad para
satelizar a unos 200 Km de altura una carga de más de 7 Tm. Sus medidas
proyectadas son de 52,4 m de altura, 223,6 Tm de peso, 390,4 Tm de
empuje inicial y un costo estimado inicialmente en 150 millones de
dólares. La primera fase sería un Atlas 2-AR (véase el Atlas 3), y una
segunda Timberwind 45 con motor nuclear que tendría 23,9 m de longitud,
4,3 m de diámetro, 28 Tm de peso, de ellas algo más de 20 Tm de
propulsante LH, 45 Tm de empuje, un tiempo de funcionamiento de 7 min
29 seg e impulso específico de 890 seg.
El modelo Timberwind Titan es de una capacidad de
satelización en órbita baja de unas 50 Tm y su costo se estima en
principio en cerca de los 200 millones de dólares. Sus características
son: altura 45,5 m, diámetro 6,1 m, peso 824,5 Tm, empuje inicial 1.396
Tm. Utiliza como primera fase, o mejor como aceleradores, a 2 Titan
vistos en el primer modelo Timberwind y NERVA 2, en tanto que la
segunda fase es una Timberwind 75 de 45,5 m de longitud, 6,1 m de
diámetro, 110 Tm de peso, de las que 81,5 Tm son de propulsante LH para
consumir en 3 motores que proporcionarían cada uno 75 Tm de empuje (225
Tm en total) en el vacío durante casi 6 min con impulso específico de
890 seg.
MARTLET 4
Proyecto canadiense para desarrollar en 1964 un
cohete de bajo costo sobre los modelos Martlet 1, 2 y 3, lanzadores de
vuelos suborbitales. Fue una propuesta de Gerald Bull y, apoyado por
Irak, como resultado de la Guerra del Golfo a principios de los 90 un
prototipo fue destruido. De 3 fases, todas de propulsante sólido, 30 cm
de diámetro y un tiempo sucesivo de actuación de 20 seg, estaría
asistido de un booster de 36,6 m de altura, 40 cm de diámetro y 27,3 Tm
de peso. La fase primera tendría 570 Kg de peso y un empuje de 6,9 Tm
en el vacío. La segunda pesaría 175 Kg y su empuje sería de 2,1 Tm en
el vacío; su longitud sería de 4 m. La tercera, de 1 m de altura,
habría pesado 45 Kg y su empuje sería de 550 Kg en el vacío.
UR-700
Proyecto de cohete de la URSS, estudiado en la
primera mitad de los años 60 por Chelomei para un vuelo directo al
suelo de la Luna. El proyecto fue cancelado el 31 de octubre de 1964.
El cohete habría tenido 4 fases, 108,3 m de altura, 15,3 m de diámetro,
4.740 Tm de peso (solo el cohete), y un empuje al partir de 5.935,87
Tm. La capacidad de satelización habría sido de 150 Tm en órbita de 185
Km de altura y podría haber enviado 50 Tm a la Luna. Tenía cierto
parangón con el Saturn 5 americano. Todas las fases habrían usado como
propulsantes UDMH y tetróxido de nitrógeno. La primera fase habría sido
de 46 m de altura, 24,9 m de envergadura y diámetro de 15,3 m, 3.090 Tm
de peso, de ellas 2.890 Tm de propulsantes que habría quemado durante 2
min 35 seg en 8 motores 8D420 de 3,3 m de diámetro, 4,9 m de altura y
4,47 Tm de peso. La segunda etapa habría tenido 39 m de altura, 8,3 m
de diámetro, 1.240 Tm de peso, de ellas 1.160 Tm de propulsantes que
habría quemado durante 3 min 50 seg en 2 motores del mismo modelo que
la primera fase proporcionando un empuje en el vacío de 2.058 Tm. La
tercera etapa sería de 17 m de altura, 7,4 m de diámetro, 310 Tm de
peso, de las que 290 Tm serían de propulsante que habría sido quemado
durante 2 min 10 seg en 4 motores 11D48 proporcionando un empuje de
711,73 Tm en el vacío. La cuarta fase habría tenido 6,3 m de altura,
4,2 m de diámetro, 100 Tm de peso, de ellas 92 Tm de propulsantes que
habría quemado durante 2 min 5 seg en 4 motores 8D411K proporcionando
un empuje de 244,65 Tm.
UR-700M
Proyecto de cohete de la URSS para el vuelo
tripulado a Marte que no pasó de los estudios iniciales al tiempo del
UR-700.
LCLV
Proyecto USA estudiado en 1968 para realizar un gran
vehículo lanzador de bajo costo (LCLV), que habría venido a salir por
40 millones de dólares. Se trató de un proyecto de la USAF para un
cohete que debió tener 80,5 m de altura, 12,2 m de diámetro, 4.212,9 Tm
de peso y un empuje inicial de 5.274,4 Tm. Los propulsantes a utilizar
en sus 3 fases deberían haber sido UDMH y tetróxido de nitrógeno. La
primera etapa debería haber tenido 39,3 m de altura, 3.253,2 Tm de
peso, de ellas 396 Tm de peso en seco y el resto propulsante que habría
quemado en un motor durante 2 min 10 seg. La segunda fase sería de 25,9
m de altura, 9,2 m de diámetro, 798,4 Tm de peso, de las que 95 Tm
serían de peso en seco y el resto propulsante que habría quemado en un
motor durante 3 min 30 seg proporcionando 998,6 Tm de empuje en el
vacío. La fase tercera habría tenido 15,2 m de altura, 5,8 m de
diámetro, 161,3 Tm de peso, de ellas 19,5 Tm de peso en seco, siendo el
resto propulsante que habría quemado en un motor durante 3 min 30 seg
proporcionando 206,8 Tm de empuje.
VULKAN
Fue el cohete de la URSS
pensado por Glushko para
suceder al fracasado N-1 lunar. Se desarrolló su diseño entre 1974 y
1976, momento en el que fue cancelado, aprovechando no obstante sus
caracteres para el cohete Energía. También fue llamado RLA-150. Podría
haber satelizado en órbita baja hasta 250 Tm sobre el papel en la mejor
versión.
Hubiera tenido 68,5 m de altura, 7,8 m de diámetro,
3.072 Tm de peso y 5.030 Tm de empuje. Su primera fase habría sido el
Vulkan 1, de 52 m de altura, 7,8 m de diámetro, 800 Tm de peso, de las
que el 90 % serían propulsante LOX y LH que quemarían en 4 motores
11D122 durante 7 min; el impulso específico habría sido de 351 seg a
nivel de mar. El empuje sería de 760 Tm en el vacío. La fase iría
ayudada de 6 boosters con otros tantos motores del mismo tipo, y su
altura sería 39 m, su diámetro 3,9 m, su peso 355 Tm, de las que el 90
% eran los mismos propulsantes, y un empuje en el vacío de 804,6 Tm,
con un tiempo de funcionamiento de 5 min 9 seg; el impulso específico
sería de 309 seg. La segunda etapa sería el Vulkan Block V de 16,5 m de
longitud, 6,7 m de diámetro, 142 Tm de peso, 15 Tm de ellas de peso en
seco, y un empuje de 42 Tm en el vacío; el tiempo de funcionamiento
sería de algo más de 22 min, el impulso específico de 460 seg y usaría
un motor 11D57M que hubiera quemado también LOX y LH.
OTRAG
Proyecto de lanzador alemán,
de la empresa del mismo nombre, para satelizar cargas de 10 Tm en
órbita baja de 185 Km de altura desde una base en el Zaire. Con fondos
libios y con destino a lanzamientos también de cohetes sonda y
construcción de misiles, el proyecto se perfiló en los años 70 pensando
en satelizaciones a partir de 1980 con el bajo precio de casi 52
millones de dólares. Características del cohete perfilado: fases 4,
altura 26,5 m, peso 2.266,8 Tm, empuje inicial 2.620 Tm. Cada fase
estaría integrada por distinta cantidad de cohetes del modelo base
menor, un cilindro de 27 cm de diámetro y altura entre 6 y 12 m, de
keroseno y WFNA, de la altura y diámetro indicados, de 3.627 Kg de
peso, de ellos 544 de peso en seco, un tiempo de funcionamiento de 2
min 6 seg y empuje de 5,98 Tm. La primera fase estaría integrada por
nada menos que 456 cohetes de estos menores como máximo, la segunda por
114, la tercera por 48 y la cuarta por 7. Se estudiaron varias
combinaciones en estas cantidades. El grupo mínimo del cohete base era
de 4 (y máximo de 36) y se llamó CRPU y CRPM. El sistema de control
hubiera sido mediante la activación o apagado de los cohetes laterales.
Se llegaron a probar 3 unidades en el Zaire entre 1977 y 1978,
alcanzando una los 30 Km de altura. El proyecto fue cancelado por
presiones políticas en el Zaire. Trasladado a Libia, se hizo un nuevo
ensayo en 1981, pero aquí también tuvo que marchar por razones
políticas y se acabó yendo hacia otros sitios, donde tampoco salió
adelante. La empresa fue cerrada en 1987.
RSA-3 y 4
Proyecto de lanzador de satélites de Sudáfrica
desarrollado a partir de finales de los años 70 con ayuda israelí y
aplicación de la tecnología de su misil Jericó y lanzador Shavit. Se
quería con el mismo satelizar cargas de 330 Kg en órbita de 210 Km de
altura y 41º de inclinación. Como misil podría haber llevado carga
similar a cualquier parte del mundo, mayor cuando más cerca.
Comercialmente no resultaba rentable y en 1994 el proyecto fue
cancelado sin llegar a ser operativo. Se proyectaron 2 modelos, el
RSA-3 y el RSA-4.
El desarrollo del RSA-3 implicó en torno a
unas 60 empresas, tanto estatales como privadas, y se hizo en Grabouw,
Houteq, y en Bredasdorp, Overberg, dando trabajo a unas 1.400 personas.
El motor del cohete fue probado en Rooi Els. De 3 fases, en total medía
12,4 m de altura, 1,3 de diámetro, pesaba 23,23 Tm y su empuje al
partir era de 42,08 Tm. Dado que es igual al Shavit de Israel, véase
éste.
El RSA-4 se diseñó sobre el anterior con la
intención de satelizar cargas de hasta 780 Kg en órbita de 210 Km de
altura. No llegó a ser probado y el proyecto se canceló en 1994. Habría
podido ser de las siguientes características: 3 fases, altura 17 m,
diámetro 1,9 m, peso 51,25 Tm, y empuje inicial de 140,27 Tm. Primera
fase: altura 8,5 m, diámetro 1,9 m, peso 34 Tm, de ellas 30,8 de
propulsante sólido, tiempo de funcionamiento 52 seg y empuje en el
vacío de 155 Tm. Segunda fase: altura 6,4 m, diámetro 1,3 m, peso 15,2
Tm, de ellas 13,03 de propulsante sólido, tiempo de funcionamiento 52
seg y empuje en el vacío de 69 Tm. Tercera fase: altura 2,1 m, diámetro
1,3 m, peso 2.048 Kg, de ellos 1.978 de propulsante sólido, tiempo de
funcionamiento 1 min 34 seg y empuje en el vacío de 6 Tm.
ALS Y NLS
Con motivo del proyecto SDI, conocido como “la
guerra de las galaxias”, del presidente americano R. Reagan, la USAF
proyectó en los años 80 algunos cohetes para el lanzamiento de los
satélites necesarios.
Para el primero, ALS, se gastaron 5 millones de
dólares para que 7 empresas hicieran los estudios al respecto a
mediados de 1987. Se consideró al efecto el uso de las más modernas
tecnologías y materiales, y el carácter reutilizable en gran medida del
modelo. Su capacidad habría de ser suficiente para satelizar cargas de
de hasta 90 Tm y su coste habría sido de 141 millones de dólares. En
1989 el proyecto fue abandonado.
El ALS debió haber tenido 2 fases, 60 m de altura,
8,7 m de diámetro, 2.340 Tm de peso y un empuje al partir de 2.394,5
Tm. La primera fase habrían sido dos cohetes o boosters, cada uno de la
altura y diámetro citados, un peso de 780 Tm, de ellas 720 de LOX y LH
que habría quemado durante 3 min 15 seg en 6 motores STME
proporcionando 1.578,23 Tm en el vacío; el impulso específico sería de
330 seg. La segunda etapa habría sido otro cohete igual al citado.
Al abandonar el proyecto anterior de concibió otro
llamado NLS, retomando ideas de los años 50 sobre misiles. El nuevo
cohete, cuyo proyecto fue abandonado en 1991, debió de haber costado 89
millones de dólares y ser capaz de satelizar cargas de 45 Tm como
máximo en órbitas de 400 Km de altura. Se hubieran creado 3 modelos de
este cohete, siendo la versión básica de 52 m de altura, 8,7 m de
diámetro y 851,73 Tm de peso. La primera fase habría sido un acelerador
de 9 m de altura, 8,7 m de diámetro, 36 Tm de peso, con 4 motores STME
que habrían quemado propulsante llevado en la fase restante durante 1
min 40 seg. La fase principal sería de la altura y diámetro indicados
para todo el cohete, con un peso total de 815,73 Tm, de las que 771 Tm
serían de LOX y LH que se quemarían, además de en el acelerador
anterior, en 2 motores STME durante 5 min 50 seg proporcionando un
empuje de 730 Tm en el vacío; el impulso específico sería de 360 seg.
Por parte de la USAF y la NASA, también se estudió
en 1991 un modelo NLS-HLV de una sola fase, que hubiera podido tener 52
m de altura, 8,7 m de diámetro y un peso total de 833,73 Tm, de las 771
Tm serían de LOX y LH que habría quemado en 4 motores STME durante 3
min 41 seg proporcionando un empuje de 1.202,35 Tm; el impulso
específico sería de 360 seg a nivel de mar. Su costo podría haber sido
de 59 millones de dólares.
AQUILA
Proyecto de cohete USA de 1988, también llamado
Industrial Vehicle, con el que se pretendía satelizar cargas de casi 2
Tm en órbita baja con un costo unitario de 19 millones de dólares. El
cohete habría tenido 58,5 m de altura, 1,8 m de diámetro, 589 Tm de
peso total y un empuje al partir de 1.135,6 Tm. Habría llevado 3 fases,
siendo asistida la primera con 12 boosters, que son en realidad el
mismo cohete que las otras fases. Este tipo de cohete, que se repite en
todas las fases, habría sido un modelo de aproximadamente unos 19,5 m
de altura, 31 Tm de peso, 5,9 Tm de peso sin propulsante, un tiempo de
funcionamiento de 1 min 15 seg y un empuje en el vacío de casi 95 Tm.
LIBERTY
Proyecto USA de 1988 para crear un lanzador
comercial privado con el bajo costo previsto de solo 2 millones de
dólares. Habría tenido 2 fases con algo más de 14 m de altura, 1,6 m de
diámetro, 19,2 Tm de peso y un empuje al partir de 21,3 Tm. La primera
fase habría tenido 10,2 m de altura, 1,6 m de diámetro, 17 Tm de peso,
de las que 14,76 Tm serían de LOX y Keroseno que se quemarían en un
motor durante 2 min 37 seg proporcionando un empuje de 25 Tm en el
vacío. La fase segunda habría tenido 4 m de longitud, 1,4 m de
diámetro, 2,2 Tm de peso, de ellas 2 Tm de monometilhidracina y
tetróxido de nitrógeno que se quemarían en un motor durante 3 min 20
seg proporcionando un empuje de 1,8 Tm.
BURLAK
Se trata de un proyecto de RUSIA de cohete lanzador
de satélites al modo del Pegasus, desde un avión en vuelo. Se planeó en
1992 posiblemente sobre la base planteada de un misil secreto
antisatélite. El cohete se lanzaría desde un bombardero Tupolev 160 en
vuelo a 13,5 Km de altura volando a Mach 1,7. También fue estudiado por
los alemanes entre 1992 y 1994 para un posible uso con el Concorde
francés y se estimó su costo de desarrollo en 50 millones de marcos.
El cohete sería de 17,4 Tm de peso total, 1,6 m de
diámetro y 16 m de longitud, capaz de llevar una carga útil de 1,1 Tm a
una órbita de 200 Km de altura, o bien 550 Kg a una órbita polar de
1.000 Km de altura. Tendría 2 fases, siendo la primera de 18 Tm de
peso, 1,8 Tm de peso en seco, 10,5 m de longitud, 1,6 m de diámetro y
30 cm más en envergadura, 36,5 Tm de empuje con un motor que actuaría
durante 2 min 20 seg consumiendo UDMH y N2O4; su impulso específico
sería de 320 seg. La segunda fase sería de 9,4 Tm de peso, 5,5 m de
longitud, 1,6 m de diámetro, de 10 Tm de empuje en el vacío, de iguales
propulsantes, y cuyo motor funcionaría durante 4 min 35 seg; su impulso
específico sería de 230 seg.
SEA HORSE
Proyecto USA de cohete estudiado en 1992, también
llamado Truax Volksrocket, para el lanzamiento de bajo costo desde el
mar y satelización de unas 20 Tm de carga útil en órbita baja; el costo
unitario previsto entonces sería de 20 millones de dólares.
Características: altura 25,9 m, diámetro 3 m, peso 55 Tm y empuje de
67,54 Tm. Primera fase: altura 15,9 m, diámetro 3 m, peso 40 Tm, peso
en seco 5 Tm, propulsantes 35 Tm de LOX y keroseno, tiempo de
funcionamiento 2 min 8 seg, un motor y empuje de 77 Tm en el vacío.
Fase segunda: altura 10 m, diámetro 3 m, peso 15 Tm, peso en seco 2 Tm,
propulsantes 13 Tm de LOX y LH, tiempo de funcionamiento 6 min 3 seg,
un motor y empuje de 15 Tm en el vacío.
CAPRICORNIO
A principios de los 90, España con su organización
INTA trabaja en el cohete Capricornio de 3 fases para satelización de
ingenios de hasta 125 Kg de peso a partir de 1996; pero hacia tal año
la fecha del primer lanzamiento se fijó para el 2.000. El techo orbital
sería de unos 600 Km con 100 Kg de carga como máximo y también sería
posible satelizar 50 Kg en órbita polar de 500 Km de altura.
La altura del cohete planificada es de 18,25 m, el
diámetro de 1 m, y el peso de unas 14 Tm. La tercera fase es de
propulsante líquido y las dos primeras de sólido. Se pensó en utilizar
algunas partes del misil argentino Cóndor II para el mismo; en concreto
y principalmente, el propulsante sólido y toberas móviles. La primera
fase tendría un motor americano de la Thiokol Castor 4-B de 9 m de
longitud y 1 m de diámetro, cargada de 11,5 Tm de propulsante sólido
consumible en 56 seg y de un empuje de 433 kilonewton. La segunda fase
es un Rigel español que gastaría 1,7 Tm de propulsante en una cámara de
combustión de fibra de carbono, y una tercera Star 30 americana para
funcionar por encima de los 120 Km en el lanzamiento. La entrega de los
Castor americanos se realizaría a partir del otoño de 1999 con 2
unidades. Pero también en se contempló en 1995 la sustitución del motor
Castor por un Zefiro italiano de la compañía BPD; asimismo se pensó en
cambiar la Star por un Iris italiano. La compra de 2 Castor 4-B de
propulsante sólido al INTA fue autorizada en diciembre de 1997 por el
gobierno norteamericano que debían ser entregados a finales de 1999.
El presupuesto inicial para el desarrollo del
lanzador es de 3.000 millones de pesetas. Algunos de sus sistemas se
probaron con el INTA 300-B y el INTA-200, así como posteriormente con
el INTA-600 con el que se esperaba probar la etapa Rigel a escala.
También se preveía la compra de una primera fase, llamada Argo, a los
Estados Unidos por 120 millones de pesetas en 1996 para pruebas. Para
participar en el Capricornio se formó un consorcio de empresas
españolas al que concurrieron con el INTA Explosivos Españoles,
Explosivos Alaveses, CESELSA y CESA.
En el segundo lustro de los 90, trabajando en el
desarrollo del Capricornio se creó el prototipo ARGO que llevaba dos
motores, un Mizar y un Deneb, previstos para la segunda y tercera
fases.
Finalmente, en 1998, cuando se llevaban gastados
6.500 millones de pesetas el proyecto Capricornio fue cancelado.
BA-2
Tras no construir la versión primera BA-1, la
empresa americana Beal Aeroespace Technologies decidió desarrollar un
lanzador en los años 90 de tipo comercial para llevar a una órbita
geoestacionaria cargas de hasta 5 Tm a partir de 2002.
El cohete es de 3 etapas de propulsante líquido,
inicialmente pensado para lanzar desde la isla caribeña Sombrero, y en
su diseño se incluye la abundancia de uso de materiales poco pesados y
económicos como la fibra de carbono y epoxi, con especiales tanques de
propulsante. Este último se integraría por queroseno Jet A y peróxido
de hidrógeno y sería quemado en un potente motor de gran tamaño; el
peróxido de hidrógeno resulta más manejable y precisa de menos
equipamiento para su almacenamiento que el hidrógeno líquido. Tiene una
altura total considerable, de entre 69 y 72 m, un diámetro de 6,2 m, y
su capacidad le permite llevar cargas de hasta 5,9 Tm a una órbita
geoestacionaria o 17 Tm a una órbita baja. El motor de la primera fase
es de una potencia doble al F-1 del Saturn 5 y resulta a su aparición
el más potente del mundo con sus 367 Tm de empuje. La segunda etapa es
una BA-810 de keroseno y peróxido de hidrógeno. El empuje total al
partir sería de 700 Tm y su peso de 500 Tm.
El primer ensayo del motor fue realizado el 27 de
mayo de 1998 con éxito. Entonces la previsión calcula el primer disparo
para 1999, si bien luego sería más tarde. En este año la compañía
citada entabló conversaciones para utilizar las instalaciones de Cabo
Cañaveral en el lanzamiento del BA-2. El 4 de marzo de 2000 se hizo la
tercera prueba de 21 seg del motor BA-810 de la segunda fase del cohete
en McGregor, Texas. Entonces, el proyecto preveía el primer lanzamiento
para 2004.
En OCTUBRE de 2000 la compañía anunciaba de forma
inesperada la suspensión del desarrollo del cohete. Apuntaba la falta
de rentabilidad frente a los cohetes comerciales ya existentes, los que
recibían subvenciones de organismos públicos.
= PROYECTOS RECIENTES SIN CONCLUIR
Existen varios cohetes en desarrollo más reciente
que están inconclusos por diversas causas, algunos abandonados o a la
espera de nuevos impulsos. Entre ellos destacan los que siguen.
Un proyecto abortado, no citado más abajo, de la
compañía Space Services, que hubiera podido dar lugar al primer cohete
espacial privado de bajo coste, se fue al traste en Isla Matagorda,
Texas el 5 de AGOSTO de 1981 cuando el cohete Percheron explotó en el
lanzamiento, a los 5 seg del encendido por un fallo de una válvula de
LOX que no se abrió; el cohete medía 15 m de altura y 1 m de diámetro y
costó 100 millones de dólares.
- DOLPHIN
El cohete Dolphin (delfín) de la empresa Starstruck
se concibió para tener 7,84 Tm de peso y 15,6 Tm de empuje. La
capacidad teórica sería para llevar 747 Kg a una órbita
geoestacionaria. La empresa Starstruck Inc planificó el disparo de tal
modelo en el mar, a unos 240 Km al sudoeste de San Diego; el
lanzamiento marítimo pretendía evitar gastos burocráticos y de
seguridad que se precisan en tierra. La citada empresa pretendía
entonces lanzar satélites a bajo costo, por tan solo unos 20.000.000 $,
a un precio muy inferior al hasta entonces fijado en los tradicionales
disparos.
Tal cohete utiliza un sistema de propulsión híbrido
de alta seguridad, con combustible sólido polibutadieno y epoxy, con
oxígeno, con activación por un quemador de butano y trietilo de
aluminio que elevan respectivamente la presión en el tanque de oxígeno
hasta los 149 Kg por cada 6,5 cm^2, y encienden la superficie del
combustible a quemar. Las primeras pruebas de este motor se realizaron
en Nevada desde 1982. La previsión de la compañía fijaba la
recuperación de todas las partes posibles del cohete para, una vez
rehabilitadas, volver a usarlas. La prueba de este cohete se fijó para
el segundo lustro de los 80. Tras una prueba a mediados de 1984, la
falta de fondos hizo que el proyecto fuera cancelado.
- ECLIPSE
Se trata de un sistema de lanzamiento de pequeñas
cargas comerciales parecido al citado Pegasus. Es una nave tripulada
reutilizable parcialmente, y por tanto recuperable, para lanzar sobre
los 12 Km de altura desde un avión. El ingenio es parecido a un reactor
Concorde, reducido a escala en tamaño, que, soltado sobre lomos de un
Jumbo 747, asciende entonces hasta los 122 Km de altitud donde suelta
una fase o fases de cohete con la carga útil. Mientras estos últimos
siguen su ascenso, el Eclipse regresa ya a la Tierra sin alcanzar
órbita alguna y planea hasta aterrizar. El modelo llamado Eclipse E-100
Astroliner utiliza un motor cohete ruso NK-33, pensado en su momento
para el cohete lunar N-1. Como fase superior dispone de 2 motores
Thiokol Star de propulsante sólido.
Pertenece a la compañía Kelly Space and Techonology
Inc y es desarrollado en la segunda mitad de los 90. Los vuelos de
prueba se realizan con el apoyo de un avión facilitado por la Fuerza
Aérea sobre la base Edwards.
El sistema permite abaratar costos de lanzamiento de
hasta un 50 % y tiene la ventaja, como el Pegasus, de poder hacer los
disparos desde cualquier parte del mundo.
El primer contrato del sistema fue para el lanzamiento 20 satélites Iridium de la Motorola en 1999.
- EELV
El EELV, o vehículo de lanzamiento evolucionado no
reutilizable, es un cohete de bajo costo de la USAF. Se invirtieron
para su desarrollo unos 1.600 millones de dólares a partir de 1997 y el
diseño y construcción del mismo fueron adjudicados ambos a las empresas
Boeing y Lockheed Martin. Ver el Delta 4.
- K-1
El K-1 es un cohete reutilizable de 2 fases creado
por la empresa Kistler Aerospace Corp., y construido mediante contrato
de 145.000.000 $ en enero de 1998 por la compañía Northrop Grumman,
pensando en su uso para lanzamientos de cargas comerciales desde una
base australiana; principalmente se pensaba lanzar los satélites
Iridium de comunicaciones. A tal efecto tal empresa compró 58 motores
rusos NK-33, concebidos inicialmente para el N-1 lunar soviético, e
importado por la compañía GenCorp; el citado motor es de empuje
variable. También se compraron 18 motores NK-43 del mismo cohete,
siendo todos ellos modificados y actualizados en partes como válvulas,
generadores, etc. La primera fase LAP es recuperable por medio de 6
grandes paracaídas y también la segunda. La capacidad de reutilización
del sistema es de hasta 100 disparos. El desarrollo del proyecto, tras
diseño de 1994-1995, se inicia en 1996 y asciende en costo a unos 500
millones de dólares y el costo unitario calculado inicialmente para
cada cohete es de 17 millones de dólares.
Su capacidad es para satelizar unas 4,5 Tm a 185 Km
de altura. El cohete mide 36,9 m de altura, 6,7 m de diámetro, y pesa
382 Tm en total. El empuje es de 460,3 Tm al partir. Dado su carácter
reutilizable se pensó en un principio que podría ser vuelto a utilizar
tras un vuelo si fuera necesario a las 2 o 3 semanas.
La primera etapa LAP es de 18,4 m de altura, 6,7 m
de diámetro, 250 Tm de peso, de ellas 31 Tm de peso en seco, y el resto
propulsante LOX y Keroseno que quemaba en 3 motores NK-33, 514,9 Tm de
empuje en el vacío, 2 min 19 seg de funcionamiento e impulso específico
de 297 seg. La fase, cuyo costo se estimó inicialmente en 10 millones
de dólares, fue desarrollada en 1997. El tipo de motor NK-33, o 11D111,
fue puesto en servicio en 1974 por la URSS y tenía un peso de 1.247 Kg
y medía 3,7 m de altura y 30 cm de diámetro.
La fase segunda tiene de 23,6 m de altura, 4,3 m de
diámetro, 131 Tm de peso, de ellas 13,1 Tm de peso en seco, y el resto
propulsante LOX y Keroseno que quema en un motor NK-43 o 11D112, 178,96
Tm de empuje en el vacío, 3 min 53 seg de funcionamiento e impulso
específico de 246 seg. La fase, cuyo costo se estimó inicialmente en 7
millones de dólares, fue desarrollada también en 1997. El tipo de motor
NK-43, o 11D112, fue puesto en servicio en 1974 por la URSS y tenía un
peso de 1.345 Kg y medía 90 cm de diámetro.
El primer disparo se fijó para finales de 1998, pero
la crisis financiera entonces en Asia paralizó a partir de julio de tal
año las obras e instalaciones previstas en Australia, en Woomera.
Mediado el año 2000, se tenían previstos ya 3
disparos del K-1 en 2002 y las perspectivas eran de mover un volumen de
negocio de 1.700 millones de dólares durante 12 años. Pero hubo
problema económico y solo en 2006, cuando la NASA eligió al cohete para
el programa COTS, se pudo seguir con el desarrollo del vector.
- USA/ISRAEL. LK-1
Lanzador creado a raíz de la firma en 1998 por las
empresas israelí Israel Aircraft Industries y la norteamericana Coleman
Research. Tiene solo potencia para la satelización de pequeñas cargas
de tipo comercial y deriva del cohete israelí Shavit.
Se habilitó la rampa 46 de Cabo Cañaveral en Florida y en Wallops Island para su lanzamiento.
- COHETES DE LA MICROCOSM.
La compañía Microcosm buscaba un lanzador barato y
seguro, trabajando para la USAF y el BMDO, y así se creó el Scorpius.
El cohete lleva una primera fase SR-S y usa keroseno y LOX.
En su desarrollo se probó en vuelo suborbital hasta
unos 20 Km de altura desde White Sands en mayo de 1998 con su primera
fase. Las siguientes pruebas, en el mismo año, se realizarían con el
modelo SR-1 de una fase y 3 motores, y el SR-2 de dos etapas.
Las versiones posteriores planificadas fueron la
llamada Liberty Light Lift, que pretendía satelizar 1 Tm en una órbita
de baja altura. Una segunda más, la Exodus Medim Lift, buscaba la
puesta en órbita de 6 Tm. Y con una tercera, la Space Freighter, se
quería satelizar una carga de 20 Tm; este cohete se quería que no
costara más de 25.000.000 de dólares.
Se hicieron solo 3 pruebas entre 1998 y 2001 en White Sand, fallando la primera.
-
Cohete comercial de la empresa Space America Inc. de
3 fases de propulsante líquido del que se proyectan a finales de los 90
cuatro modelos de los que el primero, el Enterprise 1, se programó para
ser disparado a finales de 2001.
El Enterprise 4 debía tener su bautismo en marzo de
2003 según los planes iniciales. Su capacidad de satelización debía de
ser de 4,5 Tm hacia una trayectoria geoestacionaria.
Para la base de disparo se eligió Wallops Island.
- RASCAL
Proyecto de cohete del DARPA para la satelización de
pequeñas cargas, principalmente militares, con una primera fase
reutilizable. Tal fase de cohete debería responder a la posibilidad de
su relanzamiento en el plazo de un día. La carga posible a llevar es de
75 Kg hasta una órbita de 500 Km de altitud con un costo por misión de
750.000$ como máximo. Los estudios previos se contrataron a 6 empresas
en 2002, bajo plazo de 9 meses, y el vector debía estar disponible,
según estos planes iniciales, en 2006. En marzo de 2003 se eligió a la
compañía Space Launch Co. para un estudio de más calado de 1,5 años.
- NLV
Pequeño cohete lanzador de nanosatélites de menos de
10 Kg de peso de la empresa GSC, la Universidad del Estado de
California en Long Beach (SCULB) y el CALVEIN. Su primera fase,
denominada Prospector 5, fue ensayada con éxito el 4 de diciembre de
2004 en el área californiana de pruebas de Mojave. Tal fase lleva como
propulsantes LOX y etanol.
El siguiente modelo de ensayo Prospector 6 fue
probado con éxito el 21 de mayo de 2005 en Mojave, llegando a una
altitud de 900 m como fase única, y siendo recuperado tras descender en
paracaídas.
- RAPTOR
Familia de lanzadores espaciales, inicialmente de 2,
de la USAF, con desarrollo de los mismos encargado a la empresa la OSC.
Definidos operativamente como de lanzamiento rápido, se diseñaron para
ser disparados desde un avión en vuelo, como el Pegasus.
El Raptor 1 es de 3 fases de propulsante sólido y
lleva alas. El modelo 2, previsto llevar en un avión C-17 de la USAF,
ha de ser liberado de este último por un sistema de paracaídas.
- NEW GLENN
El proyecto más reciente (2016) de cohete americano
es el de la empresa Blue Origin; y también el más importante por la
envergadura del mismo y su potencia. Recibe su nombre del primer
astronauta orbital americano, John Glenn, como homenaje al mismo; inicialmente le llamaron Very Big Brother (hermano mayor). Con
una altura inicial sobre plano de 95 m y 7 m de diámetro, es el que más
se acerca al Saturn V de los Apollo. De 3 etapas, su primera fase, que
se concibe para ser recuperable, regresando a tierra tras su actuación
para aterrizar de modo vertical, llevará 7 motores BE-4 que consumen
LOX y metano líquido. Su empuje está en torno a los 1.750 Tm de empuje
y podrá satelizar en órbita baja cerca de las 50 Tm. Su construcción se pretende hacer en una fábrica de la empresa en Florida.
Su anuncio se realiza por el creador de la citada
compañía, Jeff Bezos, el 12 de septiembre de 2016, pero el proyecto se
había iniciado en 2012 con los primeros estudios. Los objetivos o
misiones posibles del lanzador son el transporte de satélites y naves
tripuladas. Su puesta en servicio se prevé en tal 2016 para 2020.
Además se piensa disponer de versión menor menor, de dos fases y 82 m
de altura.
> OTROS MEDIOS IMPULSORES. OTRAS TÉCNICAS.
Pero además de los cohetes (de propulsante químico,
iónico, atómico y nuclear) existen otros sistemas, como el de presión
del viento solar, al que nos referimos en la parte de este capítulo
dedicado al futuro de las sondas automáticas planetarias. Este sistema
se basa en el ínfimo pero continuo impulso que proporciona el viento
solar sobre una superficie reflectante dada. Aunque como se indica es
de poco impulso, la constante presión, para vuelos sin prisa, podría
resultar efectiva. En el entorno terrestre la presión es superior que a
mayor lejanía del Sol, y se calcula en 8 gramos de fuerza con un área
expuesta de 100 m^2. La superficie reflectante, cuanto más mejor, ha de
ser además lo más ligera posible y estar debidamente orientada.
También se ha contemplado el uso de un fuerte campo
magnético, a modo de magnetosfera sobre un satélite creando una burbuja
magnética sobre la que el viento solar ejercería presión, para
desplazamientos por el Sistema Solar. A este respecto, el 17 de agosto
de 1999 científicos americanos daban a conocer los preparativos del
sistema M2P2, propulsión minimagnetosférica de plasma, que aprovecha el
viento solar en una cámara de plasma, produciendo un campo ETM. Con
este sistema, que generaría un potente campo magnético, los
investigadores anunciaban entonces que sería posible alcanzar los
288.000 Km/h en un recorrido de 6.900.000 Km con una carga de 136 Kg.
Se utilizarían solo 3 Kg de helio como combustible. Se supone que el
viento solar empujaría la burbuja, calculada posible en 15 Km de
diámetro con una fuerza de al rededor de los 2 newtons, de tal modo
que, desde la posición de nuestro planeta, un ingenio de 200 Kg
lograría en 3 meses una velocidad de 80 Km/seg. Pero el mantenimiento
de ese campo precisa 1 kW diario de energía.
Otro sistema no citado en cohetes es el del uso del
láser, propuesto por el Centro del DLR alemán en Stoccarda. Un
prototipo de éste, de dióxido de carbono de 10 kW, proyectado sobre la
base de un pequeño cohete hizo que este último en 1997 se elevara 2 m
en altura; posteriormente un modelo de 25 gramos y 15 cm de diámetro
llamado Lifhtcraft se elevó hasta 28 m. El calor generado por el láser
hizo que el aire del interior, de hasta 10.000ºC, se expeliera por la
tobera del cohete a modo de chorro de gas de los tradicionales. De tal
modo, el propio aire es el propulsante del sistema; a mayor altura se
utiliza como combustible hidrógeno. El siguiente prototipo se concibe
de 5 m de diámetro y una capacidad para 4 personas. El aparato láser se
pensaba colocar en el espacio y utilizar la captación de la energía
solar para su alimentación. Se calculó que con un láser de 1 gigavatio
se podía elevar una pequeña carga a una órbita baja. Incluso el
optimismo ha llevado a asegurar que con un emisor de 1 Km de diámetro y
20 gigavatios se podría elevar la nave, que tendría forma de globo o
plato, hasta la Luna. La economía del sistema se presumió lo suficiente
como para poner en marcha la comprobación de tal tecnología.
El 2 de octubre de 2000, en White Sands, la empresa
Lightcarft Tecnologies hizo que un ingenio a reacción de 50 gramos de
peso y 12 cm tan solo de diámetro se elevara durante 13 seg hasta 71 m
con este citado sistema láser. Se utilizó para ello un láser de dióxido
de carbono de 10 kW de potencia. El éxito animó a preparar pruebas de
mayor entidad.
Para llevar satélites al espacio también se
contemplan sistemas mixtos como los aviones con cohetes, no ya como el
sistema Pegaso, ya en uso, sino otros proyectados como el Bantam-X.
Este proyecto de la NASA, en el que se aceptó el diseño propuesto por
la empresa USA Piooner Rocketplane, pretende que cada lanzamiento no
supere los gastos de 1 millón de dólares. El sistema utiliza un avión
espacial que se inserta en una trayectoria suborbital y suelta una
última fase tradicional de cohete con la carga útil para luego regresar
aterrizando como un vulgar avión.
Por su parte, los rusos de la empresa Molniya decide
en 1998 desarrollar un sistema de minitransbordador basado en un modelo
a escala del antiguo Buran para lanzamiento de cargas comerciales. Se
trata del proyecto MAKS de la NPO Molniya y el lanzamiento del mismo
tendría lugar desde el lomo de un avión Antonov. De tal modo se
pretende la reducción del precio del disparo a una décima parte. La
carga útil posible sería de 9 Tm como máximo. Para financiar el
proyecto la citada empresa pensaba poner a la venta el 34 % de sus
acciones. El plan inicial MAKS concebía un pequeño avión sideral de
19,3 m de longitud y 27 Tm de peso, de ellas 8,3 de carga útil
(incluidos 2 tripulantes), que debía ser llevado por el Antonov 225
Mriya hasta los 9 Km de altitud con un tanque de propulsante de 248 Tm
de peso, 32 m de longitud y 6 m de diámetro.
Los aviones espaciales, pensados para vuelos
tripulados, también tienen pues aplicaciones como sistema de
lanzamiento de ingenios no tripulados. Nos referimos a ellos un poco
más en el capítulo del futuro de los vuelos tripulados.
Por otra parte, en el futuro para diversas fases de
los vuelos, como los lanzamientos desde satélites naturales como la
Luna, se pueden usar otro tipo de sistemas distintos al cohete. Se
tienen que dar las dos condiciones más comunes a la mayoría de estos
cuerpos, que son la baja o muy baja gravedad y la ausencia de una
atmósfera. Es así posible utilizar sistemas sin configuración
aerodinámica, salvo en la parte que haya de regresar a la Tierra. Así,
tal baja gravedad y la ausencia de atmósfera, han dado pié al estudio
de un sistema impulsor, pensado inicialmente para la Luna, pero
extensivo a otros satélites, basado en una especie de rampa de
aceleración magnética de 160 m de longitud (proyecto Mass Driver 3). Un
estudio al respecto de la Universidad de Princeton, junto al Instituto
de Estudios Espaciales, ha proyectado un sistema que lograría 1.800 ges
de aceleración. La electricidad sería conseguida con paneles solares,
siendo necesarios 11 megavatios, y el instrumental impulsor propiamente
dicho pesaría 200 Tm con lo que sería posible sacar de la gravedad
lunar 100 Kg con una aceleración de 130 ges, insoportable para seres
humanos y animales, pero no para una carga de minerales por ejemplo.
El mismo sistema, en otro proyecto, cita una pista
de aceleración de 10 Km. Los módulos cargados de mineral irían a parar
al punto Lagrange 2, de equilibrio entre la Tierra y la Luna, donde
serían recogidos por una nave de carga. Los módulos-vagoneta
regresarían a la mina lunar una vez descargados.
Este modo de lanzamiento también se contempla para
impulsar satélite a la órbita terrestre utilizando un sistema mixto, de
bajo costo. Esto es, primero se acelera hasta varios ges el cohete con
la carga en un circuito cerrado (como en el lanzamiento de martillo o
de una honda) para soltarlo a continuación y en una altura dada, al
perder impulso, se encendería el cohete, siendo el vuelo por lo demás
como el disparo conocido tradicionalmente. El sistema permite una
reducción de peso del cohete de un 20 %. En 1999 se planificaban
ensayos a este respecto, interviniendo el Centro Marshall de la NASA
con técnicas de levitación magnética que permiten grandes aceleraciones
en cortos trayectos. Para ello, se construyó en Hunstville una rampa de
15 m para pruebas, pensando en cargas útiles de 14 Kg.
No vamos tampoco a olvidar un “viejo sistema” que
solo “funcionó” en la novela de Verne: el cañón. Si, un cañón. Para
quien piense que el sistema no es viable, gente del Laboratorio
Lawrence Livermore de California estudiaron a principios de los años 90
la posibilidad de lanzar al espacio cargas con una especie de
supercañón cuyo prototipo en forma de ele suave tenía 47 m de longitud.
Incluso en octubre de 1992 tenían pensado realizar una prueba contra
una montaña y la carga a lanzar era un proyectil de 5 Kg a 14.000
Km/hora de velocidad.
Mucho antes, en 1962, el canadiense Gerard Bull
propuso su sistema de cañón HARP y se ensayó al respecto en 1963 con
proyectiles que alcanzaron en torno a los 100 Km de altura.
El principal problema a resolver en el sistema del
cañón, además de la brusca aceleración inicial, es la fuerte fricción
aerodinámica.
El sistema de propulsión por cohete de antimateria
también ha empezado a dejar la literatura de ficción para comenzar a
ser croquis y experimentos de laboratorio. La producción de energía por
tal medio, el encuentro de materia y antimateria es muy superior a la
de fusión nuclear y 10.000 millones de veces superior a la propulsión
química; baste decir que, según se ha calculado, unos 100 Kg de
antimateria serían suficientes para el total devastamiento de la
Tierra, y unos 10 miligramos servirían para viajar a Marte. La creación
durante fracciones ínfimas de tiempo de partículas de antimateria es
algo bien conocido, pero el centro Marshall de la NASA fue en 1999 más
allá y construyó un instrumento llamado High Performance Antimatter
Trap. Tal artilugio pretende ser una trampa para conservar durante 10
días antiprotones o protones negativos, resultando tal conservación el
problema básico del sistema. El funcionamiento de motor tal implicaría
una generación de energía a base del contacto de materia equivalente
con la antimateria liberada. La energía conseguida por tal medio,
incluida la eléctrica en transformación, es absolutamente máxima en la
proporción de la masa empleada. Un motor de tal tipo dispondría una
cámara esférica para alojar antimateria, inicialmente antihidrógeno,
tendría un sistema de vacío máximo con temperatura cercana al cero
absoluto para mantener inerte tal antimateria y un sistema de fuertes
electroimanes sometido a otro de control para mantener inmovilizada en
suspensión la misma; no puede haber contacto entre la antimateria y las
paredes como es lógico. Otro sistema en el que se podría utilizar un
rayo láser extraería en el momento necesario trocitos de antimateria y
entre flujos magnéticos sería llevado a una cámara o reactor donde con
simple materia reaccionaria aniquilándose y creando la energía. Con
semejante sistema, la velocidad lograda permitiría a una sonda ir a la
estrella más próxima en unos 80 años, o bien ir a Marte en menos de 2
horas, o a Saturno en un solo día y a Neptuno en 3 (sin contar otros
problemas, como los ges de aceleración, por ejemplo).
Un sistema que podría utilizar como ignición la
antimateria fue estudiado y denominado AIMStar y sería una combinación
con el cohete de fisión y el de fusión nuclear. El sistema antimateria
catalizaría la fisión de Uranio 238 y a su vez el producto produciría
la fusión nuclear de deuterio y helio 3 para causar la reacción en el
cohete.
Sin embargo, los sistemas de propulsión con
antimateria en realidad son bastante más complejos y caros de lo que
inicialmente y a vista de lo anterior se podría pensar. En 2001, el
costo para los norteamericanos de 1 mil millonésimo de gramo de
antimateria costaba unos 80 millones de dólares, y solo se lograba al
cabo de un año. El desarrollo necesario de los sistemas es aun muy
pobre. Y no hemos mencionado que el sistema adolece de un problema muy
considerable: la generación de la penetrante radiación gamma de muy
alta energía.
Un posible medio más de acceder al espacio es el
ascensor, según el proyecto Skyhook. Si, un ascensor que se desplazara
por un cable, rail o raíles verticales de hasta 150.000 Km de largo,
sencillamente por medios eléctricos y que podría llevar la carga hasta
los 36.000 Km, el punto de la órbita geoestacionaria; el resto de cable
(de los 36.000 a los 150.000) sería el modo de equilibrar la gravedad
con un contrapeso de una masa de 600 Tm. También se cita la distancia
de 100.000 Km en vez de los 150.000. La idea, que es de Arthur Clarke,
quizá no sea tan descabellada como puede aparentar en un principio.
Verdadera “torre de babel”, los raíles son el problema, pues su
sustentación vertical, peso, corrientes eléctricas inducidas,
vibraciones y tensiones, actividad atmosférica en los primeros
kilómetros, plantean muchas dudas; se podría mantenerlos a nivel
atmosférico con globos aerostáticos, pero la atmósfera solo son unas
decenas de Km y aquí se trata de 36.000 Km... También se podría tener
como base terrestre una plataforma flotante marina, en cualquier caso
con base de partida sobre la línea del Ecuador en el Pacífico. Para
todo ello, en el material a utilizar en el cable o raíl radica la clave
de la cuestión, por la enorme resistencia que se precisa. En la máxima
altura citada (o aun más allá), una masa suficiente podría actuar como
contrapeso o lastre (a partir de ahí las órbitas circulares son
retrógradas) para contrarrestar la fuerza de la gravedad. La energía
del descenso podría ser aprovechada para el propio generador. La
tendencia inercial a partir de los 36.000 Km se cree que pondría
compensar la contraria por debajo de tal nivel. Desde luego, de llegar
a los 36.000 Km, con pequeños motores de frenado, la accesibilidad a
cualquier órbita definitiva inferior es total. A pesar de todo, la NASA
encargó en 2004 un estudio a la empresa HighLift Systems acerca de las
posibilidades del proyecto.
En el sistema citado de ascensor trabajan en 2018 varias entidades con
la Universidad nipona de Shizuoka a la cabeza y la Obayashi Corp., y
pretenden en tal año probar a propósito con dos cubesats de 10 cm de
lado enlazados con un cable de acero de 10 m de largo sobre el que se
ha de desplazar en el espacio un contenedor a modo de ascensor
simulado. Pero esto solo es un miniprototipo. El proyecto japonés
piensa por entonces en un verdadero ascensor: 6 módulos ovales de 18 m
de altos y 7,2 m de diámetro, capaces de dar cabida a 30 personas. El
mismo ascendería hasta los 36.000 Km arrastrado por un motor eléctrico
sobre un cable a una velocidad de 200 Km/h, lo que le haría tardar en
llegar a destino 7,5 días. Pero la longitud total del cable sería de
96.000 Km, más del doble de la altura espacial de destino, y el
material a emplear para el mismo podría ser a base de nanotubos de
carbono. Pero no está nada claro cómo combatir en la permanencia
continua del cable en el espacio los efectos erosivos de la radiación y
el bombardeo de meteoritos y basura espacial (entre otros problemas).
Parecida idea es la de tender un cable entre nuestro
planeta y... la Luna. Aquí, los rusos, especulaban hacia 2003 acerca de
un cable ultraligero y resistente al entorno espacial a base de
nanotubos de carbono. El material más duro conocido entonces es el
denominado Spectra 1000, pero el mismo solo podría soportar una
extensión de poco más de 300 Km sin romperse por su propio peso. Sin
embargo, las esperanzas en la investigación con los citados nanotubos
de carbono aventuran entonces mayores posibilidades con una resistencia
inicial de 50 veces superior, si bien su producción es en tal momento
de un coste prohibitivo, con unos 80$ el gramo. Pero las
investigaciones en la tal camino podrían augurar mayores posibilidades
en un futuro.
Sistema bien distinto es el llamado Mag-beam, propuesto por el
equipo de Robert Winglee, de la Universidad de
Washington-Seattle. Se trata de un potente emisor magnetizado de
chorros de plasma enfocado hacia una especie de velas que tendrían las
naves espaciales y que las impulsaría sobre el papel a gran velocidad.
El emisor tendría que estar en órbita, lo que equivale a que si una
nave viaja a Marte -o cualquier otro destino-, para volver tiene que
tener también en órbita sobre Marte -u otro destino- otro impulsor allí
expresamente dispuesto. El sistema también podría tener aplicación para
desviar satélites de su ruta , estuvieran operativos o no. Una de las
ventajas sería que aumentaría la masa de carga útil de la nave pues su
sistema propulsor prácticamente no estaría evidentemente integrado en
su cuerpo. Las velocidades estudiadas que se podrían conseguir con tal
sistema se han cifrado en cercanas a los 30.000 Km/h en el caso de los
vuelos interplanetarios.
En cuanto al habitual postulado de viajes de naves
espaciales a velocidades cercanas a la de la luz no hay que hacerse
muchas ilusiones. Al incrementar la velocidad, cada vez que se
duplicara la misma, la energía necesaria para ello se multiplicaría en
cambio por cuatro. Aunque es cierto que para un viajero espacial que se
acercara a la velocidad de la luz solo en un año habrían pasado 22 en
la Tierra, para llegar a ello, la energía necesaria para alcanzar tal
velocidad la nave sería superior a la existente en todo el Universo
suponiendo que la misma fuera solo un poco mayor que una Soyuz. No
obstante, una alternativa a la cuestión de la energía podría llegar en
un futuro lejano con la antimateria, si bien ello conlleva otros
problemas que hoy parecen insalvables.
Avanzando un poco más en otro carril de un
desconocido futuro, también podemos contemplar una posibilidad de viaje
basada en la teórica distorsión o deformación del binomio
espacio-tiempo. Sería el viaje estático del tipo expuesto en la
película “Stargate”, de modo que si se dominaran el espacio-tiempo se
podría viajar casi instantáneamente entre dos puntos de Universo. Los
teóricos citan incluso para tal deformación el uso de miniagujeros
negros y entran en “consideraciones” más bien propias hoy de películas
de la más pura ciencia-ficción; evidentemente, con todos los respetos
que correspondan, un agujero negro, por muy mini que sea, no es de
esperar que llegue a ser controlable porque entonces no sería agujero
negro tal cual hoy se conoce.
También cabe citar un posible sistema de
desplazamiento espacial para un muy lejano futuro que sobre el papel
proporcionaría velocidades superiores a la de la luz (?). Los fotones
se mueven siempre a la velocidad de la luz y la materia por debajo,
pero la hipotética partícula subatómica taquión, concebida para
determinadas explicaciones de física pero no demostrada, podría moverse
por encima de la velocidad de la luz; en realidad, se especula que
podría incluso desplazarse hacia atrás en el tiempo en vez de hacia
delante, con lo que la partícula en realidad procedería del futuro y
viajaría hacia el pasado. Teóricamente, una conversión de materia en
taquiones podría dar lugar a un sistema energético que con procesos
inversos llevaría a velocidades superiores pues a la de la luz; cuanto
menos energía tuviera mayor sería su velocidad, de modo que su mayor
energía, en grado infinito, bajaría hasta la velocidad de la luz y
sería tangible en nuestro plano material. Esta partícula teórica se
concibe con características completamente opuestas a las partículas
físicas, de modo que se supone que adquiere mayor velocidad a menor
energía, teniendo a una velocidad infinita en caso de reposo, lo que la
llevaría a su desaparición. Su uso medido y ralentizado podría permitir
viajar a velocidades superiores a la de la luz. ¿Simple
ciencia-ficción? Quien sabe...
Pero los autores de estas ideas no parecen tener en
cuenta que en el espacio, aun en el más aparentemente vacío, siempre se
puede encontrar algo... partículas atómicas, átomos, polvo cósmico, y qué decir de
meteoritos más o menos grandes. A velocidades cercanas a la de la luz,
el desgaste e impacto contra la nave espacial sería enorme y sobre todo
imprevisible, sin opción a una reacción rectificadora de ruta a tiempo,
y las posibilidades de éxito pues son más que dudosas. Quizá la
solución podría estar en escudos, no solo de tipo ablativo, y también
duros o metálicos, sino de envueltas de plasma densificado.
Otra perspectiva de navegación sideral, en la que
hoy no podemos profundizar por nuestra ignorancia aun sobre la energía
oscura, quizá se nos abra algún día con descubrimientos sobre la
naturaleza de tal fuerza existente en el Universo y su conversión u
aplicación en las naves de ese lejano futuro.
Finalmente, nos queda el sistema que se nos antoja
ideal para viajar por el Universo… aunque no sabemos hoy cuál va a ser
el que suponga ser definitivo en el futuro lejano. Algún día, dentro de
cientos o miles de años, quizá aparezca un sistema propulsor no basado
en la ley de acción y reacción, es decir, el de cualquier tipo de
cohete. Sería el sistema antigravitatorio por creación de un campo
inversor. Esto, que hoy parece ciencia-ficción pura, tal vez algún día
deje de serlo, como también dejó de serlo lo que hace tan solo un siglo
fue fantasía, cual fue ir a la Luna.
En 1992 un investigador finlandés de la Universidad
de Tecnología de Tampere llamado Eugene E. Podkletnov hizo un ensayo de
levitación con un disco superconductor cerámico de 30 cm de diámetro
girando muy rápido y un campo magnético de alta frecuencia. Los objetos
que colocó encima parecían disminuir de peso hasta en un 2%, según el
finlandés. Pero tales ensayos, que fueron muy discutidos y poco
apreciados por otros científicos, fueron repetidos por la propia NASA a
través de su centro Marshall, interesada en el asunto, con la
colaboración de la Universidad de Alabama, sin alcanzar iguales
resultados, ni tampoco en otro experimento posterior. En efecto, en
1999 asignó 600.000 $ para construir por encargo a la empresa de Ohio
Superconductive Components un disco de tales características de 31 cm
de diámetro tras realizar con otro de unos 13 cm prueba sin que se
detectara efecto especial alguno. El escepticismo de los científicos
por estos experimentos es casi unánime, pero no lo fue del todo cuando
la NASA lo investigó esperanzadamente y con ayuda de la Universidad de
Alabama.
En febrero de 2006 se anunciaba que según el físico
Franklin Felber se pueden crear campos de antigravedad con masas que
vayan a una velocidad de un 57,7% la de la luz (173.100 Km/seg). Tal
masa a tal velocidad crea un haz de antigravedad, repeliendo a otras
masas, y será más fuerte en tal efecto cuanto más veloz sea.
En noviembre de 2021 se informa de la prueba suborbital realizada
por la empresa USA SpinLaunch el día 22 de octubre anterior en las
instalaciones del Spaceport America de Virgin Galactic, en Nuevo
México, de un disparo de un objeto hacia el espacio con un sistema de
honda, ensayo que se dice que fue un éxito. El sistema acelera en
tierra al objeto en una especie de centrifugadora cerrada con motores
eléctricos hasta alcanzar una velocidad hipersónica para luego
liberarlo y que salga disparado hacia arriba. El objeto y el sistema se
unen con un cable de fibra de carbono y la aceleración lleva al objeto
a una velocidad de 8.000 Km/h dentro de un tubo toroidal o anular; aun
no es la velocidad orbital, pero se trata de un prototipo de prueba. El
sistema final se anuncia que costará 10 veces menos que el lanzamiento
convencional de un cohete, y que consume 4 veces menos energía,
pudiendo además realizar varios lanzamientos al día. Un modelo mayor
del probado en 2021 promete disparar en 2024 satélites de hasta 200 Kg
de masa. Hay que advertir que la aceleración es tan elevada que podría
llegar a los 10.000 ges, lo cual hace que el objeto a lanzar tenga que
estar bien diseñado y construido, y que no se podrán incluir cargas con
determinados seres vivos porque la aceleración los aplastaría. Tras la
prueba del prototipo se pasó a desarrollar el sistema mayor llamado
L100 Orbital Mass Accelerator, que es con el se piensa en los
lanzamientos orbitales. En el sistema se comenzó a trabajar en 2015.
Web: https://www.spinlaunch.com/#p1
> PROYECTOS DE SATELITES FUTUROS.
La tendencia de la configuración de los satélites no
muy lejanos en el tiempo apunta hacia ingenios con instrumentos
miniaturizados en todo lo posible, e incluso hinchables en órbita que
permitan el abaratamiento de peso en los mismos. A partir de cierto
tamaño, las estructuras hacen complejos los montajes en el espacio,
razón válida tanto para satélites como para naves espaciales
tripulables. En estos aspectos ha venido investigando el Gossamer
Spacecraft Initiative con ayuda del JPL de la NASA para lograr los
materiales y las estructuras adecuadas. Los materiales serán plásticos,
no solo menos pesados sino más baratos. Una de las aplicaciones
prácticas del sistema serán los radiotelescopios o antenas de gran
tamaño inflables. Uno de estos sistemas ha sido en 1996 la llamada
Inflatable Antenna Experiment, de 14 m de diámetro, probada a desplegar
en una misión Shuttle. Estos sistemas serán también aplicables a
módulos habitables de estaciones orbitales. El prototipo americano
TransHab, pensado para la ISS, es un ejemplo de este sistema; el mismo
tiene paredes de 20 cm de grueso de poliuretano, kevlar y nextel,
capaces de resistir impactos de meteoritos. En cuanto a
miniaturización, en 1997 el Laboratorio Nacional de Los Álamos estaba
estudiando el diseño de satélites de menos de 10 cm de diámetro y solo
14 gramos de peso, pensando utilizar para su control redes neuronales
en vez de microprocesadores.
También se ha estudiado el uso de satélites fragmentados y
sincronizados. En vez de enviar grandes cuerpos, resulta más manejable
y barato enviar varios menores sincronizados de modo que suman su
quehacer con igual eficacia en uno mayor. Es notable en el caso de los
astronómicos dotados de cámaras o espejos de captación de la distinta
radiación. El requisito especial del caso es simplemente la
sincronización en el trabajo de los mismos.
Los sistemas de los satélites irán aumentando su
eficacia y rendimiento, y nuevas técnicas podrán ir sustituyendo a las
antiguas. Por ejemplo, el sistema energético podrá utilizar paneles que
podrían ser alimentados, además de por el Sol, por rayos láser emitidos
desde la Tierra cuando el ingenio esté en los planetas exteriores, o
incluso más allá.
Un sistema de alimentación energética posible para
satélites podría ser el diseñado por Shripad Revankar, de la
Universidad de Purdue, y dado a conocer a principios del Siglo XXI.
Consiste en una acumulación de energía en un material en los momentos
de iluminación en una órbita y de descarga o liberación del calor en el
recorrido de oscuridad, en que se congelaría. Tal liberación se calor
se aprovecharía para turbinas o algún sistema generador eléctrico.
Los paneles solares actuales, basados en células de
silicio y arseniuro de galio, se proyectan mejorar con sus sustitución
por diamante sintético policristalino, obtenido a partir del metano. Su
característica no es fotovoltaica, pero se calienta y puede ser
utilizado como sistema térmico antes de su conversión final a
electricidad. En 2001 se proponían células con película de tal
diamante, en razón de 10 millones de cristales microscópicos por cm^2,
y a pesar de lo que se pueda pensar en principio no resulta un sistema
caro (1$/cm^2). Sus ventajas están en la alta resistencia a la
radiación espacial, y por tanto a la pérdida de eficacia, así como en
un rendimiento muy superior, del 50 %, frente a las células solares
anteriores, que son de menos de la mitad.
Por su parte, las tecnologías en comunicaciones
también avanzarán en nuevos frentes, como en el de la óptica. Por
mediación de la luz se podrán permitir comunicaciones en bandas muy
anchas con mayor rapidez y a distancias incluso interplanetarias.
Varios estudios en este sentido a vista de 2006 así lo apuntan.
En cuanto a los usos, los satélites seguirán siendo
utilizados para los mismos fines meteorología, comunicaciones, etc.,
registrando avances hoy imaginados por pocos, si bien en el caso de los
meteorológicos los avances podrán llegar a facilitar la información
necesaria para localizar la formación inicial o incipiente de
huracanes, ciclones, o fenómenos parecidos, con posibilidad de
disolverlos antes de que adquieran fuerza irrefrenable con técnicas
futuras o las conocidas de uso de cristales de yoduro de plata, etc.
También será posible la detección a gran escala con
días o semanas de antelación de los terremotos gracias a la mayor
precisión y sensibilidad de los aparatos de observación de la
superficie terrestre y del subsuelo, como los radares interferométricos
de apertura sintética (SAR) y detectores térmicos.
Serán fácilmente en el campo de las comunicaciones y la navegación los
que registren el mayor impacto respecto a la vida doméstica y
corrientes. La red Internet y las que la sucedan pasaran por el cielo
directamente y serán de una velocidad muy superior a la red terrestre
gracias al uso de bandas mejores. En el campo de la navegación, las
aplicaciones resultarán espectaculares por las posibilidades de
utilización en conducción cada vez más automatizada de toda clase de
vehículos.
Los
satélites próximos a lanzar se pueden ver por Internet en la
Wikipedia, y también los últimos recientemente lanzados:
https://en.wikipedia.org/wiki/List_of_spaceflight_launches_in_January%E2%80%93June_2024#January
Los antiguos soviéticos en los años 80 planificaron para el siglo XXI, entre el 2010 y 2020, una estación astronómica con colaboración internacional en una órbita a 1.500.000 de distancia de la Tierra. Debería haber tenido dos módulos de 10 Tm dotados de una antena radioastronómica de 400 m, un telescopio óptico de 10 m y otros de rayos gamma y equis. Aparte de los estudios meramente astronómicos e interferométricos con este instrumental, también se pretende la búsqueda de señales inteligentes de posibles civilizaciones extraterrestres.
Proyectar es relativamente fácil. Lo difícil es luego sacar
adelante la idea y financiarla. Existen una infinidad de proyectos y
muchos intentos de desarrollo de algunos. Para cada cuerpo de nuestro
Sistema Solar, si exceptuamos parte de los asteroides y cometas, hay
varios planes de envío de sondas interplanetarias.
USA.
Entre los proyectos norteamericanos de sondas
interplanetarias que se han quedado en los planos o pendientes de
realizar aun a más largo plazo, se citan:
EUROPA ICE CLIPPER.
Propuesta de proyecto para descender al suelo del mismo satélite
joviano y clavar en el mismo un proyectil de 20 Kg para luego recoger
el material expulsado, capturarlo en una cápsula y devolverla a la
Tierra 12 años más tarde. Otro proyecto alternativo sería llevar un
robot allí para derretir el hielo de la superficie y bajar al posible
océano que hubiera debajo como si de un submarino se tratara. Las
pruebas en cualquier caso para ensayar la penetración en el hielo se
pensaron para llevar cabo sobre el lago Vostok de la Antártida, de un
espesor de unos 3 Km de hielo. El lanzamiento de la sonda se pensaba en
1998 realizarlo para el 2001 con llegada a Europa en el 2006.
Posteriormente se renombró como Europa Clipper
y la partida queda para la década de 2020. Pero los objetivos cambian
entonces y la misión pasa a ser distinta. El instrumental que se piensa
llevar (2017) son un radar para penetrar y ver que hay en el subsuelo,
un magnetómetro para estudiar el campo magnético del satélite,
espectrómetros para analizar la superficie y las biomoléculas que pueda
emitir, y cámaras de imágenes para tomar fotografías en alta resolución
de la superficie durante más de 40 sobrevuelos. El instrumental
científico definitivo (2022) que lleva son 9 aparatos o sistemas: un
espectrómetro UV, o Europa-UVS, para el estudio de la superficie y
atmósfera de Europa, construido por el Southwest Research
Institute; un radar para penetrar y ver que hay en el subsuelo; un
magnetómetro para estudiar el campo magnético del satélite;
espectrómetros para analizar la superficie y las biomoléculas que pueda
emitir; y cámaras de imágenes para tomar fotografías en alta resolución
de la superficie. En marzo de 2019 se decide cambiar por razones
económicas el magnetómetro inicial del proyecto por otro más sencillo y
barato. Por entonces, la nueva fecha de partida se lleva ya 2025. El
cuerpo principal de la sonda, construido en 2 módulos de aluminio en
forma cilíndrica, mide 3 m de altura y 1,5 m de anchura. Para las
comunicaciones lleva una antena de alta ganancia de casi 3 m de
diámetro y 7 antenas menores más. Todo el cableado y sus conectores
suman una masa de 68 Kg y miden sumados cerca de 640 m. Sus paneles
solares miden 30,5 m y suponen más de 90 m² de superficie. Su módulo de
propulsión va integrado en el cuerpo principal y posee inicialmente 16
motores, aunque al final el total de motores de la sonda es de 24. Es
construida por el APL de la Universidad Johns Hopkins en Laurel,
Maryland. En la construcción también ayuda el Centro Goddard de la
NASA. Por su parte el JPL de la NASA hace la carcasa protectora contra
la radiación joviana y espacial de la electrónica de a bordo, así como
el sistema para administrar la energía, y el ordenador de a bordo y
software del instrumental científico. El montaje de la sonda comienza
en marzo de 2021. En febrero de 2021 el lanzamiento se prevé con un
cohete privado menos potente que el inicial (posiblemente el Falcon
Heavy de SpaceX) y cambia así el vuelo; de tal modo, el disparo es
ahora en octubre de 2024, una asistencia gravitatoria en Marte en
febrero de 2025, otra en la Tierra en diciembre de 2026, y llegada a
Júpiter en abril de 2030 tras un viaje de 6 años y un recorrido de
2.900 millones de Km. En julio de 2021 se elige finalmente como
lanzador para la misión al citado Falcon Heavy.
MARS FLYER.
Proyecto estudiado desde 2006 por el NRL, el AFRL y la NASA (Centro
Ames) para situar en la atmósfera marciana una sonda aérea que flotaría
por la débil envuelta gaseosa del planeta a baja altura tomando datos
de la misma e imágenes del suelo, con sondeos del subsuelo en busca de
agua. Su vuelo en la atmósfera marciana se sustentaría gracias un ala
delta desplegable, y finalmente aterrizaría de forma controlada.
MARS TELECOMMUNICATIONS ORBITER.
También estudió el envío Marte del primer satélite marciano de
telecomunicaciones entre el suelo del planeta y la Tierra, y el que
llevaría un aparato denominado MLCD, creado por la NASA y el MIT, capaz
de transmisiones de datos a una velocidad de 128 KB/seg; pero el
proyecto, de 500 millones de dólares de costo, fue suspendido en 2005
por falta de fondos presupuestarios.
VENUS ATMOSPHERIC PROBE. Proyecto para estudios fisicoquímicos de los planetas Venus y Mercurio.
VENUS MULTIPROBE. Proyecto, de un costo de 225 millones, para enviar 16 cápsulas sobre la atmósfera de Venus. El lanzamiento en un principio se había previsto para 1999.
También para la exploración de la atmósfera de Venus se trabaja en 2007 en una sonda portadora de dos globos de 5,5 m de diámetro llenos de helio para flotar a 56 Km de altura en tal medio gaseoso del planeta. Podrían dar la vuelta al planeta en 4 días arrastrados por los vientos, pero solo se les confiere unos 12 días de vida útil.
URANUS PROBE. Sonda tipo Mariner Mark 2 de la NASA para el estudio de la atmósfera de Urano, su composición química y dinámica. Se estudió su lanzamiento en el Shuttle.
TITAN PROBE. Sonda para trazar un mapa por radar del satélite Titan de Saturno.
SATURN ORBITER. Ingenio para satelizarse en Saturno y estudiar el planeta desde tal posición.
SATURN PROBE. Proyecto para enviar al interior de la atmósfera de Saturno una sonda, como se hizo con el Galileo en Júpiter.
CRAF. Proyecto de encuentro con un asteroide en colaboración con Alemania; el constructor sería la MBB. Previsto lanzar en 1997, fue cancelado en 1992. Se pretendía sobrevolar en formación el cometa Kopff, o el Wild 2, para examinarlo durante 3 años hasta llegar cerca del Sol. Debería haber llevado unos penetradores para incrustarse en la superficie del cometa y transmitir datos. Un proyecto parecido que le sucedió de alguna manera fue el Deep Impact.
MESUR. Proyecto conjunto con los europeos para el envío de 12 módulos de descenso a Marte, en principio para 1999, que contendrían otros tantos rover o ingenios autopropulsados.
SYESS-UREY. Proyecto para obtener por vez primera con una sonda interplanetaria partículas del viento solar en el año 1999 y volver a tierra en el 2002. Coste previsto del proyecto es de 214 millones dólares en 1996.
LUNAR RETRIEVER. Proyecto de la empresa Applied Space Resources Inc. para lanzar en septiembre del 2000 una sonda para alunizar en el Mar de la Tranquilidad, recoger 10 Kg de muestras de suelo y volver con las mismas a la Tierra. El objeto de las muestras sería puramente el comercial y especulativo para venderlas troceadas a buen precio, como si de piedras preciosas se tratara, aunque también se permitiría primero a los científicos su examen. El estudio previo apunta a un coste de la misión de unos 100 millones de dólares y el posible precio de venta, consideradas anteriores subastas de tal material, podría ser a 2.200 $ el miligramo.
ALADDIN. Proyecto de la NASA para tomar muestras de terreno de los satélites marcianos Fobos y Deimos previo impacto en su superficie de proyectiles que les arrancarían las mismas y las que serían recogidas por la sonda en sobrevuelo cercano. El coste del proyecto se cifró en 248.000.000 $.
INSIDE JÚPITER. El proyecto INSIDE consiste en el envío de una sonda a Júpiter para, desde una órbita sobre el mismo, estudiar su estructura gaseosa interna y la magnetosfera. El costo del proyecto es inicialmente de 227.000.000 $ que en 2001 eran ya 296 millones.
VESPER. Proyecto del programa Discovery de sonda para el estudio químico de la atmósfera de Venus, su composición y dinámica. Proyecto de un coste calculado en 196.000.000 $.
En el verano de 2001, dentro del llamado proyecto Kitty Hawk 3, se ensayó el planeador Orville por parte del Centro Ames de la NASA cara a su uso en la atmósfera marciana. El modelo fue llevado por un globo a unos 30,8 Km de altura sobre Oregon y soltado allí para ver su comportamiento aerodinámico en el planeo. Tal ingenio, de alas plegadas en el curso del vuelo hasta Marte, debía luego ser dotado de hélice y llevar entre su carga útil cámaras e instrumental de investigación.
Otro proyecto americano, esta vez en colaboración con los europeos, prevé también para el estudio de Marte una sonda a lanzar con un cohete europeo Ariane 5 en el 2003, bajo un costo de solo 50 millones de dólares. La sonda, de un peso de menos de 200 Kg, llevaría un pequeño aeroplano de solo unos 200 Kg de peso y largas alas para sobrevolar la superficie marciana.
MARS TUMBLEWEED.
Proyecto de 2003 de la Universidad del Estado de Carolina del Norte en
colaboración con la NASA para enviar sondas baratas, muy ligeras y en
forma esférica (tumbleweed, o planta para rodar) que podrían ser
desplazadas únicamente por los vientos marcianos. Tomarían datos sobre
la atmósfera del planeta rojo y también del suelo en distintos sitios
en que se detuvieran. Un prototipo para el estudio del tipo de ingenio
fue llamado TED.
JIMO. Proyecto para el estudio de las lunas de hielo de Júpiter (principalmente Ganímedes, Europa y Calisto), enmarcada en el llamado plan Prometheus de la Iniciativa de Sistemas Nucleares, pretendiendo usar tal energía en la exploración de los planetas lejanos. En principio, la sonda se debía adjudicar en agosto de 2004 y su lanzamiento se preveía así para 2011. Su estudio inicial fue contratado por la NASA en junio de 2003 a la empresa Lockheed Martín por 6 millones de dólares. En los meses siguientes se informó que el JPL contrataba a la Boeing y otras empresas para el estudio del sistema propulsor. Para el mismo se estudió un motor iónico llamado HIPEP alimentado con energía nuclear y de ionización por microondas de gas xenón; su primer ensayo en el centro Glenn se realizó a fines de 2003 operando a 12 kW con velocidad de eyección de masas en torno a los 70.000 m/seg y un eficaz impulso específico de 6.000 seg o más. Otro, el NEXIS, actuó por entonces –12 de diciembre de 2003- con una potencia de 20 kW, con alimentación eléctrica ordinaria (no nuclear), y que se preveía que podría funcionar 10 años con 2 Tm de propulsante. En la primavera de 2004, la NASA hizo saber el proyecto con los detalles técnicos requeridos a 3 entes empresariales del sector para que presentaran propuestas concretas al respecto antes de julio siguiente. De las mismas resultó que la NASA contrató el diseño de la sonda a la Northrop Grumman Space Technology por 400.000.000$, con plazo hasta 2008. A principios de 2005, por falta de fondos, la nueva fecha de partida es ya 2015. Poco después el proyecto se declaró cancelado.
LATOR.
Proyecto de 2004 de colocar en órbita solar dos sondas para comprobar,
con ayuda de la ISS y satélites en órbita terrestre, las teorías de
Einstein. Cada sonda sería de 1 m de diámetro y estaría en una órbita
solar más alejada y lenta que la de nuestro planeta hasta situarse en
oposición al mismo para formar un triángulo. Desde tal posición se
enlazaría por láser entre los dos ingenios y la Tierra, de modo de uno
de los rayos pasaría cerca del Sol y, según la teoría de Einstein,
sería desviado por la masa de la estrella. Desde la ISS, un sistema
interferométrico mediría el grado de la desviación con una resolución
de hasta 0,02 microarco de segundo. El programa se ejecutaría hacia
2010.
LUNAR LANDER.
Proyecto de sonda de la NASA (Centros Goddard y Marshall) para
complementar la labor de la LRO, previas ante el planeado retorno
humano a la Luna. La sonda debe alunizar hacia 2010 con la misión de
obtener datos sobre recursos para utilizar por el hombre (hielo y
minerales) y ejercitar el descenso con la máxima precisión en áreas
concretas. En 2007 se estimó que la misión no era imprescindible y el
presupuesto del proyecto quedó congelado.
MOONRISE. También dentro del programa New Frontiers, en 2004 se iniciaron estudios de un proyecto de la NASA para enviar 2 sondas al Polo Sur selenita, donde se cree que hay agua congelada. Las dos sondas de alunizaje tienen por misión tomar 2 Kg de muestras de suelo. El estudio inicial del proyecto tiene un presupuesto de 1.200.000$. La misión se pretendería realizar en 2010.
ROLSS. Proyecto de la
Universidad de Boulder en Colorado para el estudio de las ondas de
radio del Sol desde la Luna, así como investigar otros parámetros
solares. Para lograr tales fines se propone enviar una serie de antenas
en material ligero que se desplegarían en la Luna.
Resource Prospector.
Proyecto de exploración lunar de la NASA en colaboración con Canadá
enviando un rover en 2018 al cráter Cabeus, junto al Polo Sur selenita,
para obtener y analizar muestras de terreno tratando de lograr vapor de
agua, oxígeno e hidrógeno. Se trata de desarrollar técnicas que puedan
luego ser aplicables tanto en la Luna como otros cuerpos celestes.
Sentinel.
Proyecto de sonda para enviar a una órbita sobre Venus y observar desde
allí con un telescopio IR nuestra alta atmósfera en busca de meteoritos
grandes y pequeños asteroides a fin de establecer una estadística
fiable del bombardeo de meteoritos de cierta importancia sobre nuestro
planeta y en definitiva poder prevenir impactos catastróficos. Se prevé
su disparo con un cohete Falcon X-9 no antes de 2018. El costo estimado
en 2014 de la misión es de 250 millones de dólares que podrían ser
aportados por entidades privadas como la Fundación B162, promotora de
tal observatorio.
ARRM. Sonda robotizada para extraer una roca de varias Tm de un asteroide (de hasta 6 m y unas 20 Tm) y tratar de traerlo hacia una órbita sobre la Luna. Allí puede ser luego estudiada por una futura tripulación de astronautas, aunque también por otras sondas automáticas o no tripuladas. Su diseño se inicia a finales de 2015 y contempla el uso de “propulsión iónica solar de alta energía”; para ello llevaría paneles solares de 50 kilovatios. No solo se pretende probar tal tecnología, sino que además se aprovecharía para estudiar el material del asteroide a una escala superior. En 2015 se piensa que tal sonda puede ser lanzada a fines de 2020. Inicialmente se contemplan como posibles asteroides objetivo estos tres: Itokawa, Bennu o 2008EV5. Los estudios iniciales son encargados a principios de 2016 a las empresas Lockheed Martin Space Systems (Littleton, Colorado), Boeing Phantom Works (Huntington Beach, California), Space Systems/Loral (Palo Alto, California) y Orbital ATK (Dulles, Virginia).
TWA.
Proyecto para hacer un prototipo de sonda aerorobótica de la NASA para
volar por la atmósfera de Titán. En agosto de 2016, tal Agencia anunció
la elección de las empresas Global Aerospace Corporation (GAC) y Northrop
Grumman (NGAC) para confeccionar el proyecto citado. Para tal tipo de
aerosonda se parte del modelo TLEAF de la Grumman. Tal ingenio ha de
regular la presión como un aeróstato, tener una aerodinámica como un
planeador y tener una maniobrabilidad aceptable para poder evolucionar
por la atmósfera de tal satélite de Saturno. Como sistema energético
para el mismo se prevé el radioisotópico. Desde su privilegiada
posición aérea, la sonda iría recorriendo Titán y tomando datos y
parámetros de la atmósfera y su composición, y de la superficie y
subsuelo con imágenes de radar, IR y en banda visible.
CAESAR.
Proyecto para traer muestras de terreno del cometa
67dragonP/Churyumov-Gerasimenko, que ya fuera examinado por la sonda
Rosetta de la ESA. Proyecto del Centro Goddard de la NASA y de la
Universidad de Cornell (Ithaca, New York); sería PI Steve Squyres de
tal Universidad.
Dragonfly.
Proyecto aprobado en 2017 de modo inicial y finalmente en 2019 de un
helicóptero de 3,7 m de envergadura con 4 hélices dobles (8 rotores
coaxiales; un rotor encima del otro) para volar en la atmósfera del
satélite Titán de Saturno. Su peso es de 450 Kg. Recordemos que allí la
gravedad es casi como la lunar, una atmósfera 4 más densa que la
terrestre y poco dinámica en vientos; por ello parece una buena idea el
uso allí de este tipo de aparato. Su nombre significa “libélula”;
también ha sido nombrado como octocóptero por su número de hélices.
Pretende estudiar tanto la atmósfera del mismo como la superficie,
lagos de hidrocarburos (metano y etano) incluidos, su composición,
posibles señales de vida, etc. Llevaría entre otras cosas un taladro,
un espectrómetro de masas y otro de rayos gamma, sensores
meteorológicos, aparatos geofísicos, cámaras de imágenes, geófonos y un
sismómetro. Su sistema energético, único posible en las condiciones de
vuelo en Titán, es el generador termoeléctrico nuclear. Su autonomía en
vuelo sería de 10 Km y 1 h de duración, aunque luego se ha aumentado
sobre el papel hasta los 175 Km y poder hacer hasta 10 despegues y
aterrizajes sobre 25 o 30 lugares a elegir, con la cadencia de un vuelo
cada 16 días. La velocidad máxima sería de 36 Km/h, y la altitud a
alcanzar de 4 Km. Su manejo desde la Tierra es sin embargo un tanto
complejo por el retardo en las comunicaciones unidireccionales, de
entre 70 y 90 min. Es un proyecto de la Universidad Johns Hopkins (de
Laurel, Maryland); es PI Elizabeth Turtle, del Laboratorio de Física
Aplicada de tal Universidad. La fecha fijada de lanzamiento sería 2025
con llegada a destino en 2034, pero luego se retrasa la partida a junio
de 2027 y la llegada a 2037. La entrada en la atmósfera del satélite y
aterrizaje ha de durar 1 h 45 min. La misión sería de 2,7 años de
duración. Su primer aterrizaje en destino se proyecta en 2019 para
hacer en las dunas ecuatoriales bautizadas como Shangri-La, un sitio
junto al cráter de impacto Selk, de 80 Km de diámetro, situado en los
7º de latitud Norte; el lugar exacto se enmarca dentro del área de una
elipse de 149 Km por 72 Km al sur del citado cráter. El ingenio también
podría hacer una recogida de muestras de terreno en el satélite y
entregarlas posteriormente a otro vehículo que aterrizara allí y que,
reabastecido con elementos locales, pudiera despegar y regresar con tal
cargamento a la Tierra; esto se está estudiando en 2021.
VICI. Proyecto de investigación de Venus in situ con un módulo de aterrizaje para el estudio de la composición del suelo y sus minerales. Proyecto de Lori Glaze y el Centro Goddard de la NASA.
HAMMER.
Sonda de la NASA para una misión de mitigación de asteroides a
hipervelocidad como respuesta de emergencia en peligro de impacto en la
Tierra; el nombre, siglas aparte, también significa “martillo”.
Colabora la Administración Nacional de Seguridad Nuclear.
Consiste en lanzar una masa de 8,8 Tm o una carga nuclear para ver en
qué medida se desvía un asteroide pequeño y evaluar las posibilidades
ante un posible choque real en nuestro planeta. También se cree posible
llevar varias sonda de impacto para que choquen a 35.000 Km/h con el
objetivo. Los estudios iniciales del proyecto se han de dar a conocer
en mayo de 2018 en Japón, en una conferencia sobre asteroides.
Blue Moon.
Proyecto de sonda lunar de la empresa Blue Origin, presentado el 10 de
mayo de 2019 en Washington. Se trata de una sonda de una altura similar
a la de dos pisos para alunizar en el Polo Sur selenita, como
exploración previa a una base tripulada en el lugar, pudiendo llevar
hasta 4 rovers. Lleva 4 patas como el LM Apollo, y su capacidad de
carga útil sería de 3,6 Tm. Prevé utilizar un motor BE-7 de LH y LOX de
unos 40 kN de potencia, o 4,5 Tm de empuje, que es probado por vez
primera durante 35 seg el 9 de junio de 2019 en el Centro Marshall de
la NASA. Su lanzamiento se prevé en tal momento para antes de 2024.
También se diseña otro avanzado de doble capacidad de carga, de unas
6,5 Tm.
MoonRanger. Proyecto de rover lunar y/o marciano del plan CLPS de la NASA. Su actividad sería tomar datos básicos de los sitios visitados, pudiendo desplazarse más de 1 Km del lugar de descenso.
VIPER.
Rover lunar de la NASA para buscar agua helada en el Polo Sur de la
Luna en 2023 o 2024. Para su labor lleva 4 instrumentos: un taladro
llamado TRIDENT para penetrar en el suelo hasta 90 cm, desarrollado con
Honeybee Robotics; un espectrómetro de neutrones (NSS); un
espectrómetro de masas (Msolo) hecho en el KSC; y un
espectrómetro de sustancias volátiles de IR cercano (NIRVSS),
desarrollado por el Centro Ames. Se prevé que recorra varios Km por la
zona durante una vida útil proyectada de 100 días. El prototipo es
diseñado y construido por el Centro Espacial Johnson de Houston y
comenzó a ser probado en el Laboratorio de Operaciones Lunares
Simuladas del Centro de Investigación Glenn a principios de 2020. El
rover final ha de pesar 453 Kg y medir 1,5 m de longitud, igual medida
de anchura y 2,5 m de altura. La NASA, en junio del mismo 2020, encarga
su construcción final a la empresa Astrobotic en un contrato de 199,5
millones de dólares, comprendiendo la cifra también la integración con
el módulo de aterrizaje, bautizado Griffin, y las operaciones de
lanzamiento, vuelo y alunizaje. La aprobación de su diseño final se
realiza a principios de 2021. El rover lleva faros y cámaras para poder
avanzar por zonas sombreadas y evitar obstáculos en las mismas; para
ello lleva 2 focos de grupos LED en un mástil, así como 6 menores, más
difusas, sobre los lados, con posibilidad de su encendido individual.
Su energía la obtendrá con paneles solares por lo que su actividad, al
llegar la noche lunar, la deberá paralizar o reducirla al máximo,
aunque en el Polo lunar son período más cortos. En septiembre de 2021
es elegido el oscuro cráter Nobile en tal Polo como destino del rover
para buscar agua helada, y un lugar al oeste del mismo como sitio de
alunizaje.
BREEZE.
Proyecto de sonda para explorar in situ la alta atmósfera de Venus.
Inspirada en la dinámica de la raya marina, pretende la Universidad de
Buffalo, diseñar una sonda para girar sobre el planeta cada 4 o 6 días
aprovechando los fuertes vientos en tal región de la atmósfera superior
del mismo. La energía la obtendría con paneles solares cada 2 o 3 días
al sobrevolar la cara iluminada.
IMAP.
Sonda para el estudio el viento solar y su interacción con el estelar
llegado a nuestro Sistema de fuera del mismo, y la aceleración de
partículas de tales vientos. Ha de llevar 10 instrumentos científicos
(IMAP-Lo, IMAP-Hi, IMAP-Ultra, SWE, SWAPI, CoDICE, HIT, magnetometer,
IDEX y GLOWS), 7 de los cuales han de obtener muestras directas de las
partículas, iones, átomos, e incluso del polvo interestelar llegado. La
misión fue aprobada en 2017 bajo un presupuesto de de 564 millones de
dólares sin contar con el cohete que la dispare. Se encarga de la misma
el Applied Physics Laboratory de la Johns Hopkins University. A lanzar
en octubre de 2024 y a situar orbitalmente en el punto L1.
Otro proyecto de la NASA, dado a conocer en Orlando en abril de 2013,
consiste en redirigir un asteroide pequeño, de unos 7 m y unas 500 Tm
de masa, para que sea capturado en una órbita sobre la Luna. Allí
recibiría luego una nave tripulada que ensayaría diversas técnicas,
algunas con la vista puesta en Marte para 2030 e indudablemente para el estudio
de asteroides y de su posible control en aquellos casos que puedan
suponer un riesgo de impacto en la Tierra. El proyecto se presupuesta
entonces en unos 100 millones de dólares para las labores previas o
iniciales, y se pretende incluirlo en el presupuesto para 2014. En tal
momento aun no se tiene perfilado qué asteroide sería el adecuado para
el proyecto, que se pretende empezar a llevar a cabo en 2019 con el
vuelo no tripulado al asteroide para, una vez sujeto en una especie de
red, comenzar a desviarlo con su motor. El vuelo tripulado hacia el
mismo podría entonces tener lugar en 2021.
En cuanto a la futura colonización de la Luna, la NASA, a través de su
Centro Ames, piensa probar el cultivo de los primeros vegetales allí y
ver en qué medida se desarrollan y resultan afectados por la radiación
y la débil gravedad selenita. La sonda, con el semillero en una cámara
sellada y para exposición al Sol en suelo lunar, se piensa enviar en
2015. Los vegetales propuestos son, en semillas, un ciento de berros,
diez de nabos y diez de albahaca, e irán sobre un especie de lámina con
filtro y abono disuelto; la germinación se calcula entre cinco y diez
días, y recibirán agua de un depósito a través del filtro. Una cámara
tomará fotografías regularmente y las enviará a la Tierra para observar
el crecimiento.
Los norteamericanos, en el JPL, para el estudio de
Marte con un flotilla de pequeños robots a finales de siglo XX
planearon el uso de músculos artificiales y en España, en la
Universidad del País Vasco, se estudió al respecto el uso de plásticos
sometidos a corrientes eléctricas que alteran así su forma haciendo tal
función; tales son realizados en láminas de polímeros. De tal modo se
consigue un apreciable abaratamiento al tener menos peso que los
sistemas de cables e hidráulicos.
RUSIA.
Tanto en los últimos años de existencia de la
antigua Unión Soviética como en la nueva Rusia, los proyectos de sondas
interplanetarias fueron sido drásticamente recortados o anulados.
Además, los pocos desarrollados fueron un fracaso y eso influyó
negativamente en el posible desarrollo de nuevos proyectos. Entre los
que se quedaron en tierra figuran los siguientes junto con otros aun pendientes de llevar a cabo:
VENERA 17. Los rusos tenían previstos más vuelos a Venus de su serie Venera. El último enviado había sido el Venera 16 en 1983 y el siguiente se había fijado para lanzar en 1991. Era una sonda con colaboración francesa que contendría 2 cápsulas para aterrizar en Venus y debía luego proseguir viaje hacia el asteroide Vesta. Nunca llegó a partir.
En 2019 se trabaja en una misión llamada Venera D,
conjunta con la NASA, que consta de un orbitador y una sonda de
aterrizaje, de una vida útil máxima de solo 3 h, que lleva una estación
estadounidense con vida útil proyectada de 60 días; ambos cuerpos de
aterrizaje serán de unos 60 Kg de masa. El orbitador ha de llevar
cámaras de alta resolución, panorámicas y estéreo. Su lanzamiento se
prevé entonces para 2027. En el proyecto inicial se estudia incluir
también un globo aerostático para evolucionar por la atmósfera del
planeta y uno o dos pequeños satélites estacionarios para observar de
continuo el lado diurno y el nocturno destinados al estudio de la
interacción del viento solar con el planeta. En 2021 comienza el diseño
del ingenio y el primero de tres vuelos a Venus se fija para 2029; el
primer objetivo es ahora el aterrizaje, el examen del lugar de descenso
y la consecución de muestras del suelo de Venus para traer a la Tierra.
Se prevé que los contratistas de la sonda sea Lavochkin NPO y el Space
Research Institute.
MISR. Misión conjunta con los americanos para un vuelo automático a Marte con regreso a la Tierra y traída de muestras de terreno marciano.
VESTA.
Proyecto franco-soviético para el disparo en 1994 de dos sondas,
construidas con apoyo del CNES y la ESA, para sobrevolar 3 o 4
asteroides y 1 cometa, y estudiar así tales objetos. Fue cancelado tras
la desaparición de la URSS.
LUNA-GLOB.
Proyecto también llamado Selena de la empresa rusa Lavochkin para
enviar en 2009 con un impulsor Molniya-M un orbitador lunar y 3
penetradores de unos 250 Kg a otros tantos puntos del suelo selenita en
busca de agua helada.
ISELA. Proyecto de la empresa rusa Lavochkin para realizar una sonda para alunizar basada en el diseño de las Mars96 y Fobos. Para su financiación se pretendía que fuera participada por centros de investigación y hasta por parques temáticos.
PHOBOS SAMPLE RETURN. Proyecto de misión marciana para lanzar a finales de 2011. La sonda debe posarse en el suelo del planeta. Como cápsula secundaria va la Mars MetNet Precursor Misión, que llevaría instrumental para el estudio de la atmósfera marciana, proyecto en el colaboran Rusia, Finlandia y España. Los aparatos de investigación, en los que participa España (universidades Complutense y Carlos III de Madrid, la de Sevilla, el INTA y el CSIC), son un magnetómetro, un detector de polvo, un enlace de comunicaciones ópticas y un sensor solar que trabaja en las bandas visible, UV e IR. El presupuesto (en 2009) es de solo 30 millones de euros, de los que España aporta 5, más de un 16%.
Otro proyecto marciano ruso pretende llegar al satélite Fobos, tomar
muestras del mismo y volver a la Tierra. Luego de varios fracasos, los
rusos planifican en 2013 un nuevo viaje al planeta rojo bajo un
presupuesto estimado entonces en unos 128 millones de euros. El vuelo
se prevé llevar a cabo en 2022.
Al
descubrimiento americano de hielo en los polos lunares, algunas
empresas rusas estudiaron el envío de una decena de minisondas de
impacto, una sonda orbital y 2 estaciones sismológicas, para determinar
con precisión la cantidad de agua disponible en tales lugares. El costo
estimado en 1998 del proyecto fue de 50 millones de dólares.
Además, en enero de 2012 los rusos dan a conocer sus
propósitos actualizados de exploración lunar. Se trata de enviar dos
sondas, una a cada Polo selenita, una la ya citada Luna-Glob, y otra la Luna-Resurs, ésta última en colaboración con la India que aportaría el lanzador. Tras ellas, en una segunda fase, se enviaría a la Luna-Grunt
con la misión de tomar muestras de terreno lunar. Todo ello se
enmarcaría dentro de un proyecto más amplio que debería llevar a
misiones tripuladas a la Luna e incluso a crear una base permanente en
colaboración con los americanos y europeos.
ESA/EUROPA.
La Unión Europea, a través de su ESA, trazó varios
planes de investigación interplanetaria con sondas diversas. Algunos de
sus proyectos nada envidian a los de los norteamericanos. He aquí
varios:
MARSNET.
Misión europea diseñada en 1991 por la ESA para enviar 3 naves cada una
con un módulo, de unos 40 Kg de peso y 2 m diámetro, para descender
sobre el suelo de Marte. La nave principal sería para del tipo Mariner
Mark 2 para orbitar Marte y realizar estudios atmosféricos y
retransmisión de datos de los módulos aterrizados. La llegada de cada
módulo sería sobre unos 120 Km de altura en la atmósfera de Marte a una
velocidad de 6 Km/seg con un ángulo de 15º. Por debajo de los 17 Km de
altitud, el módulo desplegaría un paracaídas y la velocidad sería
entonces de 1,2 Mach. El aterrizaje se produciría al cabo de unos 10
min de la entrada atmosférica con una velocidad de 25 m/seg. Se fijan
los aterrizajes a 3.500 Km de distancia entre si, sobre la zona de
Tharsis, y se pretenden estudios sismológicos, geológicos en general, y
meteorológicos. El presupuesto es de 400 millones dólares más el coste
de los aparatos científicos. El lanzamiento sería con el Ariane 5 en el
2003, aunque también se contempló el uso del Proton ruso y los Titan
americanos. El proyecto hubiera debido ser aprobado en 1993 pero el
mismo sería finalmente aparcado debido a las restricciones económicas,
siendo sacrificado por otros planes en 1996.
HADLEY. Proyecto europeo de una sonda de 56 Kg de peso para ser lanzada con un Ariane 4 para estudio de la atmósfera del planeta Venus.
MERCUY ORBITER. Proyecto de la ESA europea para construir una sonda con 62 Kg de instrumental con la misión de estudiar Mercurio y el Sol desde las inmediaciones de tal planeta; está prevista la ayuda de la gravedad de Venus para acelerar y dirigir su trayectoria.
KEPLER. Proyecto para una sonda que había de tener 812 Kg de peso y ser lanzada en 1992 para luego satelizarse en Marte sobre 150 Km de altura mínima y 7.000 de máxima. Se pretendía el estudio de la estructura interna del planeta, su geología, física y química del suelo, meteorología, y campo magnético. El lanzamiento hubiera debido ser en Kourou con un Ariane 3.
GIOTTO 2. Proyecto conjunto con la NASA para lanzar en 1996 con destino a los cometas Giacobini-Zinner y Encke. Cancelado.
MORO.
Proyecto de investigación geológica y geofísica de la Luna,
confeccionando completos mapas, y para probar tecnología que sirva para
la instalación de una base lunar. Para ello, la ESA tiene previsto
lanzar una sonda hacia una órbita polar lunar con un Ariane 5 en el
2003.
LEDA.
Proyecto originado en 1994 de misión tecnológica para probar las
posibilidades europeas en el envío de un rover a la superficie de la
Luna y para la investigación de tal suelo durante varios meses, con la
vista puesta en tratar de establecer en el futuro una base científica.
LUNARSAT Y EUROMOON 2000. Proyecto de la ESA para el envío con el Ariane 5 en el 2000 de una sonda orbital lunar de 100 Kg de peso y, en base a los datos cartográficos aportados por la misma, en el 2001 de una sonda para posarse en el sitio llamado Peak of Eternal Light (Punto de luz eterna) al borde del cráter Shackleton, de 20 Km de diámetro y 3 Km de profundidad, en el Polo Sur de la Luna. Se trataría de averiguar el agua que se halla en el suelo selenita y otros datos. El EuroMoon llevaría una carga de 40 Kg de aparatos de investigación y su alimentación de energía se realizaría con paneles solares; en el lugar polar citado la luz solar no se interrumpe con el giro de la Luna, de modo que siempre estaría recibiendo energía, pero si está continuamente a vista de la Tierra, cosa fundamental para las comunicaciones. La misión de alunizaje tiene el problema de que precisa de una maniobra muy fina dado lo irregular de la orografía elegida; el campo de aterrizaje se cree que no sería mayor de unos 100 m^2. La viabilidad de estos dos proyectos interrelacionados se estudia en JUNIO de 1998. Pero antes, a finales de MARZO de 1998, el proyecto no fue aprobado por cuestiones económicas; su costo se estimó en 200 millones de ECUs. En septiembre siguiente, la ESA encargaba a la empresa británica SSTL un estudio de diseño sobre la misión Lunarsat en colaboración con la Universidad Técnica de Berlín y el Instituto Sueco de Física Espacial.
PROBE. Sonda para enviar a solo 2.000.000 de la superficie del Sol para el estudio directo de la composición atómica y del campo magnético. El sistema de protección térmica y el de transmisión de datos es obvio cómo debería ser y lo difícil de conseguir.
NETLANDERS.
Proyecto europeo para enviar en 2009 cuatro minisondas a distintos
puntos del suelo de Marte dotadas de sensores sísmicos para el estudio
de la estructura interior del planeta, así como la existencia y
distribución de agua o hielo subterráneos.
DON QUIJOTE.
Proyecto de la ESA propuesto por España, por la empresa Deimos Space,
para enviar 2 ingenios, llamados Hidalgo y Sancho, a un asteroide de
hasta ½ Km de diámetro; a pesar de los nombres españoles, el proyecto
fue bautizado sin embargo por el italiano Andrea Milani, de la
Universidad de Pisa. Primero de los ingenios se proyecta de un peso de
388 Kg y debe depositar un sismómetro en el asteroide y luego impactar
sobre él a 10 Km/h de velocidad en su centro de gravedad (lo que
requiere gran precisión). Se enmarca los propósitos del estudio por
este sistema del interior del cuerpo celeste tal dentro de un estudio
sobre asteroides con órbita de posible colisión con la Tierra. Una de
las 2 sondas, la Sancho, de un peso proyectado de 582 Kg, se mantendría
a distancia para observar los efectos del impacto, en especial su
posible ligero cambio de órbita, objetivo primordial del proyecto. El
presupuesto inicial del proyecto es de 160.000.000€ y el mismo fue
elegido por la ESA en julio de 2004. Participan con la empresa española
y el Instituto de Astrofísica de Andalucía, la Astrium alemana y
científicos italianos, suizos y franceses. En 2005 fueron fijados como
posibles objetivos de la misión el asteroide 1989-ML y el 2002-AT4. En
el desarrollo del proyecto, la ESA encargó a la citada empresa española
Deimos una segunda fase del mismo (especialmente de las trayectorias y
operaciones de vuelo) antes de la adjudicación definitiva. Para
entonces, la ESA ya había dividido el proyecto en dos vuelos, uno por
cada sonda, de modo que si la primera fracasaba no se lanzaría la
segunda. También se optó por entonces por un sistema propulsor no
químico para la sonda Sancho.
EARTHGUARD 1. Proyecto de sonda interplanetaria dotada de un telescopio para buscar asteroides de unos 100 m de diámetro que no puedan ser observados desde tierra.
EUNEOS. Proyecto similar al Earthguard 1, colocando la sonda en una órbita solar cercana a la del planeta Venus, para buscar asteroides en la zona de un tamaño pequeño (hasta unos cientos de metros).
ISHTAR.
Proyecto de sonda espacial para buscar asteroides cercanos en su órbita
a la de nuestro planeta y tomar datos para calcular su masa, densidad y
otras propiedades.
SIMONE. Proyecto de 5 minisondas, dotadas de motor iónico, para visitar otros tantos asteroides de entre 400 y 1.000 m de diámetro.
MOONLIGHT.
Proyecto premiado (premio Aurora) en 2003 por la ESA y concedido a
centros universitarios de Barcelona y Madrid. Consiste en un gran
espejo reflector desplegable en órbita para iluminar zonas concretas
(como una base) de la noche lunar durante al menos el 40% de la misma;
también se utilizaría como satélite de comunicaciones.
MOONLITE.
Proyecto británico para poner en 2013 en órbita lunar un satélite desde
el que lanzar 4 módulos de penetración en el terreno selenita, para el
estudio de la estructura interna de nuestro satélite; la velocidad de
impacto sería de 1.125 Km/h, unos 10.000 ges de deceleración. Es una
misión de la empresa SSTL prevista en 2007 para desarrollar a partir de
2010. Los módulos entrarían en cráteres lunares, alguno de la cara
oculta, hasta 2 m de profundidad y llevarían cada uno un
sismómetro entre otros aparatos. Se cuenta con la colaboración de la
ESA y también de la NASA.
ESMO.
Proyecto de satélite selenita de la ESA, destinado a tomar imágenes del
suelo lunar y retransmitirlas en tiempo real durante 6 meses. En su
diseño participaron 250 estudiantes universitarios europeos de la
iniciativa SSETI, entre ellos de ingeniería aeronáutica de la
Universidad Politécnica de Madrid, otros de la Universidad inglesa de
Southampton y de la portuguesa de Oporto; en total participan 19
universidades. La puesta a punto de la sonda se prevé en 2006 para
2012. La construcción del ingenio fue encargado en 2009 a la empresa
británica Surrey Satellite Technology.
LEO.
Proyecto alemán del DLR para situar en 2012 en órbita lunar un par de
sondas para tomar datos simultáneos y trazar mapas tridimensionales de
tipo gravitatorio, del suelo selenita en diversas bandas espectrales y
también del campo magnético. También se debe sondear el suelo hasta 100
m de profundidad con un radar. El ingenio principal deberá pesar unos
500 Kg y la subsonda unos 150 Kg.
MARCO POLO-R.
Misión de una sonda de la ESA para traer a la Tierra 300 gramos de
muestras del terreno del suelo y subsuelo de un asteroide. Se empezó a
planificar con estudios previos en 2008 por la EADS Astrium en
Stevenge, Londres, y la OHB en Alemania. Nació tras el interés europeo
por el proyecto japonés Hayabusa Mk2, con quien se colaboró en el mismo
hasta 2011, pero luego ambos proyectos seguirían camino separado.
Prevista lanzar en torno a 2023. En 2013 el objetivo fijado es el
asteroide 2008EV5, de unos 400 m de diámetro medi
CESAR.
Proyecto alemán de rover para recoger muestras de cráteres selenitas y
regresar a la Tierra con ellas. El instrumental ha de ser aportado por
institutos politécnicos superiores. Las pruebas de 8 prototipos se
realizaron en el Teide, Tenerife, y el elegido fue un ingenio de 3
ruedas.
NEXT-MOON. Proyecto de sonda lunar de la ESA para iniciar en 2017. Se trata de enviar un vehículo rover al Polo Sur de la Luna para tomar muestras de terreno.
PLATO.
Proyecto de la ESA para la búsqueda de planeta extrasolares,
principalmente los parecidos a la Tierra en estrellas parecidas al Sol,
elegido en febrero de 2014 dentro del programa Visión Cósmica del
decenio 2015 a 2025, y fijando la fecha de lanzamiento para 2024 con un
Soyuz ruso en Kourou. La posición orbital de la sonda será el punto
Lagrange 2, a unos 1.500.000 Km de la Tierra en el punto opuesto al
Sol. El objetivo es buscar durante 6 años planetas y establecer sus
características (masa, tamaño, densidad, edad, etc.) en un millón de
estrellas. Se han de detectar con extremada precisión las variaciones
luminosas estelares y usar técnicas de detección astrosismológica, pero
además, desde tierra, se han de complementar datos con más
observaciones astronómicas. El programa es aprobado por la ESA el 20 de
junio de 2017. En España participan en la misión los institutos de
astrofísica de Andalucía-Universidad de Granada y de Canarias, así como
el INTA-CAB y el Ministerio de Economía, Industria y Competitividad. A
finales de septiembre de 2018 la ESA encarga su construcción a la
empresa alemana OHB System, aunque participarán también Thales Alenia
Space en Francia y Reino Unido, la suiza RUAG Space Switzerland, y
otras; entonces la fecha nueva de disparo es 2026 con el lanzador
Ariane 6. El 11 de enero de 2022 concluye la revisión crítica de la
sonda, ahora con 26 cámaras; entonces la fecha prevista para su
lanzamiento está en 2026.
ATHENA.
Proyecto de la ESA de un telescopio avanzado para estudios astrofísicos
de altas energías, en la banda de los rayos equis, e investigar objetos
tales como los agujeros negros. El coste previsto de la misión en 2014
es de unos 1.300 millones de euros. Su aprobación por el Comité
Científico de la ESA tiene lugar el 27 de junio de tal 2014. El ingenio
se prevé situar en el
punto Lagrange 2. A lanzar en 2028.
LUMIO.
Sonda compuesta por 12 módulos cubesats para orbitar la Luna desde su
punto orbital L2 y captar los impactos de meteoritos, por pequeños que
sean, sobre la superficie de la cara oculta en la noche selenita.
VMMO.
Sonda compuesta de 12 módulos cubesats para orbitar la Luna y mapearla
geológicamente y captar sustancias volátiles, especialmente sobre una
zona del Polo Sur selenita, en el cráter Shacklenton siempre en
oscuridad, buscando además hielo de agua con un sistema láser.
ARIEL.
Sonda del programa Cosmic Vision para estudio de grandes exoplanetas
por detección atmosférica remota en el IR. Se quieren estudiar los
exoplanetas, sus atmósferas y características, y también sus estrellas,
pero utilizando no solo el IR sino también otras frecuencias; lleva un
telescopio de 1 m. Aprobado el proyecto el 21 de marzo de 2018,
pensando en su lanzamiento para 2028, se quiere enviar el ingenio a la
posición orbital L2, a 1.500.000 Km de la Tierra en dirección contraria
al Sol. La empresa constructora será Airbus. El cohete lanzador
previsto es un Ariane 6, en desarrollo en el momento de aprobación de
la misión. La duración básica prevista de la misma es de 4 años.
MOONRISE.
Sonda lunar para probar la fabricación de materiales de construcción in
situ con un sistema láser actuando sobre el polvo selenita que sería
así fundido. Con la empresa alemana LZH a la cabeza en tal desarrollo,
el proyecto es de PTScientists, que pertenece a la empresa berlinesa
NewSpace. El aparato láser se pretende que no pese más de unos 3 Kg y
la misión se proyecta en principio para 2021.
Comet Interceptor.
Misión de una sonda para observar un cometa que por vez primera cruce
por las cercanías del Sol, proveniente de la Nube de Oort, aun
desconocido al momento de aprobar provisionalmente el proyecto en 2019.
La aprobación definitiva de la ESA se hace el 8 de junio de 2022; es
misión de la clase Fast y también ha de participar la JAXA nipona. La
misión consta de una sonda principal y 2 menores complementarias, una
de la ESA y otra de la JAXA. Su desarrollo se prevé entonces para durar
8 años y ser lanzada en 2028. Se quiere colocarla previamente en el
punto Lagrange 2, L2, a 1,5 millones de Km de la Tierra en dirección
opuesta al Sol, a la espera de aparecer el objetivo deseado para luego
accionar motores y dirigirse al mismo en órbita solar. La sonda ha de
tener una masa inferior a 1 Tm y constar de 3 módulos (sonda principal
y las otras 2) que se han de separar unas semanas antes de llegar al
cometa para observarlo de modo simultáneo desde distintas posiciones.
El instrumental a incluir en las 3 partes está basado en el utilizado
en otras sondas (ExoMars Trace Gas Orbiter y Rosetta) e incluirá
espectrómetro de masas, y detectores o sensores de plasma, campos y
polvo. España participa por medio del Instituto de Astrofísica de
Andalucía y lo hace con 4 de los 9 instrumentos de la sonda, aportando
fuentes de alimentación a: la cámara CoCa de alta resolución en el
visible e IR cercano; espectrómetro de masas MANIaC; cámara visible
multiespectral EnVisS con filtros polarimétricos; y cámara OPIC para
cartografiar el núcleo del cometa y las emisiones de polvo en distintas
frecuencias. El citado Instituto también aporta una unidad de
procesamiento de datos común a los instrumentos EnVisS y OPIC.
Heracles.
Proyecto de la ESA con aportaciones de Japón y Canadá para la
exploración del cráter Schrödinger, de 312 Km de diámetro, situado a
unos 600 Km del Polo Sur selenita. Se pretende tomar muestras de
terreno del lugar, formado por un impacto hace unos 4.000 millones de
años, esperando hallar en las mismas agua y materiales volcánicos y del
interior lunar entre otras cosas. El ingenio consta de una sonda de
alunizaje, un módulo de retorno (para las muestras) y un rover. El
módulo de muestras no regresa a la Tierra sino que solo lo hará a la
órbita lunar y entregará las mismas en la futura estación Gateway,
desde donde los astronautas las traerán a la Tierra en un vuelo Orion.
Sample Fetch Rover.
Rover buscador de muestras de terreno marciano del programa Mars Sample
Return, del que es la segunda sonda. Dotado de brazo mecánico y sistema
recolector de muestras de de tal terreno en tubos ya dispuestos con
anterioridad por otro rover, el Mars 2020/Perseverance USA, por lo que
la misión exige su aterrizaje en la misma zona en que lo hizo este
último. El bloque de 36 tubos en total del Perseverance se debería
luego introducir en una sonda, o Vehículo de Ascenso de Marte, que debe
despegar en dirección a la Tierra en 2031 previo paso por una órbita en
torno a Marte; el final del viaje se prevé con un aterrizaje en
Utah (USA). El rover se comienza a desarrollar por Airbus en Stevenage,
Reino Unido, a partir de julio de 2018. Se concibe para recorrer en
total hasta 20 Km, con trayectos diarios de unos 200 metros. Finalmente
el proyecto se dejó a un lado en 2022 dentro del general del Mars
Sample Return.
M-Argo.
Proyecto de exploración de un asteroide cercano a nuestro planeta con
lanzamiento en 2025 de una estructura integrada por 12 cubesat.
EnVision.
Sonda de exploración del planeta Venus desde una órbita sobre el mismo
como continuación de la misión Venus Express de 2005. Se trata de
investigar la evolución del planeta,y compararla con la de la Tierra.
La sonda ha de ser de observación del interior, superficie y atmósfera
de Venus, con espectrómetros y un radar que aporta la NASA; también se
contempla un experimento de radiociencia. Su lanzamiento, con un Ariane
6, se prevé en 2021 para no antes de 2030. El vuelo será de 15 meses
hasta satelizarse en Venus. La misión incluye el ajuste de la órbita
sobre el planeta mediante un aerofrenado en operaciones que durarán 16
meses. La órbita final será una polar de entre 540 Km de apoapsis y 220
Km de periapsis, con un período de 92 min.
Vigil.
Sonda para vigilancia de la actividad solar, especialmente la
considerada peligrosa para nosotros en el ámbito de los satélites,
naves espaciales, redes de telecomunicación, etc, tal como las
eyecciones de masa coronal. Su nombre proviene del término latino
“centinela”, vigilis exceptus, en función a tal destino de alerta
temprana continua; el mismo se determinó entre 5.000 propuestas
cursadas entre mayo y septiembre de 2021. La posición orbital final de
la sonda es el punto Lagrange 5, a unos 150 millones de Km.
AERIAL.
Proyecto de helicóptero de la ESA para volar en Marte acompañando a un
rover en el que se recargaría de energía. Es encargado a la empresa
española SENER Aeroespacial en 2022 bajo las especificaciones generales
de un peso máximo de 5 Kg y 6 hélices, y tener que soportar las
condiciones atmosféricas marcianas, de muy baja densidad y bajas
temperaturas. Con tal empresa colabora AERDRON, diseñadora de drones.
Otro proyecto europeo es el estudio de las cavernas
o cuevas lunares y sus posibles túneles con una sonda de exploración
que deposite robots a introducir en tales cavidades con una grúa.
Participan en los estudios iniciales la Universidad Julius Maximilians
de Würzburg, Alemania, y otro de la Universidad de Oviedo, en España,
en 2021; también colaboran la Universidad Jacobs de Bremen, y la
italianas de Padua y Reggio Emilia. Comprenden los estudios el módulo
de alunizaje EL3 y el Moonlight para facilitar la navegación y las
telecomunicaciones. La Universidad de Würzburg estudia el sistema para
bajar a las cuevas con una sonda esférica de 46 cm de diámetro llamada
DAEDALUS, dotada de sistema de radar LIDAR en 3D y cámara para imágenes
estereoscópicas. La Universidad de Oviedo estudia cómo facilitar
energía a varios robots soltados en la caverna y enviar sus datos a la
superficie; colaboran la Universidad de Vigo y la empresa Alén
Space, también de Vigo. El sistema energético propuesto sería paneles
solares en superficie, cable hasta la cueva y un sistema inalámbrico
para la recargar baterías los robots. El estudio de estas cuevas tiene
un interés absoluto para la futura instalación de bases o estaciones
habitables a resguardo de la radiación espacial e impactos de
meteoritos; también hay interés geológico.
OTROS.
Japón,
convertida en potencia espacial, ha trazados muchos proyectos para el
futuro, principalmente de investigación lunar, marciana y de Venus. En
1997 la NASDA en colaboración con el Instituto de Ciencias Espaciales y
la empresa Nissan diseñan un todoterreno de exploración lunar y
planetaria con controles de inteligencia artificial para moverse por el
terreno a estudiar y librando los objetos naturales que sean obstáculo.
Tuvieron en cartera una misión a Mercurio
para iniciar en agosto del 2005, quizá con participación del JPL
americano.
Otro proyecto japonés es el de la sonda SELENE 2,
pensada para lanzar en principio hacia 2013, con misión de alunizaje.
MMX.
Proyecto de la JAXA de sonda para explorar las lunas de Marte, Deimos y
Phobos. Se pretende tomar muestras de los dos satélites y retorno con
ellas a la Tierra 5 años más tarde, en 2029. La misión es aprobada en
febrero de 2020. Con lanzamiento previsto en 2024 y entrada en órbita
marciana en 2025, cuenta con colaboración estadounidense (APL de la
Universidad Johns Hopkins, de Laurel, Maryland) que aporta un
espectrómetro de neutrones y rayos gamma llamado MEGANE, nombre que
significa “gafas” en japonés. La sonda consta en general de 3 módulos:
un módulo de exploración con patas e instrumental y un rover, un módulo
de retorno con cápsula de recuperación, y un módulo de propulsión. Este
último consta lógicamente de motores-cohete, tanques de propulsante y
sistema de control.
El rover es franco-alemán (CNES y DLR) para posarse
en uno de los dos citados satélites, en Fobos, tratando de lograr al
menos 10 gramos de terreno por debajo de los 2 cm de profundidad; será
bautizado como IDEFIX, como el nombre del perro del cómic Ásterix y su
misión ha de durar 3 meses, recorriendo unos 100 m sobre tal satélite.
Su masa es de 25 Kg y mide 51 cm de longitud. Va dotado de ruedas en
cuyo diseño se contempló su uso en condiciones de baja gravedad. Para
alimentación eléctrica lleva paneles solares. Dispone de 4
instrumentos: un espectrómetro Raman RAX del DLR alemán, la JAXA y el
INTA español, para en análisis de la estructura de Fobos; un radiómetro
IR miniRAD del DLR alemán; una cámara francesa NavCam del CNES para
navegación; y WheelCams, del CNES, un doble sensor óptico en 2 ruedas
para analizar la interacción de las mismas con el terreno del satélite.
El chasis y el sistema robotizado de locomoción serán alemanes, y el
módulo de servicio francés. Completado el ingenio en julio de 2023, a
principios de 2024 el aterrizaje en Fobos se prevé para 2029. Su
liberación de la sonda madre MMX se prevé a 100 m de Fobos o menos; la
gravedad allí es de una milésima de la terrestre por lo que al ser
liberado tardará unos 70 seg más o menos en aterrizar con una velocidad
de 1 m/seg. La MMX ha de permanecer cerca durante el tiempo de los 3
meses de misión de Idefix puesto que las comunicaciones se hacen a
través de la sonda principal.
En total, la sonda ha de llevar 11 instrumentos o
sistemas científicos (8 en el módulo de exploración), de los que uno es
de la NASA, otro de la ESA, otro alemán y otro francés. A fin de
desarrollar para la misión la cámara Super Hi-Vision para filmar en 4K
y 8K, la JAXA se agrupó con la TV pública del país NHK el mismo 2020.
Otro proyecto nipón y también alemán (JAXA y DLR) es el
DESTINY+ para ir al asteroide Phaethon con lanzamiento con un cohete
japonés Epsilon S en 2024 de una sonda. La misma tiene una masa de 480
Kg. Su sistema propulsor dispone de 4 motores iónicos. El sistema
energético lleva paneles solares muy ligeros de células en película.
Los alemanes de la Universidad de Stuttgart aportan un instrumental,
DDA, un espectrómetro de masas de alta resolución para análisis del
polvo interestelar que se encuentre en su ruta y especialmente en el
entorno del asteroide. Otros instrumentos científicos para observar el
mismo serán una cámara telescópica, TCAP, y una cámara multibanda,
MCAP.
El vuelo hasta tal cuerpo celeste se prevé de 4 años
de duración. La aproximación a Faetón se calcula de un mínimo de 500
Km, con una velocidad relativa de 119.000 Km/h, y en el momento que el
mismo se acerque en su órbita a 1 UA del Sol. En noviembre de 2023, por
problemas en el desarrollo del cohete lanzador, se aplaza el
lanzamiento a 2025 y la llegada al asteroide a 2029.
China
seguirá a corto y medio plazo con sus sondas Chang'e de estudio de la
Luna, siguiendo el modelo de programa similar a soviético de los años
60 y 70 (Siglo XX), y pensando en su posible utilización para un
hipotético programa lunar tripulado.
En cuanto a Marte se propone en 2021 lanzar varias
misiones a partir de 2033, algunas para recoger muestras y traerlas a
la Tierra. Todo como prolegómeno a la construcción de una base y vuelos
tripulados.
Además del programa de sondas a Marte, China también piensa en vuelos a
Júpiter hacia 2036 e incluso a Urano hacia 2046.
A principios de 2021 anuncia una misión a Júpiter,
la JCO y la JSO, una de ellas a Calisto, a lanzar en 2029 con
llegada en 2035 tras un vuelo con una asistencia gravitatoria de Venus
y 2 de la Tierra; el nombre nombre provisional de la misión es Gan De,
que fue un astrónomo chino del Siglo IV a. C. que ya entonces observó
Júpiter. También se llevarían cubesats y la sonda a Calisto aterrizaría
en el satélite. Se estudiaría tanto al gran planeta como a sus
satélites y al final de la misión orbital, el ingenio podría ser
dirigido al punto orbital Lagrange 1 de Júpiter con el Sol como punto
fijo de observación del planeta y su campo magnético.
Otro proyecto chino es lanzar dos sondas al borde
del Sistema Solar para celebrar el centenario de la fundación de la
República Popular China. Se pretenden lanzar en 2024 y que lleguen a
más de 100 UA, al límite exterior del cinturón de Kuiper, en 2049. Pero
una de ellas ha de pasar primero cerca de Neptuno. También se quiere
estudiar el viento solar y la radiación en tales lugares.
En abril de 2023, China también anuncia un proyecto
similar al DART estadounidense para impactar en un asteroide y
desviarlo 3 o 5 cm en su órbita. Prevé entonces su lanzamiento en 2025
con un cohete CZ-3B y el destino será el asteroide 2020PN1 de 40 m de
extensión. La sonda será doble, una impactará, y otra observará
previamente al citado cuerpo sideral.
En septiembre de 2023 también anuncia el proyecto de su
sonda Tianwen-2 con destino al asteroide 2016HO3, o 469219 Kamoʻoalewa,
para 2025 y como prolegómeno a su megaproyecto de colonización de
asteroides y otros cuerpos celestes. Se prevé su lanzamiento con un
CZ-3B en marzo de 2025. Se quiere que la sonda recoja unos 100 gramos
de material del asteroide para traer a la Tierra. Luego se quiere
visitar otro objeto celeste, el 311P/PanSTARRS, en 2034.
La Tianwen-3 son 2 sondas que deben ir a Marte a
partir de 2028 y traer muestras del mismo en julio de 2031. Los
lanzamientos se harán con cohetes CZ-5.
El ingenio Tianwen-4 se destinará a la exploración
de Júpiter y sus satélites. Lanzado con un CZ-5 en octubre de 2029, ha
de llegar a Júpiter en 2035 con asistencia gravitatoria sobre nuestro
planeta y Venus.
Francia
tenía algunos proyectos, como el NetLander que consta de 4 sondas para
visitar el suelo de Marte y estudiar la estructura interna del mismo y
ser lanzadas en 2007. Colaboraría la NASA con instrumental de sensores
de viento, sismómetros, etc, por importe de 35 millones de dólares.
La Planetary Society propuso incluir en las sondas un micrófono para
captar los sonidos de Marte; el proyecto había sido ya incluido en la
sonda americana MPL, pero la misma había fracasado a finales de 1999.
Ahora se enviaría un micrófono en frecuencias audibles en una de las
sondas y otro en frecuencias más bajas; el primero construido por Space
Sciences Laboratory de la Universidad de California en Berkeley y
segundo por el Institut de Physique du Globe de Paris.
Otro proyecto, el llamado GANIMA, para el envío de
un robot a Marte para buscar agua y rastros de vida, es participado por
entidades privadas de, entre otros países, Francia, Canadá, Inglaterra,
Italia, México, Argentina y España. El robot, denominado Microaerobot
Montgolfiere, se trata de un globo para navegar por la atmósfera de
Marte y que llevaría unos penetradores para soltar sobre el suelo
marciano. La presentación del proyecto se hace el 29 de septiembre de
2001, en el Palais de la Decouverte de París, por parte de la First
Mars Society European Convention (Primera convención europea de la
Sociedad de Marte).
España
presentó, a través del INTA, a principios de 1995 el proyecto de una
minisonda para enviar a la Luna, previsiblemente en el año 2005.
España también participa en otros proyectos y en
1997 estaba desarrollando un modelo de rover lunar, el IARES, de 200
Kg, dotado de 6 ruedas huecas de titanio, 19 motores, y de un brazo
articulado de 1 m de longitud, 8 cm de diámetro y 17 Kg de peso,
fabricado en 130 piezas de aluminio y dispuesto en su parte frontal del
rover. El mismo fue construido durante 5 años por la empresa Ikerlan y
tiene una capacidad de actuación autónoma para situaciones no
previstas, llevando para el caso un sistema de medición por láser.
India.
La India hizo desde 1993 proyectos para lanzar sondas planetarias,
incluso hacia Mercurio. Los vuelos lunares indios están el programa ya iniciado Chandrayaan.
En julio de 2018, con motivo de un próximo
lanzamiento de una sonda lunar en los meses siguientes, la India
muestra su intención de aprovechar en un futuro cercano el helio 3 de
la superficie selenita como importante fuente de energía que es. Dentro
de los planes se contemplan posteriormente vuelos tripulados a la Luna
y una estación orbital selenita que sirva de puente.
Para estudiar Venus el ISRO tiene el proyecto
Shukrayaan 1, sonda fijada para lanzar en 2024 y poner en órbita sobre
tal planeta. Estudiaría desde tal posición la atmósfera y suelo de
Venus, y exploraría la primera además con dos globos.
Corea del Sur
también tiene intenciones exploratorias, en este ocasión lunares.
Anunciado a finales de 2015, los coreanos estudiaban enviar para 2020
un satélite selenita y una sonda al suelo de la Luna, presupuestando
entonces el proyecto en 157 millones de euros. El lanzamiento se haría
utilizando cohete propio. La sonda orbital se hizo realidad en 2022
pero con lanzamiento con cohete estadounidense.
Turquía
presenta en febrero de 2021 sus proyectos lunares para un plazo de 10
años. Pretende, para empezar, enviar a la Luna en 2023 un ingenio de
impacto para celebrar el centenario de su república y el que se
lanzaría con un cohete nacional (entonces inexistente), pero contando
con colaboración internacional. Posteriormente, en 2028 quieren hacer
alunizar un ingenio científico.
Emiratos Árabes Unidos.
Un proyecto de este país árabe se anuncia en 2021 para ir con una
sonda, la MBR Explorer, al Cinturón de Asteroides en 2028 con llegada a
su destino en 2033. En el camino, en la órbita solar, se prevén dos
asistencias gravitatorias, una sobre Venus en 2028 y otra sobre la
Tierra en 2029. El total de asteroides a estudiar es inicialmente de 7,
el primero en 2030; son los 6 primeros los llamados Westerwald (número
10254), Chimaera (623), Rockox (13294); 2000VA28 (88055), 1998RC76
(23871) y 1999SG6 (59980). En el último, Justitia, un asteroide a 560
millones de Km de nosotros, ha de aterrizar en 2034 y buscará moléculas
orgánicas en el mismo. Excepto Justitia y Chimaera, que tienen unos 50
Km, todos tienen menos de 10 Km de diámetro. La misión contará con la
colaboración de la estadounidense Universidad de Colorado en Boulder y
su LASP. Como instrumental científico se lleva una cámara de alta
resolución, una cámara IR, un espectrómetro de longitud de onda media y
un espectrómetro IR.
También cabe citar al proyecto NEAP de la empresa
Space-Dev LLC, de Jim Benson, que en 1997 planea enviar al asteroide
Nereus una sonda de unos 350 Kg de peso y 50 millones de dólares de
costo. Como sea que el costo sobrepasa las posibilidades privadas,
quería comprometer a la NASA, a la que a cambio ofrecería los
resultados científicos; y estos resultados serían la parte a vender en
el proyecto en cualquier caso. Las posibilidades empresariales por su
parte se enfocan hacia una futura explotación minera en el asteroide;
esto resulta bastante dudoso porque como los minerales a buscar son
oro, platino y similares, de cuya abundancia en los asteroides hay más
conjeturas que evidencias. La sonda se planeaba empezar a construir en
1998 y su lanzamiento se pensó que podría ser en 1999 pero luego se
fijó para el 3 de ABRIL del 2001. El viaje hasta el objetivo es de
entre 9 y 15 meses, contando el sobrevuelo hasta el 12 de enero del
2002 de la Luna y el encuentro con Nereus por las cercanías terrestres
el 12 de MAYO del mismo 2002. Los 3 instrumentos básicos o iniciales de
la sonda son una cámara CCD multiespectral, un espectrómetro de rayos
equis y otro de neutrones. Otros 3 aparatos más con los anteriores solo
suponen 10 Kg de peso. Sobre las paredes exteriores, la sonda ha de
llevar 3 cargas más, que podrían ser una de ellas un rover para aplicar
sobre el asteroide. La empresa Dojin Ltd. compró una parte del espacio
disponible para llevar por 200.000 $ un CD-ROM con fotografías y
mensajes personales.
Los proyectos de la compañía antes citada también
incluyen el aprovechamiento del hielo de los cometas para obtener
oxígeno e hidrógeno como propulsantes. La factibilidad de la misión
NEAP fue avalada por un informe de consultores en el agosto de 1998. El
costo estimado de la misión se cifró entonces en 50.000.000 $.
Otro posible proyecto empresarial de estudio de la explotación minera
de un asteroide se ha denominado Harvestor. La compañía Deep Space
Industries, fundada por David Gump, pretende enviar una sonda para
obtener de un asteroide material con el que fabricar in situ
propulsante para cohetes con el que éstos puedan repostar en el
espacio; se piensa al respecto en hielo (H y O), metano y otros
compuestos, que se podrían calentar con espejos solares tras triturar
primero el terreno del asteroide. El plan concreto tratar de lanzar en
2016 tres ingenios robóticos de prueba, llamados FireFly, a tres
asteroides en una misión calificada de “bajo costo”, bajo un
presupuesto de solo 20 millones de dólares. Posteriormente, en 2017, se
quiere lanzar otro ingenio para tomar muestras de
terreno de un asteroide y volver a la Tierra con las mismas en un viaje
de tres años. Aun más tarde, en 2019, tal compañía quiere lanzar otra
sonda, más grande, para intentar producir el propulsante. El tipo de
asteroide a seleccionar es unos 100 m de diámetro aproximadamente y en
órbita cercana a la de la Tierra.
Otra compañía estadounidense, Planetary Resources,
también estudia por entonces las posibilidades de explotación minera de
los asteroides.
La empresa americana Lunacorp en colaboración con el
Instituto de Robótica de la Universidad Carnegie Mellon planificó el
proyecto LRI, iniciativa de robot lunar, para el envío de dos sondas a
la superficie selenita para deambular por la misma teledirigidos en
busca de hielo lunar entre otras cosas; también participaría la
Mitsubishi y lanzamiento sería realizado por los rusos. La explotación
comercial de estos ingenios comprendería hasta las retransmisiones de
TV de los mismos, la publicidad sobre ellos, y la posibilidad de
manejarlos desde un parque temático. Se ha pensado en hacer pasar tales
robots por los lugares emblemáticos de la Luna, tal como el sitio de
aterrizaje de Apollo 11, el de Apollo 17, y otros de sondas Lunakhod,
Surveyor, etc. En 2000 se sumó al proyecto la empresa americana
RadioShack. La NASA tenía previsto financiar las pruebas del robot,
cuyo ensayo sería en el Ártico en julio de 2001.
Aun más ambiciosa es la empresa Sociedad
Internacional Artemis que ha estudiado otro proyecto para, nada menos
que, realizar la primera base lunar privada.
Otro proyecto privado es el de la empresa
PTScientists alemana, denominado Mission to the Moon, cuyo
objetivo es alunizar con 2 rover construidos por la empresa
automovilística Audi en Taurus-Littrow, muy cerca de donde alunizó
Apollo 17. Cada rover es construido con impresoras 3D en aluminio y
lleva cámaras de alta resolución, video de HD y comunicaciones en red
4G; su sistema de energía es con paneles solares. Se pretende visitar
este lugar para observar los efectos del espacio en los materiales de
los aparatos dejados allí tras medio siglo. Los rovers se piensan meter
en una plataforma llamada ALINA a lanzar con un cohete Falcon 9 de la
empresa estadounidense SpaceX.
La empresa americana TransOrbital, de San Diego, iniciaba en 1999 el proyecto de la sonda TrailBlazer
para enviar a una órbita lunar desde donde debía tomar fotografías y
video del suelo selenita desde 100 Km de altitud durante 3 meses a
partir de diciembre del 2000. Las fotografías, de gran calidad y 1 m de
resolución máxima, estarían a la venta posteriormente, tanto para
empresas con fines publicitarios, cartográficos (atlas),
cinematográficos, realidad virtual para videojuegos, publicitarios,
etc., como para particulares; se pensó en vender por 2.500 $ cada gramo
de carga útil llevada, dirigido a cenizas de difuntos o elementos
personales tal como cartas, anillos, etc., así como incluir por 50 $ la
página mensajes y fotografías en un disco de metal. Entre los objetivos
a fotografiar se citaron todas las sondas enviadas allí como soviéticos
y americanos hasta entonces. Sería así la primera sonda lunar comercial
de la historia.
El lanzador en el que se pensó al principio fue el
ruso Strela pero luego se decantó por el Dnepr, a lo que se firmó
acuerdo con la empresa ruso-ucraniana Kosmotras a finales de 2002. La
misma empresa firmaba en 2000 un acuerdo con el FINDS, fundación de
apoyo a entes no gubernamentales para el desarrollo del espacio, para
el uso de la tecnología GPS en la sonda. A mediados de 2002 recibía la
autorización oficial de la Administración Estatal estadounidense para
la misión con previsión entonces de lanzamiento en un año con el citado
cohete ruso en Baikonur; tal permiso, cuya tramitación les llevó 2
años, se basa la comprobación de la capacidad técnica para la misión y
en el compromiso de la empresa que no alterar los lugares históricos de
los primeros alunizajes y de no contaminar el suelo lunar. El vuelo
debía durar en total 3 meses y la sonda se precipitaría finalmente
contra el suelo selenita con su carga de recuerdos personales. El coste
de la misión se cifró en 1 millón de euros.
Otra misión Lunar Trailblazer, propuesta en junio de
2019, es aprobada por la NASA en diciembre de 2020 con el objetivo de
mapear el agua selenita desde una órbita sobre la Luna. Bajo gestión
del CALTECH, aporta la sonda y el instrumental la empresa Lockheed
Martin, la Universidad de Oxford que pone una cámara multiespectral
termográfica y el JPL que aporta un espectrómetro de imágenes IR
cercano. El ingenio tiene 3,5 m de envergadura con paneles solares
desplegados. El lanzamiento se prevé entonces para octubre de 2022. La
vida orbital selenita, de 100 Km de altitud, será de 1 año.
La misma empresa TransOrbital también planificó un modelo de microsonda de alunizaje llamada Electra
basada en los sistemas utilizados a finales de los años 90 para los
microsatélites. Su misión sería la toma de fotografías desde el lugar
de alunizaje, previsto en los 22,6º Norte y 67,7º Este, cerca del Mar
de las Crisis, en Angus Bay, para el uso comercial de las mismas. Sus
características proyectadas son: peso 245 Kg, de ellos 200 de
propulsante (hidrocarbono y peróxido de hidrógeno) que ha de quemar en
un motor de 450 newton de fuerza; altura 80 cm; ancho 80 cm; fondo 60
cm. Utiliza paneles solares para abastecimiento energético que aportan
100 vatios, siendo el gasto de la carga útil de la mitad. En las
comunicaciones, en banda C, la transmisión se datos es de 1 MB/seg. Su
lanzamiento se haría con un Ariane o bien un SS-19 ruso.
Por su parte, el conocido buscador de Internet
Google anunció en septiembre de 2007 el patrocinio de un proyecto lunar denominado Google Lunar X-Prize.
El concurso consiste esta vez en ofrecer 20 millones de dólares al
equipo privado que logre colocar con suavidad en el suelo de la Luna un
ingenio capaz de evolucionar luego sobre tal superficie al menos 500 m
y enviar fotografías, videos y datos. El final de esta competición se
estableció entonces para el último día de 2012, pero seguiría vigente
con menos dinero, con 15 millones de premio, hasta 2 años más tarde, y luego hasta 2015. Un
segundo premio de 5 millones se ofreció a la par si el ingenio tras
alunizar evolucionaba menos de los 500 m. Otros 5 millones más se
reservaron para otros premios en función de las consecuciones. Por
ejemplo que el ganador lograra con su rover superar los 5 Km de
recorrido, tome imágenes de restos de otras sondas humanas anteriores,
haga sobrevivir al ingenio tras la primera noche lunar, o encuentre
agua congelada en nuestro satélite.
En febrero de 2008 se habían apuntado en este
concurso 10 equipos: Odyssey Moon; LunaTrex; Aeronautics and
Cosmonautics Romanian Association; Team Italia; Chandah; Astrobotic;
FREDNET; Quantum3; Micro-Space; y el Southern California Selene Group.
El 16 de diciembre del mismo 2008 los equipos apuntados eran 16, siendo
los 3 últimos los llamados Next Giant Leap (consorcio norteamericano de
5 empresas y laboratorios), Euroluna (de Europa) y Selene (de China y
Alemania).
Un proyecto más, peculiar, es el ENCOUNTER 2001 de
la empresa americana Celestis que contempla llevar en una urna cabellos
de 4,5 millones de humanos, a los que se cobraría unitariamente 50 $, y
cuyo servicio incluye, además de 6 pelos por persona, una imagen y un
mensaje de cada uno que se grabaría en un CD-ROM; la recaudación serían
225 millones de dólares, suficiente para pagar los 12 millones de la
urna más el disparo y posterior apoyo. El destino de la cápsula
sería... alguna estrella de entre 50 y 70 años-luz de distancia... en
la esperanza de que alguna civilización extraterrestre la llegue a
encontrar...
La misma compañía anunció en la primavera de 2000 el
disparo de cohetes Taurus y Pegasus hacia la Luna llevando en cada
lanzamiento las cenizas de unas 200 personas fallecidas en cápsulas de
7 onzas de cada uno con una inscripción-epitafio de 25 palabras como
máximo; las cenizas de una persona son en total a alrededor de 3 Kg. El
coste de este “enterramiento” selenita sería de 12.500 $, unos 2,3
millones de pesetas; a cambio, la familia recibiría un video del
lanzamiento.
El lanzamiento, fijado en principio para diciembre
de 1998, pero retrasado luego, se realizaría con un Ariane 5, yendo
como carga secundaria junto a 2 satélites, y se colocaría primero en
una órbita geoestacionaria hasta su relanzamiento en una órbita más
allá de Júpiter hasta salir, con ayudas gravitatorias del gran planeta,
del Sistema Solar e ir a.... las estrellas. El motor llevado como
última fase sería un SPORT.
En la primavera de 1999 se adjudicó a la empresa
AeroAstro la construcción de la sonda tal. Para entonces se dice que el
número de personas comprometidas en el proyecto para aportar los
cabellos era ya de 45.000.
En 2001 la NASA elegía entre 43 propuestas 10
proyectos cara una posterior selección de los finalistas con la
intención entonces de enviar sondas a Marte en 2007. Los proyectos no
elegidos sirven sin embargo como idea para otras posibles futuras
exploraciones. Las 10 propuestas entonces elegidas fueron las
siguientes:
--Artemis. Proyecto de 3 sondas para aterrizar llevando diminutos
rovers de exploración del suelo marciano de ambos polos y otra zona
para el estudio climático, y en búsqueda de agua y sustancias
orgánicas.
--CryoScout. Sonda para el estudio de los hielos polares de Marte. Se
pretende el estudio de la composición del subsuelo derritiendo con agua
caliente el mismo hasta descender en unas decenas de metros en
profundidad.
--KittyHawk. Proyecto de 3 sondas planeadoras para sobrevolar Valles
Marineris y analizar sobre sus laderas sus estratos y composición
básica.
--MACO (Mars Atmospheric Constellation Observatory). Proyecto de
creación de una red de microsatélites sobre Marte para el estudio
tridimensional de su atmósfera.
--Mars Scout Radar. Proyecto de sonda orbital dotada de radar
cartográfico de la superficie y estudio del subsuelo hasta una
profundidad de unos 4 metros aproximadamente. El vuelo se planifica
para iniciar en 2013.
--MEO (Mars Environmental Observer). Sonda orbital para estudios
atmosféricos y determinación en este medio del agua, polvo y hielo, y
los ciclos de los mismos.
--Pascal. Proyecto de 12 sondas meteorológicas sobre el suelo de Marte
para determinación durante dos años de los parámetros de humedad,
presión y temperatura.
--SCIM (Sample Collection for Investigation of Mars). Proyecto de sonda
para análisis de la atmósfera de Marte recogiendo, en una penetración
sobre la misma en vuelo de libre retorno, muestras de polvo y aire con
un sistema de aerogel para su posterior traída a la Tierra.
--Urey. Sonda robótica de superficie para el estudio de la antigüedad geológica del suelo marciano.
--The Naiades. Proyecto de 4 sondas de aterrizaje en búsqueda de agua en el subsuelo con sondeo por baja frecuencia.
A principios de agosto de 2016, la Agencia Federal americana de
Aviación dio la primera autorización a una empresa para un vuelo
privado a la Luna bajo los criterios, entre otros, de que su
lanzamiento no suponga peligro para la salud y seguridad públicas, los
intereses nacionales o la política exterior estado. La compañía es la
ya citada Moon Express y la misión prevista es entonces llamada MX-1E,
siendo su objetivo el ya mencionado de minería selenita, con previsión
de iniciarlo con un primer vuelo en 2017, un año más tarde respecto a
sus intenciones originales. El cohete que piensa utilizar para lanzar
la sonda es uno de la empresa neozelandesa Rocket Lab, no especificado.
En octubre de 2019, se informa que la empresa Virgin
Orbit de Richard Branson estaba creando un consorcio con la intención
de enviar a una órbita sobre Marte pequeños satélites comerciales. El
consorcio es con la empresa polaca SatRevolution, con sede en Wroclaw .
Su previsión es en tal momento lanzar en tres años el primer satélite,
encargándose del chasis los polacos y del lanzador LauncherOne la
Virgin Orbit. La labor de estos satélites sería tomar fotografías del
planeta y de Fobos, analizar la atmósfera marciana, buscar agua en su
superficie, etc.
= PROYECTOS PARA EL FUTURO.
Los recortes económicos han hecho que la mayoría de
las sondas planetarias proyectadas, antes citadas, hayan sido
miniaturizadas y con los objetivos igualmente recortados. Cabe esperar
que algún futuro, las metas pospuestas por tales razones sean
relanzadas e incluidas en nuevas misiones.
Los vuelos de las sondas seguirán existiendo
necesariamente como avanzadilla de los vuelos tripulados a los cuerpos
celestes de que se trate y sobre todo para ampliar el conocimiento que
lleva a identificar en nuestro Sistema Solar, su origen, evolución y
destino.
Los principales viajes pendientes estarán en
consonancia con el interés de los planetas y sus satélites. Por ello,
planetas como Marte, satélites como la cercana Luna, o los helados
Europa y Ganímedes, el misterioso Titan y su atmósfera, o el torturado
Miranda, cometas y asteroides, seguirán siendo el objetivo futuro de
las misiones interplanetarias que buscarán fotografiarlos sucesivamente
para ver la evolución de su superficie, su gravedad, etc. Los análisis
geológicos in situ tendrán más posibilidades que las actuales y serán
más frecuentes. El uso de sistemas propulsores más lentos pero menos
costosos y pesados, y más efectivos, será posible.
Entre los proyectos más originales y antiguos de
investigación interplanetaria no tripulada figuran los del sistema
llamado de vela solar,
también llamado cometa solar y velero solar. En 1977 L. Friedman, del
JPL, en un congreso astronáutico presentó un proyecto, entonces
aceptado, de un nuevo sistema de desplazamiento por el cosmos basado en
la presión fotónica solar sobre una superficie muy reflectante, idea
que databa en realidad de 1920. El sistema, que prescinde de los
costosos y limitados motores de propulsión química, permite moverse
lentamente pero con continuidad y prácticamente sin interrupción.
Entonces, el JPL proponía una vela cuadrada de 800 m de lado y 2,5
micras de espesor, con 4 aletas para guía en las 4 esquinas, sostenido
todo por una muy liviana estructura de metal, yendo en el centro de
todo el equipo de navegación e investigación, con un peso total de 820
Kg. Con la presión constante, de un Newton por hectárea de vela a la
altura de la Tierra, en una órbita espiral, la nave podría llegar a
conseguir los 56.000 Km/hora con una carga útil de tales 820 Kg. El
sistema es más efectivo cuando más cerca del Sol y, como es obvio, a
gran distancia no tendría la presión fotónica fuerza para el impulso
sobre la vela. La vela, que la NASA propuso alternativamente que fuera
un círculo de 86 m de diámetro, se concebía como una lámina de plástico
aluminizado muy reflectante. En un principio se pensó en utilizar el
sistema para abordar el cometa Hadley que llegaría en la siguiente
década, cosa que luego no sería realizada con este sistema. El
proyecto, cuyos estudios previos cuestan 5 millones de pesetas de
entonces a la NASA, señalaban su realización para 1980 y luego su envío
con un Shuttle a una órbita de 800 Km de altura donde debía ser
desplegado y entrar en acción.
Otro proyecto parecido de la NASA fue el del heliogiro de
12 aspas de 7 Km cada una y desplegadas en 2 planos, para girar sobre
un pivote central. Las velas también son en este caso de plástico
aluminizado y girarían gracias a la presión del viento solar. Tal
rotación tendría como misión el control estable, y su aceleración y
deceleración cambiando en ángulo de incidencia fotónica, y la facilidad
en el despliegue por la fuerza centrífuga. En principio giraría a razón
de 3 min 20 seg cada vuelta y solo al cabo de 15 días acabaría el
despliegue en su longitud total. Cada paleta del heliogiro tendría
6.250 m de longitud y 8.000 de ancho. La parte no expuesta al Sol sería
negra para absorber el calor. La carga útil que podría haber llevado se
cifró en 1,35 Tm.
Ambos proyectos no se sacaron adelante, pero la idea
no había muerto. En la década de los 80 ingenieros franceses trabajaron
en el sistema y a finales de abril de 1990, con colegas españoles
acordaban una aportación de 200 millones de pesetas por cada parte para
financiar un proyecto cuyo costo se estimaba entonces en los 6.000
millones de dólares para el desarrollo de la vela solar. Se proponían
realizar un vuelo lunar con tal sistema propulsor. Llegan a acuerdos
así la Matra francesa y el INTA español; también participarían otras
empresas españolas y francesas como Crisa, Inisel Espacio, Rymsa,
Iberespacio, Tecnológica, SI2, Sener y Grupo Mecánica de vuelo y otras
como patrocinadoras (Alcatel, El Corte Inglés, Telefónica y ENDESA).
Pero la idea original y general era el desarrollar los norteamericanos
de la NASA otro ingenio idéntico y los japoneses del ISAS uno más para
lanzar los 3 en el año 1992, 500 aniversario del descubrimiento de
América, en una especie de carrera lunar llamada Columbus 500: La misma
se presentó en la Fundación Cartier de París el 25 de junio de 1991,
momento en el que la fecha del vuelo se dejó para 1994 porque 1992
estaba ya encima. La vela europea, denominada U3P sería cuadrada, de
2.000 m^2 y de un espesor de 8 milésimas de milímetro, sostenida por 4
espigas ultraligeras y con aletas triangulares móviles en los ángulos
accionadas por motores. El peso del ingenio sería de 150 Kg; otro
modelo estudiado en 1994 en Europa tenía 4.200 m^2 y 250 Kg de peso, y
utilizaría material reflectante Kapton. Las otras 2 velas también eran
cuadradas aunque de diferente diseño, tamaño y técnica de despliegue.
La japonesa tenía 30 m de lado y la americana 50 m. El lanzamiento de
las tres velas se realizaría con un solo cohete, un Ariane, hasta los
36.000 Km de altura y desde aquí sería donde iba a empezar el
movimiento por presión fotónica para ir elevando a cada una en su
órbita hasta llegar, dando vueltas en trayectoria orbital elíptica, a
la Luna. Se calculó que el impulso sería de 1 mm/seg^2 y que hubieran
tardado en llegar 1 año. Una vez en la Luna, la sonda debía tomar
alguna imagen de la cara oculta pasando a unos 50.000 Km. Pero los
proyectos tampoco esta vez fueron llevados a cabo.
El mismo sistema y por entonces, en 1990, fue
planteado para llevar una sonda a Marte por parte de la empresa inglesa
Cambridge Consultants Ltd. Era el proyecto La Niña,
nombre de una de las carabelas de Colón. Se trataba de la misma idea,
pero el destino era Marte. La vela en este caso era circular de 250 m
de diámetro, llevada hasta antes del despliegue metida en un cilindro
de 4 m de altura por 4 de diámetro. El proyecto tampoco fue realizado.
La entonces caduca Unión Soviética también realizó un proyecto igual de vela solar que llamó Solnechnic, nave solar, y tampoco pudo ser sacado adelante.
En el año 2000 la NASA estudiaba en su centro
Marshall un sistema nada menos que de sonda estelar a base de una vela
solar de 400 m, construida en fibra de carbono, reflectante,
desplegable, capaz de alcanzar una velocidad de crucero de 93 Km/s con
lo que podría cubrir una distancia de 37.000 millones de Km en 15 años.
Se creía entonces posible poner a punto tal nave para 2010.
Otro proyecto americano de vela solar, llamado Team
Encounter, consiste en una nave que debería alcanzar los 107.000 Km/h
para salir del Sistema Solar. Colabora la NOAA y la vela, que sería
diseñada por la compañía Aeroastro y construida por L’Garde, tendría un
peso de 18 Kg, mediría 75 m de lado en forma cuadrada, pero con una
superficie aprovechable de vela de 4.900 m^2.
En 2001 se planificó la prueba, en vuelo suborbital
con un impulsor Volna ruso en lanzamiento desde un submarino en el mar
de Barents, del modelo de prueba de vela solar Cosmos 1 de las
americanas Cosmos Studios y la Planetary Society. La vela fue diseñada
y desarrollada en las instalaciones espaciales rusas de Babakin. En el
vuelo, llamado Solnechny Parus, el ingenio, que pesaba 40 Kg, debía desplegar dos velas y luego regresar a Tierra para ser recuperado.
En 2006 se presentó en Finlandia un modelo de vela solar eléctrica a base largos cables, que sería llamada E-sail.
Se pensó para vuelos logísticos marcianos de apoyo a los tripulados y
como medio de acceso a asteroides con nulo costo energético para el
desplazamiento. Del hielo de los asteroides podría disociar oxígeno e
hidrógeno que se meterían en depósitos a enviar a órbitas sobre la
Tierra y Marte para la propulsión de naves tripuladas en tales vuelos
planetarios posteriores. De este modo, las naves tripuladas podrían
repostar.
Entre los esbozos de proyectos lejanos figura el de
la ESA para situar en órbitas a 5.000.000 Km 6 ingenios idénticos
conectados por láser entre ellos para tratar de captar ondas de
gravedad; el sistema de enlace por láser permite una precisión que
identificaría las alteraciones que pudieran producir las ondas de
gravedad.
Existen también proyectos para la exploración y
explotación geológica automática de la Luna. Para ello se proyectan
distintos tipos de base lunar.
La Luna es también un buen lugar para el
establecimiento de observatorios astronómicos y en su parte oculta
resultaría ideal disponer de un sistema de captación radioastronómica
puesto que allí la contaminación ETM terrestre no llega, sobre todo en
el caso de las bajas frecuencias. Para las investigaciones astronómicas
de interferometría, el hecho de disponer de un punto en la Luna supone
aumentar la precisión de los cálculos, dada la distancia.
También existen esbozos para proyectar el envío con
un Ariane 5 en 2012 al punto Lagrange 2 (al principio se pensó en las
inmediaciones de Júpiter, o por encima de la órbita de Marte) de una
sonda, inicialmente concebida de unos 50 m de diámetro y 1 Km de
longitud, y dotada de 4 a 6 telescopios-interferómetro IR
independientes de 1 a 2 metros de diámetro con un colector común de la
luz de todos ellos. La misión sería la de tratar de detectar planetas
del tamaño del nuestro fuera del Sistema Solar. Tal proyecto es el
europeo Darwin,
dado a conocer en 1996. Se especula incluso en la posibilidad de que el
ingenio, construido adecuadamente, pudiera detectar la existencia de
ozono en tales planetas, con lo que se podría creer que en los mismos
existiría la vida. El motivo de llevar la sonda más allá de la órbita
de la Tierra tiene la finalidad de evitar la luz zodiacal que emite
radiación IR y se produce por el polvo existente por debajo del citado
cinturón.
Un proyecto idéntico al Darwin es el norteamericano Terrestrial Planet Finder,
o buscador de planetas, y su presupuesto es, como el europeo, de unos
100.000 millones de pesetas de 1996. La previsión señala entonces su
lanzamiento para el año 2010 que en 2001 era ya para 2012. Esta sonda
debía tratar de captar planetas similares a la Tierra fuera del Sistema
Solar y para ello, teniendo en cuenta que nuestro planeta varía en su
brillo al girar, dado que tiene mares, desiertos, nubes, etc.,
previamente se debía establecer un análisis del espectro de la luz
terrestre para tener puntos de referencia.
Sin embargo, dotar a la sonda de detectores de
ozono, de oxígeno o de agua, para identificar la vida en otros
planetas, puede llevar a confusión u error puesto que en el caso de la
Tierra, en los primeros 2.000 millones de años de vida, la actividad
biológica no produjo oxígeno, aprovechando solo el hidrógeno para la
fotosíntesis.
El interés por sondas lunares ha sobrepasado los
intereses nacionales de los países y entidades privadas han propuesto
diversas opciones, y no precisamente científicas. Tal es el caso de una
empresa inglesa que propone enviar espejos reflectores de 200 Km de
diámetro, constituidos en mylar desplegable como una sombrilla, para
producir con la luz solar efectos sobre la superficie de la Luna de
tipo publicitario. El peso a enviar a la órbita lunar ascendería tras
un breve estudio a más del millón de Tm, lo cual haría elevar el coste
a una cifra récord para un anuncio, y posiblemente inviable por ello.
El 12 de abril de 2016 se anuncia en New York el
proyecto del ruso Yuri Milner, con el que colabora el astrofísico
Stephen Hawking, para enviar una batería del tipo de microsonda llamada
Nanocraft (nanonave), o StarChips (chips estelares), dentro del
proyecto Breakthrough Starshot (disparo estelar) para llegar a Alfa
Centauri, a 4,36 años-luz de nosotros. Tal tipo de microsonda sería un
chip de unos gramos de masa, dotado de microcámara de imágenes y
sistema de telecomunicaciones, del tamaño de poco más de una pulgada, y
una vela para su propulsión. El sistema impulsor pretende ser a base de
numerosos rayos láser emitidos desde la Tierra. El proyecto, para el
que el millonario ruso dice fijar un presupuesto de 100 millones de
dólares (para empezar...), pretende ser de bajo costo, si bien es muy
dudoso que tal sistema, sin desarrollar en 2016 en la medida de lo
necesario (y ya veremos en el futuro, pese a Hawking...), pueda
impulsar tal miniatura en la dirección correcta y a un 20% de la
velocidad de la luz, como se quiere, para llegar a su destino en solo
unos 20 años. Uno de los problemas de tal proyecto, al margen ya de la
necesaria enorme potencia de los láseres y de su dispersión e
ineficacia a gran distancia, es que a medida de las microsondas
adquieran velocidad la posibilidad de frenado o desviación de la ruta
por toparse las velas con gas y polvo interestelar aumenta, sin contar
con la posibilidad de impactos y otros factores. De hecho, en la
primavera de 2018, científicos de CALTECH reconocieron que en tal
momento aun no existe material tecnológico para tal misión. En 2021, el
cálculo de rayos láser terrestres para tal impulsión de las velas dice
que serían necesarios nada menos que 100 millones de ellos, y un
satélite sobre nuestro planeta para servir de láser guía y que la
atmósfera terrestre no desvíe los rayos.
A fines de 2017 se dice que la NASA planea, a tal
estrella cercana, una misión… para 2069. La propulsión sería similar a
la anterior, minisondas con láser que podrían tardar unos 44 años en
alcanzar Alpha Centauri suponiendo que tales ingenios (alguno al menos)
lograran alcanzar una velocidad del 10% de la de la luz, 30.000
Km/seg...
Otro proyecto, llamado Libélula, para alcanzar el
mismo destino y también el mismo sistema de vela solar impulsada por
láser, pero solo una de 29,4 Km de diámetro (35 Km de envergadura), se
publica en 2018. La sonda pesaría 2,75 Tm, de las que 1 Tm son solo la
vela que es una tela de grafeno, y la energía láser necesaria se estima
entonces en 100 gigavatios para acelerar la vela a cerca de 15.000
Km/seg (un 5% de la velocidad de la luz). El sistema láser sería
enviado al espacio, al punto Lagrange 1, y dotado de paneles solares.
Se cuenta con que la tecnología necesaria es necesario desarrollarla
aun y se ha de tardar entre 8 y 16 años en tenerla, y que tal ingenio
no podría ser impulsado antes de 2050. Tiempo de llegada a destino:
poco más de 100 años…
> PROYECTOS DE VUELOS TRIPULADOS FUTUROS.
Los vuelos tripulados por el ser humano en los años
inmediatos tendrán por objetivo principal la estación ISS, en la que se
ha concentrado la principal actividad para la investigación en la
microgravedad, así como para los estudios astronómicos y la observación
de nuestro planeta. Más adelante el objetivo anunciado será Marte y la
Luna.
= VUELOS PRÓXIMOS O PENDIENTES.
El principal destino de los vuelos tripulados será
la estación internacional orbital ISS. A la misma podrían llegar todo
tipo de vehículos de cualquier nación participante. Con seguridad serán
rusas y quizá americanas, pero también cabe la posibilidad de que
lleguen europeas y japonesas. Los estudios en este sentido ya han sido
realizados y existen prototipos de pequeñas naves tripuladas. Los
vuelos rusos seguirán siendo del tipo Soyuz o de la nave evolucionada
sobre ésta que la suceda.
Los vuelos inmediatos previstos por los
norteamericanos y rusos son los regulares del programa de la estación
internacional (ISS). Los rusos no tienen económicamente a corto plazo
más opción que su participación en tal ISS y quizá algún que otro vuelo
también en solitario con carácter excepcional. Y los americanos,
concluido el programa Shuttle, no tienen a corto plazo medio directo de
acceso a la Estación, aunque anuncian contrato de lanzamiento con los
rusos. La opción china seguirá posiblemente la ruta que se han marcado,
no resultando muy optimista su idea de los vuelos lunares porque su
necesidad es dudosa y solo una política presuntuosa lo justificaría;
recordemos que los americanos fueron en su día solo espoleados por los
soviéticos y los chinos no tienen tal instigamiento actualmente.
En 2020, los rusos anuncian que seguirán en la ISS a
partir de 2025, momento entonces previsto para un posible final del
programa de la misma. Pero además, a través de la empresa Energia
Rocket and Space Corporation están trabajando en un proyecto de una
estación orbital propia a desarrollar a partir de 2024. Llamada ROSS,
la misma podría ser automática o tripulada por hasta 4 cosmonautas y
estaría en principio constituida por un número de módulos entre 3 y 7.
Sus objetivos o funciones serían investigaciones y experimentos
tradicionales (biomédicos, de materiales, etc.), teledetección
terrestre (recursos naturales, geología, observación marina, asistencia
en desastres naturales, etc.), telecomunicaciones, enseñanza,
navegación y turismo sideral.
Tras el diseño del Shuttle los ingenieros
americanos, NASA e industria aeroespacial, siguieron estudiando nuevos
sistemas pensando en la futura sucesión, pero sobre todo cuando se vio
que en realidad el sistema de la lanzadera no era tan barato como se
pensó en un principio. El sistema debería ser un RLV, vehículo de
lanzamiento reutilizable que se bifurcaría en los proyectos X-33 y
X-34. Las críticas del sistema Shuttle, realizadas hasta por los rusos
que habían sin embargo hecho una copia con su Buran, que si fue
verdaderamente inútil, se basan principalmente en el carácter
aeronáutico del mismo. Entienden las críticas que las alas del Orbiter
solo se usan al final del vuelo para el aterrizaje y sin posibilidad de
una segunda oportunidad en la operación, y sin embargo son un peso
considerable adicional, pudiendo ser sustituidas por sistemas de
paracaídas, más baratos y posiblemente más seguros.
Se retomaron entonces viejas ideas y, tras la
readaptación a los nuevos tiempos, se creó para probar el diseño el
Delta Clipper-X. La nueva astronave, sobre el papel, solo necesita tras
el vuelo reponer propulsantes, el mantenimiento y poco más, y resulta,
en teoría, más barata o rentable. Es decir, la astronave tiene ahora la
mayor parte de su peso, que es casi todo, en propulsante, y en
principio despega y aterriza verticalmente. Es la principal o básica
característica de la misma. Aunque el Orbiter Shuttle es reutilizable,
no su tanque de propulsante principal y parcialmente sus cohetes
auxiliares, el vehículo espacial ideal sería aquel que fuera al espacio
y regresara sin otra necesidad a grosso modo que el reposte de
propulsantes y un regular mantenimiento. El costo estimado así para el
nuevo vehículo era de unos 10 millones de dólares por lanzamiento, muy
optimista pero evidentemente más barato que los más de 400 por los que
sale entonces un Shuttle.
Se trata pues de la primera nueva astronave espacial
del siglo XXI, que inicia nuevo milenio, y pensada para sustituir a
largo plazo el sistema Shuttle, señalando la previsión un principio de
vuelos simultáneos con el mismo.
- ANTECEDENTES
En paralelo prácticamente al desarrollo inicial del
Shuttle, en los años 70 se estudió entre otros, ya vistos, un modelo
llamado Advanced Shuttle, o Lanzadera Avanzada, que venía a ser como el
STS pero cambiando los SRBs por una especie de otra lanzadera tripulada
de aterrizaje horizontal que solo servía para una primera impulsión y
regresaba sin salir al espacio, y que iba separada del Orbiter por un
ET. Con tal modelo se pretendía reducir el peso de la astronave y darle
una estructura más robusta, y se pensaba en mejores propulsantes y
motores de más alto rendimiento.
En el modelo de otro proyecto el gran tanque de
propulsante desaparecía y quedaban las dos naves, quedando en la
primera o mayor de despegue la mayor parte del propulsante. Tal nave
primera elevaría al Orbiter casi hasta la órbita terrestre para
retornar inmediatamente a los pocos minutos de partir y aterrizar
luego. Toda la astronave es en este caso recuperable.
Existen pues varios sistemas estudiados, unos
pensando en un Shuttle avanzado, desarrollando algunos de sus aspectos,
otros pensando en un sistema mixto avión-cohete y finalmente el de un
perfeccionado y futurista cohete de una sola fase.
Este último se llamó One Stage to Orbit, una etapa
en órbita, y toda la astronave es una sola fase, íntegra y compacta,
tal como evocaban los primeros libros de ciencia-ficción. Una lanzadera
de una etapa se calculó que habría de pesar unas 1.633 Tm. Su longitud
típica de sus primeras concepciones, sobre el papel, era de 57,6 m, con
una envergadura de 45,4 m y alas en delta; el peso en seco habría de
ser de 171 Tm. Sin embargo, la carga útil resultante es menor que las
30 Tm de un Shuttle. Además, para el lanzamiento se planteaban varios
problemas.
Pero, en cualquier caso, hay un elemento común a
todos ellos: el carácter reutilizable como condición de abaratamiento
del sistema.
RESUMEN DE PROYECTOS ANTECEDENTES
Los proyectos sobre el sistema Shuttle evolucionado
han sido referidos en la parte dedicada al programa Shuttle, en tanto
que sobre el sistema mixto avión-cohete se hace referencia en el
apartado sobre los “Vuelos tripulados futuros” ya que, al contrario del
sistema de “una sola etapa en órbita”, se trata de un sistema del que
no ha sido iniciado su desarrollo. Por cierto, que uno de los modelos
estudiados de Shuttle era de una sola etapa, el llamado Shuttle SERV.
Proyectos de cohete de una sola etapa.
Los proyectos de una astronave constituida en una
sola fase existentes antes del comienzo de los ensayos reales del
sistema fueron los siguientes:
Uno de los primeros estudios data de 1963 y fue llamado OOST,
una etapa en órbita, que habría tenido una altura de 85,4 m, un
diámetro de 21,3 m, un peso de 7.892, de ellas 7.551 Tm de LOX y LH que
habría quemado en 4 motores durante unos 4 min creando un empuje
inicial sería de 12.562 Tm. Su capacidad habría sido para situar 454 Tm
en órbita de 325 Km de altura. Una variante menor de este modelo, de la
misma época, denominada ISI
habría sido de una altura de casi 58 m, mismo diámetro, un peso de
5.125 Tm, de ellas 4.833 Tm de LOX y LH que habrían sido quemadas
durante 4 min 8 seg en 15 motores proporcionando un empuje inicial de
casi 6.985 Tm.
Al mismo tiempo se proyectó el modelo ROOST,
una etapa en órbita pero de carácter reutilizable con su
correspondiente versión ISI. El modelo inicial habría tenido una altura
de 106,7 m, un diámetro de 21,3 m, un peso de 10,898 Tm, de las que
10.290 Tm serían de LOX y LH que habrían sido consumidas en 4 motores
durante 4 min 6 seg creando un empuje inicial de 14.196 Tm. La
capacidad de satelización sería la misma que el OOST. La versión ISI
habría sido de 67,1 m de altura, mismo diámetro, 6.218 Tm de peso, de
las que 5.783 Tm serían de LOX y LH que habría quemado en 18 motores
durante 4 min 9 seg creando un empuje al partir de 8.331 Tm.
Hacia 1966 se estudió el Pegasus,
en sistema de lanzamiento vertical de una sola etapa que habría tenido
una altura de casi 35 m, 10 de diámetro, un peso de unas 2.000 Tm y un
empuje inicial de 2.440 Tm. Habría constado de una fase con un motor,
pero con 4 tanques de LOX y LH adosados. El cuerpo central habría sido
de la altura y diámetro apuntados, con un peso de 1.352,8 Tm, de las
que 1.230 Tm aproximadamente serían del citado propulsante que habría
quemado durante casi 4 min. Cada tanque habría tenido casi 19 m de
altura, 4,6 m de diámetro, un peso de 162 Tm, de ellas 130 Tm del
repetido propulsante; se habrían consumido en los primeros 24 seg de
vuelo.
Igualmente en 1966, el sistema Rombus
se diseñó con la misma estructura del Pegasus, pero con mayor
capacidad. El cohete resultante habría tenido 29 m de altura, 16 m de
diámetro, 24,4 m de envergadura, un peso total de 8.639,5 Tm. El cuerpo
principal habría pesado 5.102 Tm, de las que 4.875 Tm habrían sido de
LOX y LH que habrían sido quemados durante 3 min 35 seg. Cada uno de
los 4 tanques adosados que habría llevado, de 7,6 m de diámetro, habría
pesado 884 Tm, de las que 771 Tm serían del citado propulsante que se
consumiría en el motor del cuerpo central en los primeros 34 seg de
vuelo.
En 1967 se estudió el proyecto SASSTO,
Aplicación Saturno de una Sola Etapa en Órbita. Habría tenido casi 19 m
de altura, 6,7 m de diámetro, 98 Tm de peso y un empuje inicial de
125,6 Tm. Habría llevado 94 Tm de LOX y LH que habría quemado durante 4
min 28 seg en un motor, con impulso específico de 359 seg.
En 1969 la Boeing diseñó un sistema que no es
exactamente de una sola fase, pero se asimiló al criterio de estos
modelos de astronave. Fue el MLLV,
que habría ido ayudado de 12 boosters. El cohete habría tenido 78,6 m
de altura, 21,9 m de diámetro, un peso total de 25.132,7 Tm, y un
empuje al partir de 31.980,8 Tm. La etapa principal sería de la altura
y diámetro indicados, con un peso de 5.352,4 Tm, de ellas 5.035 Tm de
LOX y LH que habrían sido quemados en 12 motores durante 5 min 10 seg.
Cada booster sería un AJ-260X de 30,5 m de altura, 6,6 m de diámetro,
1.648,3 Tm de peso, de ellas 156 Tm de peso sin el propulsante sólido,
y con un tiempo de funcionamiento de 1 min 56 seg.
Otro estudio de una sola etapa en órbita se hizo en 1976 en Alemania bajo la denominación de proyecto Beta.
Se trata de una propuesta de cohete de 40 m de altura, 7,7 m de
diámetro y 10 m de envergadura, que pesaría 450 Tm, de ellas 410 de LOX
y LH que serían quemadas en 13 motores MBB durante 5 min 18 seg
proporcionando un empuje de 520 Tm.
En los Estados Unidos, en 1978 se estudió el VTOVL,
sistema de despegue y aterrizaje verticales, y es un verdadero
antecedente del proyecto desarrollado en los 90. La concepción era de
un cohete de 26,5 m de altura y 29,7 m de envergadura, con un peso
total de 4.094 Tm y un empuje al partir de 5.490,8 Tm. Debía utilizar
LOX y LH, 3.674 Tm aproximadamente, que debía quemar en 17 motores
durante 8 min.
A principios de los años 80 también se consideró el modelo llamado Star Raker,
de la Rockwell. Hubiera tenido 95 m de altura, 107 m de envergadura,
2.270 Tm de peso, y su capacidad de transporte de carga útil habría
sido de algo más de 40 Tm hasta una órbita de unos 450 Km de altitud.
Para despegar utilizaría 10 motores turboventiladores y volaría
horizontalmente hasta una posición ideal de inicio vertical de
trayectoria final al espacio, sobre unos 14 Km de altura, ya con
motores-cohete, cesando el funcionamiento de los turboventiladores a
los 33 Km de altitud. Dotado de losetas térmicas para la reentrada, el
retorno debería haberlo realizado con ayuda de retropropulsores y
descendiendo sobre aguas cerca del KSC.
Finalmente, el proyecto definitivo que vio al menos
la fase de ensayos previos, antecedente del prototipo que debía
estudiar el sistema final de una fase en órbita, fue el DC-I,
o Delta Clipper I de la Douglas. Este modelo debió tener 38,7 m de
altura, 9,2 m de diámetro máximo, 470 Tm de peso y un empuje al partir
de 543,53 Tm. El peso en seco sería de 36 Tm y los propulsantes
utilizados, 434 Tm de LOX y LH para quemar en un solo motor durante 5,5
min. El coste estimado del cohete sería de unos 350 millones de dólares.
- EL PROYECTO DELTA CLIPPER
El proyecto final, que da lugar y utiliza al DC-X, o
Delta Clipper-X, para pruebas y ensayos de diseño, está basado en la
propuesta SSTO, una etapa en órbita, discutida durante 30 años. Se
enmarca ello, aunque con origen militar del Pentágono, dentro del
llamado programa para el desarrollo del lanzador reutilizable, RLV,
como primer prototipo real del SSTO o vehículo de una etapa en órbita,
destinado a sustituir al Shuttle, y dándole además un impulso comercial
con la cofinanciación del mismo por parte de diversas empresas
americanas. La sustitución del sistema Shuttle se basa en la antigüedad
del sistema, concebido y desarrollado ya hacía aproximadamente 25 años.
Intervienen principalmente en el proyecto la NASA,
el Pentágono, y la empresa McDonnell Douglas, con la que la anterior
firma en AGOSTO de 1991 contrato al efecto por un importe de 58,6
millones de dólares para el desarrollo del prototipo. El Pentágono
había echado a andar el proyecto en 1989 dentro del desarrollo de la
Organización para la Iniciativa de Defensa Estratégica (conocido por
“la guerra de las galaxias”), más tarde renombrada BMDO. Pero por
debajo de la McDonnell aparecen un grupo de empresas subcontratadas,
como: la Pratt&Whitney’s, de West Palm Beach; Aerojet’s Propulsión,
de Sacramento; la alemana Deutsche Aerospace; Honeywell Space Systems,
de Florida; Harris Corp, de Rockledge, Florida; etc.
En la planificación inicial, tras este modelo a
escala, en principio 1/3, se debían construir otro, el SX-2, a escala
2/3 del prototipo final o DC-Y, que sería la verdadera nave espacial.
El modelo a escala DC-X (33) tenía las siguientes
características: 12,1 m de altura, 4,066 m de anchura en la base, peso
18,8 Tm, unas 9 Tm de LOX e HL, tiempo de funcionamiento 2 min 7 seg y
un empuje de 22,7 Tm; el impulso específico a nivel de mar era de 316
seg. El tanque de LH estaba en la parte inferior y era el mayor.
Llevaba 4 motores RL-10A5, de 80 cm de diámetro y 143 Kg de peso cada
uno. Su aspecto vertical es cónico, como una punta de bolígrafo, con la
base cuadrada, y su carcasa está construida en fibra de grafito y
resina epoxi para aligerarlo, según desarrollo de Burt Rutan. Su costo
se cifró en torno a los 59 millones de dólares.
Sobre este plan, el prototipo final DC-Y debía tener
una altura de 20 m, 5 de diámetro, 84 Tm de peso, un empuje inicial de
90,82 Tm, de las que 78 Tm serían de LOX y LH que se debían quemar en
16 motores RL-105A5 funcionando 4 min 31 seg; el impulso específico
sería, como en el modelo anterior a escala de 316 seg.
La nave final debería haber sido tripulada por 3
personas y solo hubiera necesitado otras 15 para el mantenimiento del
vuelo en el centro de control.
- ENSAYOS PRELIMINARES. HISTORIA Y EVOLUCIÓN DEL PROYECTO.
Los ensayos primeros para ver la viabilidad real del
sistema de despegue y aterrizaje vertical se realizan con el modelo a
escala DC-X en el área de White Sands, en el desierto de Nuevo Méjico.
1993
Es probado en Nuevo México el 18 de AGOSTO por vez
primera el modelo experimental Delta Clipper denominado DC-X, que debía
previsiblemente ascender en unos 45 metros y desplazarse 105 m
horizontalmente para luego descender y posarse, desplegando previamente
en la bajada 4 patas. El vuelo dura 1 min.
El segundo y tercer ensayo tienen lugar
el 11 y 30 de SEPTIEMBRE y el prototipo se elevó a 90 m de altura y
recorrió también antes de aterrizar 105 metros.
1994
Por entonces la NASA planifica hacerse cargo del
proyecto, hasta entonces en manos del Pentágono. Este último debía
ahora aportar otros 40 millones más para seguir con el proyecto, pero
otros fines requerían el dinero. Así que la NASA y los militares se
ponen de acuerdo para seguir con las pruebas. El patrocinio militar
finalizaría definitivamente en 1995.
El 20 de JUNIO se realiza la cuarta prueba del
prototipo del DC-X con éxito. El ingenio subió hasta una altura de 500
m y luego trazó una curva hasta los 860 m, con un desplazamiento
horizontal de 350 m, para subir luego en otro sentido hasta 900 m de
altitud; la inclinación del ángulo de ataque fue entre 0º y 70º.
Finalmente, a los 2 min 16 seg de vuelo, aterrizó con éxito.
El 27 de JUNIO el DC-X resultó dañado en una explosión ajena a sus motores.
Al término del año, el total acumulado de pruebas
del DC-X era de 5, siendo un éxito todas menos una de ellas que hubo de
realizar un aterrizaje forzoso.
En este año la NASA escoge 4 empresas para el
desarrollo de dos nuevos tipos de lanzador basados en el DC-X. Uno de
ellos es el modelo X-33 cara a sustituir al Shuttle. El otro tipo es el
X-34, parecido al anterior pero totalmente automático y reutilizable
para sustituir a lanzadores de satélites de poco peso y con lanzamiento
desde un avión.
Para el estudio y desarrollo del DC-X-33 participan
con la NASA las empresas McDonnell Douglas colaborando con la Boeing,
la Lockheed y la Rockwell International en colaboración con la Grumman,
las cuales cobran cada una 8 millones de dólares para unos preliminares
de 15 meses de duración prevista en los trabajos; el costo total de tal
etapa inicial se cifras en 24 millones de dólares solo en el caso del
X-33. El proyecto fija un presupuesto de 660 millones de dólares para
una segunda fase más el costo añadido por las empresas que participaran.
En realidad, para sustituir al Shuttle, el X-33 que
se tiene en estudio tiene 3 posibles formas, una directa basada en el
DC-X de despegue vertical y otros dos, dotados de alas, pero también de
despegue vertical. Al X-33 se fijó dotarlo de un motor Linear Aerospike
de hidrógeno líquido, cuya ventaja es que se adaptaría a las
variaciones de la presión atmosférica.
Los proyectos estudiados por la Rockwell-Boeing se
enfocan hacia una astronave de despegue vertical y aterrizaje sobre
pista, el de la McDonnell Douglas-Grumman es una astronave de despegue
y aterrizaje vertical, y el de la Lockheed Martin es de despegue
vertical y aterrizaje horizontal pero sin alas. Dada la envergadura del
proyecto, la consecuencia inmediata a nivel empresarial sería la
constitución de una alianza entre la Lockheed y la Rockwell, y otra
entre la Boeing y la McDonnell.
Para el modelo X-34 se proyectan invertir unos 70
millones de dólares con la intención de que sirva como prototipo para
el desarrollo de otros modelos de carácter primordialmente
reutilizable. En su primera fase aporta solo su colaboración la empresa
Orbital Sciences Corp, de Dulles, con la colaboración de la Rockwell
International, y su puesta a punto se prevé entonces para 1998.
1995
El 16 de MAYO, el prototipo DC-X fue vuelto a probar
(es la sexta vez) en la WSMR (White Sands), y alcanza 1.325 m de altura
para volver a posar en el suelo a continuación, funcionando durante 124
seg. En elevarse tarda 47 seg, subiendo con un ángulo de inclinación de
15º por lo que se desplazó sobre la vertical de despegue en 340 m para
a continuación moverse horizontalmente como un helicóptero y descender
luego hasta posarse con suavidad sobre sus 4 patas, por lo que la
prueba es un éxito.
El 12 de JUNIO se realiza la primera de otras 4
pruebas previstas en el resto del año, financiadas por la NASA y la
USAF con 3,3 millones de dólares. El ensayo, séptimo en general, se
realiza en White Sands y logra alcanzar 1,9 Km de altura, que es su
propio récord, en un vuelo de 2 min 12 seg de duración. Se prueba por
vez primera un sistema de maniobra de 4 motores y todo el ensayo
resulta ser un éxito.
El 7 de JULIO siguiente tiene lugar un nuevo ensayo,
el octavo, también con resultado positivo, del prototipo SSTO. En la
prueba el prototipo ascendió a 2.440 m y se simuló un aterrizaje tras
la reentrada atmosférica del ingenio, con ensayo de la reorientación,
realizándose un descenso un poco más fuerte de lo esperado por fallo
del sistema de radar, que causa ligeros daños en la cubierta externa.
Por tal motivo no se lleva a cabo otra prueba prevista para el mismo
día, la novena del programa. Entonces la previsión marca reanudar las
pruebas en abril del año siguiente.
Los planes apuntan por entonces a que el desarrollo
del Delta Clipper daría lugar a la construcción de la astronave
definitiva previsiblemente para ser operativa no antes del 2005 ni
después del 2010.
1996
Para este año, se tiene fijado continuar las
evaluaciones con el DC-X en el modelo ahora llamado A, como prototipo
de un futuro X-33 para la sustitución del Shuttle entonces en servicio.
El 15 de marzo, la empresa McDonnell Douglas concluía las
modificaciones del modelo y presentaba oficial y paladinamente el
modelo, y lo entregaba a la NASA que, a partir de mayo siguiente,
continuaría las pruebas. Entre las modificaciones figura el importante
aligeramiento de los tanques de LOX utilizando una aleación de aluminio
y litio, de tecnología rusa. Los de LH eran principalmente de epoxi. Su
mantenimiento, según se dijo, solo requeriría 15 personas.
Por su parte, en cuanto al X-34, las empresas
implicadas en el proyecto tienen problemas para la consecución de las
metas al costo económico propuesto. De tal modo, el proyecto X-34, que
la NASA adjudicó a las compañías Rockwell International y OSC, se
paraliza. La primera abandona el proyecto y la segunda se inclina por
rediseñar el mismo, dado que los costos eran superiores a lo calculado
inicialmente.
El 18 de mayo se realiza en White Sands una nueva
prueba del prototipo del DC-XA, la primera de 5 propuestas del modelo
mejorado. Fue dirigido a distancia por el ex-astronauta Charles Conrad,
haciéndolo ascender 244 m, desplazándose luego horizontalmente 107 m, y
logrando aterrizarlo al cabo de 1 min de vuelo. El ingenio se incendia
al posarse en la parte baja exterior y daña algunos de sus equipos.
El día 7 de junio siguiente se efectúa en el mismo
lugar la segunda prueba del modelo mejorado y en la misma, que dura 1
min, el cohete asciende a unos 600 m, se desplaza horizontalmente unos
150, para luego aterrizar.
El día siguiente se realizó otro ensayo en la que el
DC-XA voló durante 2 min 22 seg y ascendió a la altura, récord para el
mismo, de 3,1 Km. Es la tercera prueba del DC-XA.
El 10 de junio la NASA acuerda con la compañía OSC
la construcción de un modelo X-34 de prueba, aportando 60 millones de
dólares, para pruebas a realizar a partir de octubre de 1998. La altura
que se pensaba alcanzar con el nuevo prototipo es de unos 75 Km de
altura y volar a 8 Mach. Con el modelo reutilizable X-34 definitivo el
costo por vuelo de lanzamiento de satélites bajaría notablemente.
El 14 de junio es probada con éxito la estructura
primaria del X-33 en el LaRC de la NASA. Construida en un compuesto de
grafito, la estructura fue sometida a fuerzas hasta la rotura para
comprobar su nivel de resistencia.
El 2 de julio, en el JPL californiano, el entonces
vicepresidente USA, Al Gore, anuncia que la NASA se inclina por el
proyecto Venture Star (el aventurero estelar) de la empresa
Lockheed-Martin para la adjudicación de un contrato de 941 millones de
dólares para el desarrollo del prototipo del definitivo X-33 y de cuyo
futuro dependería el verdadero desarrollo del Venture Star; quedaban
pues fuera los proyectos de la Rockwell y la McDonnell. A los citados
941 millones hay que añadir otros 230 que pone la propia empresa
adjudicataria. El plan de entonces quiere que se llegue a la
disposición para marzo de 1999 de la astronave en la base Edwards, en
California, donde se realizarían en lo sucesivos las pruebas de
lanzamiento. La velocidad alcanzada debería ser de Mach 15. El
aterrizaje se realizaría unos 27 min más tarde en pistas de Montana
(Base USAF Malmstrom, cerca de Creat Falls) o en Utah o Baker; luego,
volvería a Edwards a lomos de un Boeing. El aterrizaje del modelo
elegido sería, sin embargo, horizontal; al contrario que las pruebas
del DC-XA, al que, con esta selección, se dejaba a un lado.
En el nuevo modelo planificado, pensado llamar como
se dice Venture Star, tiene fijadas en los planos una forma de punta de
flecha, con pequeños alerones en la base, y su elección se basa en las
innovaciones tecnológicas introducidas, como el uso de materiales muy
ligeros que antes no eran posibles. Sus medidas generales son 38 m de
altura, y 991.552 Kg de peso; su capacidad para llevar una carga útil a
una órbita es de 15 Tm (como promedio, en dependencia de la altura
orbital) en una almacén de carga de 4,5 m de ancho por 13,7 de
longitud, 4,5 m menos de largo que el del Shuttle y la mitad menos en
peso, aunque a un coste inferior en una décima parte. Los propulsantes
a utilizar son el LOX y el LH y los motores, 7 en línea, no utilizan
toberas cónicas tradicionales; el sistema, llamado Aerospike, fue
investigado por la Rocketdyne bajo un costo de 500 millones de dólares
y acumuló pruebas de funcionamiento de 4.000 segundos. Las primeras
pruebas del prototipo de motor, llamado LASRE, consistieron en ensayos
estáticos y 7 vuelos en avión SR-71 y finalizaron a finales de 1998.
El recubrimiento térmico de la nave es metálico. La misma, aunque
podría ser pilotada, también funcionaría en régimen automático, con
control total con sistemas informáticos. Los estudios iniciales no
presentan una opción definitiva en este sentido e incluso se menciona
la posibilidad de que no lleve ni cabina de pilotaje, muy a pesar de
que la opinión contraria de los astronautas, entonces no muy favorables
a tal opción. Los astronautas piensan que un ordenador no podía
suplantar las opciones humanas ante un problema. En cualquier caso, el
primer modelo de la nueva nave, destinada a pruebas, no iba a ser
tripulado. Previsiblemente, la astronave ha de llegar a ser operativa
en el 2.005 y su mantenimiento sería tan sencillo que debería estar
lista para volver a volar en pocos días.
De tal nave se construiría primero un prototipo,
llamado X-33 ATD, de 21 m de altura y aproximadamente otros tantos de
ancho, con un peso de 37,5 m, sin capacidad para subir más allá de los
76 Km de altura, a 15 Mach, y que entonces se piensa comenzar a probar
el 15 de marzo de 1999, realizando en tal año un total de 15 ensayos.
El plazo de construcción se fija pues en 3 años y el mismo debía pesar
28,5 Tm en seco y llevar 123 Tm de propulsante. Si todo iba bien en las
pruebas, para finales de 1999 se debía tomar la decisión definitiva
para la construcción de la astronave verdadera.
El proyecto de nave definitiva ascendería a una
cifra oscilante entre 5.000 y 8.000 millones de dólares. Los vuelos
previstos de tal vehículo se fijan en unos 30 anuales una vez
operativo. Pero puesto que estas astronaves iban a ser propiedad de la
industria privada, no solo la NASA, que las impulsó, realizaría vuelos
con las mismas sino también la citada industria. La NASA pasaría a ser
pues un usuario, como también lo podrían ser el DOD y las empresas
privadas de satélites. Esta novedad de la privatización es otro
elemento que se une a los aspectos del proyecto.
El 31 de julio se intenta un nuevo ensayo, el
cuarto, en White Sands del Delta Clipper, renombrado Clipper Graham; el
nombre es debido al general Daniel O. Graham. El ingenio despega a las
21 h 15 m, hora española, y ha de volar durante 140 seg dirigido por
control remoto, llegando a alcanzar 1,25 Km de altura. Al aterrizar,
una de las 4 patas no se extendió y al posarse, el cohete, con los
motores ya apagados, se inclinó hacia un lado. La consecuente caída
hizo que el tanque del oxígeno reventara y produjera un incendio que no
se logró extinguir, produciendo a su vez la explosión del tanque de LH.
El prototipo es consecuentemente destruido.
Por de pronto, los 4 siguientes vuelos previstos de
prueba fueron necesariamente suspendidos y se creó un grupo de estudio
del accidente. El origen del fallo es a primera vista el sistema
hidráulico de la pata que no se despliega. Las investigaciones
posteriores aclararán que un tubo de tal sistema hidráulico de helio no
estaba conectado con lo que no había presión para desplegar la pata.
El 28 de AGOSTO tiene lugar la firma del contrato
del MSFC de la NASA con la OSC para el desarrollo y prueba de las
tecnologías del X-34, a caballo entre el Clipper Graham y el X-33, para
dotar a la astronáutica americana de un futuro lanzador de satélites
bajo la misma filosofía del citado X-33, pero tomando como base de
lanzamiento un avión del tipo Boeing 747 en vuelo; respecto al X-33, el
X-34 es de menor tamaño y más ligero. Las futuras pruebas deberían
mostrar en 25 vuelos en el período de un año la integración en el
vehículo de nuevas tecnologías, la capacidad autónoma del mismo en
vuelos subsónicos y supersónicos a Mach 8 y, en general, la prueba de
todos sus sistemas.
El 7 de OCTUBRE se emitía informe de impacto medioambiental sobre el proyecto X-33.
El 13 de NOVIEMBRE, representantes de la NASA y la
empresa Lockheed se reúnen en Washington para discutir algunos detalles
de diseño del proyecto X-33; por la empresa citada acude el antiguo
astronauta T. Mattingly.
El 18 de DICIEMBRE finaliza la segunda revisión
general del diseño del X-33, siendo la primera anterior sobre la
revisión de su configuración general; estas revisiones son denominadas
PDR. Los técnicos dieron el visto bueno a la viabilidad del diseño.
Entonces, en los siguientes 8 meses se debía revisar el diseño
definitivo para luego pasar la construcción ya de X-33; además, en
octubre siguiente se debía comenzar a construir en la base Edwards los
edificios para la asistencia técnica al prototipo y su despegue. El
lugar concreto sería en Haystack Butte, en la parte oriental de la
repetida base Edwards.
1997
El 21 de ENERO el centro Langley comunica la prueba
en túnel de viento del modelo X-33 a escala 7,75 % en una primera fase.
La prueba se completa el 20 de febrero siguiente. La misma se
desarrolló en el centro Arnold de la USAF en Tullahoma, Tennessee.
En MARZO es probado un modelo del X-33 de acero
inoxidable y aluminio en el túnel de presión y baja turbulencia del
Langley.
El 6 de MARZO la NASA anuncia el inicio de las
primeras obras de acondicionamiento e instalaciones precisas para el
X-33 en la base californiana de Edwards por parte de la empresa
Sverdrup Corporation; las mismas debían concluir el 9 de septiembre de
1998.
En ABRIL siguen las pruebas aerodinámicas en túnel
de viento en el MSFC y también se prueba componentes del motor previsto
dotar al X-33 en el mismo centro Marshall, en Hunstville.
En el mes de MAYO, mientras siguen algunas pruebas
aerodinámicas en túnel de viento, se discute la reducción de peso del
modelo X-33.
A mediados de mayo se dio el adelante en el
desarrollo del X-34, pensando ponerlo a punto en 1998 para volar en
unas 25 misiones de pruebas tecnológicas en una curva suborbital de
unos 75 Km de altura con velocidad de 8 Mach, como se indicó
anteriormente. La versión definitiva y posterior debería luego
satelizar ingenios. El motor del X-34 será el llamado Fastrac que
consumiría LOX y keroseno y su empuje sería nominalmente en principio
de 27,42 Tm en el vacío. Desarrollado para el proyecto, este motor, que
utiliza un nuevo sistema de refrigeración, es de más larga vida y menor
coste, de solo 1.000.000 $, de los modelos tradicionales, resultando
solo un 25% del coste de éstos. El modelo X-34 se concibe entonces de
una longitud de 17,78 m y una envergadura de 8,45 m.
La revisión del diseño definitivo, prevista
finalizar en agosto se retrasa hasta octubre por falta de resolución en
algunos puntos. Son problemas aerodinámicos, de falta de estabilidad
por falta de masa, y la consideración contrapuesta de eliminar en los
sistemas hasta un total de material de 2 Tm. El peso teórico de 28,5 Tm
se sobrepasa entonces en 7,5 Tm y además se calcula que en las
condiciones reales el ingenio no sería capaz de cubrir el espacio entre
el lugar de partida, Edwards, y el de aterrizaje, base de Montana.
Tampoco alcanzaría los 15 Mach por el sobrepeso. Entre las soluciones
se considera cambiar el propulsante por otro más denso. Otros lugares
contemplados para el aterrizaje se apuntan en Silurian Lake, en Baker,
California, y el campo aéreo del Ejército Michael, en Dugway Proving
Ground, Utah.
En JUNIO y JULIO siguen las pruebas en túnel de
viento en Langley, a la vez que se trabaja en la cuestión del sistema
propulsor y otros factores.
El 28 de AGOSTO es probada la estructura interna
cilíndrica entre tanques destinada al X-33, siendo sometida a fuerzas
hasta la rotura para la comprobación de su resistencia límite; la
presión se consiguió con 21 gatos hidráulicos.
El 24 de SEPTIEMBRE se inicia la CDR, revisión
crítica del diseño del motor Aerospike del X-33, o motor XRS-2200, en
Chattsworth, California.
El 26 de SEPTIEMBRE se dio a conocer el estudio del
impacto medioambiental en el vuelo del X-33 sobre los citados lugares
de aterrizaje y el de despegue.
El 31 de OCTUBRE se completó la revisión crítica del
diseño en Edwards. En la misma jornada, además, tiene lugar la primera
prueba en vuelo del avión SR-71 para ensayo del motor Aerospike
destinado al X-33. La prueba se realiza sobre Edwards y dura 1 h 50 min
y en la misma se alcanzaron los Mach 1,2 de velocidad.
La previsión señala entonces el inicio de los 15 vuelos de prueba del prototipo para julio del año 1999.
El 14 de NOVIEMBRE de 1997 se inician oficialmente
las obras en la base Edwards para montaje e instalaciones del X-33 bajo
un presupuesto de 30 millones de dólares y un plazo de ejecución de 1
año; el número de trabajadores es entonces de unos 100. Se incluyen
naves o edificios para el montaje, rampa de disparo, centro de control,
etc.
1998
Se decide la construcción de un segundo modelo X-34,
bajo ampliación de contrato con la empresa adjudicataria OSC, para
aumentar el número de ensayos a realizar y simultanear algunos con
distintas técnicas. En el proyecto X-34 preliminar participan los
centros de la NASA MSFC. LeRC, LaRC, ARC, Centro Dryden de Edwards en
Holloman, área de White Sands, para los diversos estudios
aerodinámicos, protección térmica y operaciones de prueba; el centro
Lewis, o LeRC, se ocupa del sistema de propulsión, materiales y
estructuras, turbinas, propulsantes, etc. En cuanto a empresas privadas
OSC principalmente, pero también la AlliedSignal Co. de Tempe para el
sistema de tubos hidráulicos, la Oceaneering Incorporated, de Houston,
para la protección térmica, y los Draper Laboratories, de Cambridge,
para aviónica y programas informáticos.
El 1 de ENERO una avería hace inundar la nave de
construcción del X-33 de agua dispuesta para incendios, pero la humedad
no causa daños graves.
El 21 de ENERO es acabada la construcción de la rampa de disparo del X-33.
A principios de FEBRERO se envía desde New Orleans,
donde se construyó, a Palmdale el tanque de LOX con la forma necesaria
para el X-33. Es la primera pieza realizada del mismo y supone, lleno,
el 65 % de peso total del prototipo. El ensamblaje del mismo comienza
entonces con un plazo de 18 meses, tras los cuales comenzarían las
pruebas de vuelo atmosférico, en julio de 1999.
El 11 de FEBRERO es entregado en Palmdale el primer
gran componente del X-33, un tanque para LOX, que es llevado por un
Airbus A300-600ST.
El 12 de FEBRERO se realiza una prueba de presurización y circulación de propulsante líquido criogénico.
El 4 de MARZO se completa en un vuelo SR-71 la
prueba del sistema propulsor Aerospike Linear sobre el centro Dryden;
el vuelo dura 1 h 57 min y en el mismo se alcanza una velocidad de 1,58
Mach.
El 18 de MAYO se prueban en vuelo la estabilidad de
los materiales de protección térmica pensados para el X-33 sobre un
reactor F-15B.
El 30 de JUNIO se completan en el centro Dryden de
Investigación en la base Edwards 6 pruebas en vuelo del TPS, sistema de
protección térmica para poner en el X-33, a base de 1.241 paneles metálicos
de Inconel. Los ensayos, realizados sobre el F-15 adaptado a más de 1,4
Mach de velocidad, dan resultados aceptables.
Hacia el mismo tiempo, la Lockheed Martin se decide
a construir el edificio de montaje del X-33 en la base de lanzamiento
del mismo y en el que se esperaba que fueran a trabajar unas 2.000
personas. Sin embargo, la citada base aun no se había ubicado y solo en
1999 sería fijada.
En JULIO como resulta de las dificultades en la
fabricación del tanque de LH, la fecha de entrega prevista, del 31 de
julio, se dice que iba a ser retrasada a mediados de octubre siguiente.
Hasta el 1 de octubre, la NASA apuntó el plazo de
propuestas para otro modelo X más, el llamado Future-X. A este proyecto
se le asignó un presupuesto de 90 millones de dólares para el período
1998-2002.
En la fecha del mismo 1 de OCTUBRE es probado
durante 3 segundos en el centro Stennis parte del sistema de propulsión
del X-33; se comprobaron las turbobombas de propulsante entre otras
cosas.
A finales de 1998 se había advertido que el X-33
llevaba un retraso de 5 meses. Problemas con los motores Aerospike, que
no se iban a entregar hasta abril del siguiente año, fijaban como nueva
fecha para la primera prueba el primero de diciembre de 1999.
Por entonces la NASA determina la realización de 25
pruebas del X-34, con un costo de 10 millones de dólares, a llevar a
cabo sobre White Sands en un año.
El 18 de diciembre comienzan en el KSC de Florida a
construirse las instalaciones, tal como un hangar, para usar en el
proyecto RLV, cerca de la pista de aterrizaje Shuttle. El presupuesto
de tales obras es de 8.000.000 $.
1999
A principios de año se pone de relieve que el primer
disparo de un X-33 iba a tener al menos 7 meses de retraso. A la
Lockheed Martin le habían surgido problemas con uno de los dos tanques
de hidrógeno, cuya pared interna se separaba, con lo que tenían que
remodelar. Otras partes del modelo también registraban problemas y
significaba también un retraso en el desarrollo. Además, el peso de la
nave era de 37,5 Tm cuando teóricamente no debía superar las 32 Tm. El
tanque de hidrógeno es construido por la empresa Alliant Techsystems e
iba integrado como parte del fuselaje.
La comprobación del escudo térmico del X-33 en
túneles de viento de alta velocidad y en reactores F-15 son
satisfactorias; la temperatura probada asciende a casi los 1.000ºC. El
mismo es construido por la BFGoodrich Aerospace-Aerostructures Group.
A finales de FEBRERO una carcasa o fuselaje del X-34
había sido llevaba al Centro de Investigaciones Dryden de Edwards para
su comprobación en pruebas de vibraciones y aerodinámica en unión a un
avión L-1011 en 7 vuelos. La fase siguiente sería efectuar 27 vuelos
desde White Sands.
En la primera quincena de MARZO se confirma que el
primer vuelo del X-33 se iba a retrasar al menos hasta julio del 2000.
En ABRIL se hace la presentación del primer X-34. En
tal momento, la contratista OSC prepara para los siguientes meses las
pruebas del citado modelo bajo un avión L-1011 para el estudio del
comportamiento aerodinámico del mismo. La citada empresa se plantea
además desarrollar un modelo parecido para sus propios lanzamientos,
que hasta entonces venía realizando con el Pegasus, para llevar cargas
de hasta 3,5 Tm.
En el mismo mes de ABRIL se entregaba el primer
tanque de LH del X-33 para pruebas en el centro Marshall de la NASA,
desde donde debía continuar viaje a Palmdale donde iba a ser montado
con el resto de la astronave.
A mediados de MAYO finalizaban con éxito las pruebas
de resistencia del tanque de aluminio de LOX del X-33 en el centro
Marshall de la NASA, y se comprobaba con rayos equis su respuesta a la
simulación de las condiciones de vuelo.
El 29 de JUNIO se realizaba la prueba primera del
X-34 sobre un avión L-1011 modificado para tal transporte, en vuelo
adosado a la panza del avión para la comprobación de la estabilidad
aerodinámica del conjunto. Tal ensayo se efectuó sobre la base Edwards
y duró 1 h 50 min.
Paralelamente se probaba en ensayo estático el motor
Fastrac, más tarde denominado MC-1, previsto para dotar al X-34,
durante 2 min 35 seg. Por el mismo tiempo, la Boeing finalizaba el
primer motor Aerospike previsto para el X-33, el XRS-2200, y lo enviaba
al centro Stennis de la NASA para las pruebas estáticas.
En JULIO, además la NASA contrataba a la Boeing para
trabajar en el desarrollo del tercer vehículo de prueba reutilizable,
el Future-X Pathfinder o X-37, bajo un presupuesto inicial de 173
millones de dólares. Se trata de otra lanzadera, de control automático,
y estéticamente parecido al X-40 de la USAF, del que derivaba en una
escala al 120 %. Este prototipo nuevo se quería utilizar para la prueba
de nuevas tecnologías y su capacidad sería suficiente para permanecer
en órbita hasta 3 semanas. El X-37 es una lanzadera de 8,5 m de
longitud y de 4,6 m de anchura o envergadura de ala a ala; lleva un
pequeño almacén de carga y su consumo eléctrico es de 100 varios. El
mismo debía estar listo, según se proyecta entonces, para el 2001.
En AGOSTO salía a la luz pública un informe en el
que el coste del proyecto del X-33 por lo pronto ya iba a costar
317.600.000 $ más de lo previsto anteriormente y su desarrollo iba a
ser más lento de lo esperado debido a la aplicación de los nuevos
materiales y técnicas. La previsión fijaba entonces la prueba del
ingenio para julio del 2000.
Por entonces, por su parte, el X-34 recibía la
aprobación de los planes de vuelo. De este ingenio se desarrollan 3
modelos, de los que el segundo, o A-2, se esperaba que volara hasta
Mach 4,5 e hiciera pruebas de aterrizaje. El tercer prototipo, o A-3,
debía lograr velocidades de Mach 8.
En SEPTIEMBRE se preparaban las pruebas estáticas
del motor de la Boeing, previsto para dotar al X-33, el XRS-2200 Linear
Aerospike, en el centro Stennis de la NASA. Los ensayos debían ser 41
de 4 motores, 2 de ellos previsto ya para usar en el ingenio a
desarrollar. Tales encendidos, salvo los primeros, que son de 5 seg,
serían de 4 min 10 seg de duración con regulación en distintos empujes.
Hasta el 14 de septiembre se realizan también los
vuelos del X-34 a lomos de un L-1011. En el de tal fecha, el vuelo fue
de 8 horas y el modelo llevado es el A-1. Los 16 siguientes vuelos
cautivos del X-34 serían con el modelo A-1A en enero siguiente.
El 4 de NOVIEMBRE es descubierto un daño en el
tanque de hidrógeno y 11 días más tarde se forma un equipo de
investigación al respecto por parte de la NASA y la Lockheed.
El diseño del X-33 es retocado en la estructura de
su almacén de carga que pasa a ser externa y desmontable por culpa de
que la capacidad de los tanques de propulsante que no resultaba
suficiente. Precisamente en una prueba estática entonces de un tanque
de hidrógeno del prototipo se produjeron daños en un fallo de
resistencia estructural, apareciendo un resquebrajamiento que dejó la
capa intermedia del tanque, de aislante, en contacto con el interior;
se trataba de un problema de corrosión. Ello dio lugar al retraso de
los vuelos experimentales hasta el año 2.001. La empresa Lockheed
contempló entonces la posibilidad de sustituir el material de
grafito-epoxi de los tanques por el convencional aluminio, que si bien
resultaba más pesado era menos frágil. Además del retraso, este hecho
produciría el recorte de la carga útil pensada para el vehículo.
También se contempla la posibilidad de desarrollar
un segundo prototipo X-33 (B) antes de pasar al Venture Star.
El 18 de diciembre de 1999 era probado por parte de
la Boeing Rocketdyne en la instalación A-1 del Centro Stennis de la
NASA el motor Aerospike o XRS-2200 previsto para el X-33 por vez
primera a plena potencia con resultados satisfactorios. El tiempo del
ensayo es de 18 seg. Entonces se tenía previsto la construcción de 2
motores más de este tipo que debían ser probados e integrados ya en el
verdadero X-33 para las pruebas en vuelo.
2000
El 3 de febrero se probaba durante 2 min 5 seg el
motor Aerospike XRS 2200 Linear de la Boeing Rocketdyne en el Centro
Espacial Stennis en la más larga de las pruebas realizadas hasta
entonces y con el cien por cien del empuje proyectado.
La prueba en el espacio del vehículo experimental
X-37 se fija para finales de 2002, pensando en llevarlo en el almacén
de carga de un Orbiter Shuttle y haciendo luego el regreso por sus
propios medios. De tal modo se probaría su estructura general, el
sistema térmico de protección, el equipamiento electrónico y el de
aterrizaje.
El 10 de MARZO es ensayado otra vez en prueba estática el motor Aerospike XRS-2200.
El 10 de ABRIL se realiza una prueba del motor del X-33 durante un tiempo récord.
El 16 de MAYO es probado de nuevo el motor Aerospike con una duración récord.
En el verano, la empresa Orbital Sciences probaba el
primer X-34 en la base Edwards, haciéndolo rodar a distinta velocidad,
entre 16 h 130 Km/h por 3 Km de rodadura, con un total de 12 ensayos en
mes y medio.
Del X-34 se hicieron 3 modelos. El modelo X-34A
tiene 22 m de longitud, 3,1 m de diámetro, 10,4 m de envergadura, 34 Tm
de peso y un empuje inicial de 27,43 Tm. Su costo se estima
inicialmente en 3 millones de dólares. Consta de 2 fases. La primera
con un motor RS-56OSA que tiene 29,5 Tm de peso, de las que 22,8 Tm son
de Keroseno y LOX que se queman en 3 min; el impulso específico es de
220 seg. El motor RS-56OSA fue probado en 1991 y tiene 3,1 m de
diámetro, 2,7 m de altura y pesa 460 Kg. La fase restante, de 4 m de
longitud, 2 m de diámetro, 4,5 Tm de peso, de las que 4,2 Tm son de los
mismos propulsantes, lleva un motor FastTrack que actúa durante 5 min
25 seg proporcionando un empuje de 4,5 Tm en el vacío.
El 23 de AGOSTO aparece un informe sobre los fallos
del tanque de hidrógeno en el X-33. Tal tanque de hidrógeno era de
fibra de carbono de 8,8 m de largo.
Al final del verano se llevaban acumulados 25 min de
funcionamiento, equivalentes a unos 7 vuelos, repartidos en 14
encendidos, del motor Aerospike. En las pruebas se hicieron numerosas
combinaciones de potencia y propulsantes. El paso siguiente eran 9
ensayos de encendido pero con 2 motores en vez de uno para vez su
actuación en paralelo, su coordinación y control.
Tras los problemas con los tanques ligeros de LH del
año anterior, se optó por nuevos tanques de aluminio que, si bien
resultaban más pesados, ofrecían mayor garantía. Para entonces, los
componentes del X-33 estaban definidos y construidos en un 95 % y
ensamblados en ¾ partes.
Dentro de este año quedaba autorizado por el
Congreso USA el desarrollo del programa Iniciativa de Lanzamiento
Espacial SLI o proyecto del X-33 para 5 años bajo presupuesto de 4.500
millones de dólares.
2001
A principios de MARZO, tras la toma de posesión de
la Administración del nuevo Presidente George W. Bush, el proyecto X-33
es suspendido y también el X-34. Entonces se llevaban gastados 1.250
millones de dólares en investigación para el mismo.
A partir de aquí la NASA desvió su atención hacia
los modelos de astronaves de despegue y aterrizaje horizontal puesto
que las empresas implicadas en los proyectos X-33 y X-34 no se
aventuraron a seguir por su cuenta, si bien pidieron una moratoria.
Entonces convocó el llamado programa de iniciativa de lanzamiento
espacial bajo un presupuesto de 900 millones de dólares y al mismo
acuden 8 empresas para realizar proyectos al respecto, siempre con el
horizonte de bajar en lo posible el costo del acceso al espacio. Las
empresas fueron la Boeing, la Orbital Sciences, la Lockheed Martín, la
Northrup Grumman, la Universal Space Lines, la Futron Corp., la Andrews
Space&Technology y la Kistler Aerospace.
En la primavera de 2001, las empresas que trabajaban
en los proyecto X-33 y X-34 ofrecieron la continuidad de los mismos a
la USAF.
Luego, los proyectos X-33 y X-34 se reconvierten en cuanto a sus
objetivos y se alejan del desarrollo de una astronave experimental. El
nuevo enfoque busca el mero desarrollo de tecnologías para aplicar en
otros vehículos, buscando eso si la economía del viaje sideral. El
proyecto recibe una asignación hasta 2006 de 4.800 millones de dólares,
derramando por lo pronto 767 millones en contratos con 22 compañías con
el fin de que éstas consigan tecnologías de superior seguridad y una
inversa reducción del coste, especialmente los de lanzamiento al 10 %,
garantizando por supuesto la eliminación de todos los riesgos para la
tripulación. Se proceden así a revisar completamente las partes y
sistemas de una astronave: desde el fuselaje y motores, hasta los
materiales y subsistemas. Configura todo ello el llamado programa para
una segunda generación de vehículos reutilizables, o 2 Generation
Reusable Launch Vehicle. Hacia el año 2010 se esperaba cerrar el mismo
y dar salida a la astronave sucesora del sistema Shuttle. Entre las
empresas concurrentes está la Pratt & Whitney, con una asignación
de 115 millones de dólares, para el desarrollo de los motores
denominados COBRA, RLX y AJAX. El primero se esperaba que fuera el
sucesor del SSME Shuttle, al que debía doblar en potencia consumiendo
los mismos propulsantes. El AJAX utilizaría keroseno.
A pesar de la cancelación del proyecto, en el centro
Stennis se siguió ensayando el motor Linear Aerospike XRS-2200, luego
para el proyecto Space Launch Initiative. En el verano de 2001 se probó
tal motor en 3 ocasiones, previstamente durante 5,5 seg para ver el
sistema inyector, 25 seg a un 80 % de potencia y finalmente durante 1
min 40 seg. El 6 de agosto de 2001 se efectúa la tercera prueba
estática del motor citado en el Centro Stennis y dura 1 min 30 seg
apurando la potencia del motor al 85 %.
El 7 de septiembre de 2001 la USAF informó que dejaba de financiar el
desarrollo de los X-33 y X-34. A últimos de año, el prototipo X-33
estaba ya siendo desarmado para aprovechar parte de su instrumental
para otros fines.
2010
En el otoño de 2010, la NASA optó por pedir a la
empresa OSC que revisara el estado de los prototipos X-34 almacenados
en el Centro Dryden de Mojave y que habían sido utilizados para pruebas
aerodinámicas en su día. El día 16 de tal mes, dos ejemplares de tal
modelo fueron llevados al aeropuerto de Mojave para su estudio y ver si
eran capaces de volar.
- LA ASTRONAVE VENTURE STAR X-33
La principal característica de esta nave era un mantenimiento mínimo.
De despegue vertical, aterrizaría como un avión y se pretendía reducir
con el mismo los costes de satelización de cargas útiles a un 10 %.
Sobre el papel la astronave final debía tener 45 m de altura, 10 m de
diámetro máximo, 750 Tm de peso, de ellas 65 Tm de peso en seco y 685
de LOX y LH. Los motores serían 6 del tipo SSME y el tiempo de
funcionamiento 14 min 46 seg. El empuje sería de 997,25 Tm al partir,
1.250 Tm en el vacío. El impulso específico habría sido de 363 seg. El
tanque de LOX, construido en aluminio, tenía 7,93 m de longitud y su
peso fue de 2,5 Tm y podía albergar 82,2 Tm de tal LOX.
El tipo de motor de la astronave también habría podido ser un XRS-2200
Linear Aerospike de ergoles LOX y LH (7 motores en realidad). Fue
desarrollado por la Lockheed Martin para el X-33 bajo las siguientes
premisas: Altura 4,32 m, diámetro 6,4 m, impulso específico a nivel de
mar 347 seg, empuje a nivel de mar 195,5 Tm (224,5 Tm en el vacío).
Inicialmente se calculó que esta astronave de prueba llegara a adquirir
una velocidad de 15 Mach, o 18.000 Km/h, y un techo de 100 Km, pero
luego se rebajaron las aspiraciones a 16.500 Km/h de velocidad y 73 Km
de techo.
La Venture Star era el modelo a escala de la astronave definitiva y
debía suceder al X-33. Al suspenderse este último ya no fue construida.
Pero el motor Aerospike siguió siendo desarrollado y el 20 de
septiembre de 2003 la Universidad del Estado de California y la
Corporación Garvey Spacecraft hicieron su primera prueba en vuelo sobre
Mojave; el motor llevaba como propulsantes etanol y LOX. El modelo de
vehículo fue llamado Prospector 2, o P-2, y falló al perder el control
y estrellarse; la carga útil también se perdió. El fracaso se achacó
inicialmente a un desgaste desigual en el área de salida de gases.
A finales de marzo de 2004, dentro del proyecto denominado prueba del
Dryden Aerospike Rocket, la USAF junto al Centro Dryden y la compañía
Blacksky Co. hicieron con éxito, logrando Mach 1,5 y casi 8 Km de
altura, un par de disparos de cohetes sondas con toberas del motor
Aerospike en King Ranch, Texas.
= EL AVION ESPACIAL SMV DE LA USAF.
El SMV, vehículo espacial maniobrable, es un avión
espacial reutilizable de la USAF para lanzar con un cohete Delta o
similar y con destino a poner en órbita satélites, así como operaciones
militares y mantenimiento de ingenios en tal nivel. También se tenía
previsto llevarlo en la bodega del Orbiter Shuttle en 2002 y 2003. Su
finalidad es bajar los costos de satelización hasta en un 90 %, según
la pretensión inicial.
La Boeing y la USAF construyeron el prototipo
militar X-40A, modelo a escala (un 85% menor) del avión espacial para
actividades orbitales y con capacidad para reentrada y aterrizaje.
El día 3 de septiembre de 1997 se presentó tal
modelo de SMV, vehículo espacial maniobrable, de 1.174 Kg de peso, 6,7
m de longitud y 3,65 m de anchura, un poco más pequeño que el modelo
definitivo X-37 (al 85 %); su costo es de 5.000.000 $.
El 11 de agosto de 1998 se realiza el primer ensayo
de navegación y control del X-40A, que es soltado sobre la base aérea
de Holloman desde un helicóptero a unos 3 Km de altura para luego
planear y aterrizar en tal sitio.
El X-40A fue entregado por la Boeing a la NASA en
mayo de 2000 luego de que la USAF realizara en la base Holloman ensayos
aerodinámicos. La NASA tenía entonces previsto soltarlo en pruebas
desde un helicóptero en 2001.
En MARZO se soltó desde unos 5 Km de altura desde un
Chinook del Ejército y el prototipo planeó durante 1 min 14 seg sobre
la base Edwards. La NASA comprobó así entre otras cosas su sistema
informático de control CADS que se pensaba utilizar para el X-37.
Posteriormente se pensaban realizar aun otros 6 ensayos parecidos.
El X-37 es el primer vehículo reutilizable de la NASA para
demostraciones experimentales de nuevas tecnologías en vuelos orbitales
y de reentrada para la NASA y principalmente del SMV de la USAF. Tiene
8,28 m de longitud, 4,57 m de envergadura y pesa 6 Tm. Lleva un almacén
de carga de 2,13 por 1,22 m de dimensiones. Su motor tiene un empuje de
3.178 Kg. Su capacidad de reutilización se calcula en aproximadamente
20 vuelos seguidos con sus respectivos aterrizajes. Es construido por
la Boeing Phantom Works y su capacidad para la permanencia en el
espacio es de 3 semanas.
El 12 de abril de 2001, el X-40A realizaba su
segundo vuelo tras ser soltado desde 4.587 m de altura por un
helicóptero Chinook del Ejército. Tras conseguir una velocidad de 468
Km/hora planeó hasta aterrizar en la base Edwards, comprobándose con
éxito su maniobrabilidad.
La tercera prueba en vuelo libre del X-40A para el proyecto X-37 se
realiza elevando a 4,56 Km de altura en un Chinook al prototipo y luego
soltándolo. El ingenio alcanza una velocidad de 131 m/seg y aterriza
sobre Edwards luego de realizar con solvencia varias maniobras en
vuelo. El cuarto ensayo del X-40A tiene lugar el 5 de mayo de 2001,
siendo de nuevo soltado sobre Edwards desde 4,62 Km de altura desde el
habitual Chinook.
El 8 de mayo de 2001 se realiza el quinto vuelo de
ensayo del X-40A sobre la base Edwards, tras ser soltado a 4,58 Km de
altura desde un helicóptero Chinook; durante el planeo se realizan
pruebas de maniobra y control, elevación angular, etc.
El 16 de mayo siguiente se realiza el sexto ensayo del X-40A tras ser
soltado a 4,57 Km de altitud desde un Chinook. Emprende entonces el
vuelo en planeo, yendo a una velocidad límite de 515 Km/h, comprobando
entonces el control de sus características aerodinámicas y aterrizando
luego de forma automática en el Centro Dryden de Edwards.
El 19 de mayo, 3 días después, volvió a ser soltado de igual altitud.
La velocidad entonces lograda es de 486 Km/h y se repitieron las
maniobras en el planeo, volviendo a aterrizar sin problemas.
Del X-37 se llevaba fabricado en 2 tercios hacia la mitad de 2001,
esperando entonces que estuviera montado para finales de tal año,
teniendo previsto por tal momento su prueba aerodinámica en vuelo libre
atmosférico en 2002 y posterior aterrizaje tras ser soltado sobre
Edwards desde un B-52. Pero hasta 2004 no se esperaba llevar al espacio
en un Orbiter.
La USAF contrata por entonces al GenCorp Aerojet para realizar el
diseño inicial del sistema de motores de maniobras para el SMV; el
citado motor es el denominado ARRE que debía utilizar peróxido de
hidrógeno y keroseno. Por su parte, el desarrollo de la versión del
motor del X-37 de la NASA es encargado a la Boeing Rocketdyne.
El 7 de septiembre de 2001 la USAF, a la vez que informaba que dejaba
de financiar el desarrollo de los X-33 y X-34, para el X-37, en el que
trabajaba también la NASA, dijo que se dejaría de financiar en
septiembre siguiente.
Pero en 2002 la NASA contrataba a la Boeing, por 301.000.000$, para
seguir el desarrollo del X-37 y fijaba el 2004 para una prueba de
aterrizaje automático y un vuelo espacial para 2006. A su vez, se
contrataba a la Lockheed Martín, por 53.000.000$, para el desarrollo de
un sistema de escape en el lanzamiento para el mismo modelo.
En el verano de 2003 concluían los ensayos con la
estructura del X-37, a una escala respecto a lo que se pretendía que
fuera al final el Orbital Space Plane, OSP, dentro del programa de
demostración tecnológico Advanced Technology Flight Demonstrator
Project. El prototipo también es denominado Approach and Landing Test
Vehicle (vehículo de aproximación y prueba de aterrizaje).
En otoño siguiente la Lockheed ensayaba el aborto de lanzamiento del
OSP bajo el proyecto PAD, de demostración de aborto en la Pad con un
ingenio a tamaño al 100%; el funcionamiento del motor de aborto sería
de 5 seg, generando en torno a los 7 ges, y elevando el ingenio lejos
del potencial peligro para luego retornar mediante planeo y paracaídas.
Primero se habían realizado ensayos en túnel de viento y en noviembre y
diciembre de motores en el MSFC de la NASA con un total de 14
encendidos y 55 seg de actuación en suma (hasta el 11 de diciembre).
A finales del mismo 2003, problemas presupuestarios
derivados del aumento de costes en el desarrollo de las alas del
vehículo hicieron que los vuelos de ensayo previstos para 2004 fueran
anulados. Pero en tal momento los ensayos PAD seguían porque su
aprovechamiento podía tener aplicación en las futuras astronaves. Para
este proyecto se ensayaron el 9 de diciembre en el área de Yuma unos
paracaídas con un peso colgante simulado de 12,5 Tm. Otras pruebas
varias se proyectaron para 2004 y de nuevo de motores PAD en aborto
para 2005. Aunque el proyecto del X-37 acabó siendo transferido por la
NASA a la DARPA, y la continuación del mismo se limitara a aplicaciones
aeronáuticas, excluyendo finalmente las espaciales, no se descartaron
las aplicaciones derivadas de los ensayos para los fines siderales.
El 7 de abril de 2006 se llevó a cabo otra prueba
con el prototipo X-37. El ingenio fue primero elevado por un avión
WhiteKnight hasta los 11 Km de altitud. Entonces fue soltado para
bajar planeando y ensayar el aterrizaje automático sobre la base
californiana Edwards, tardando 3 min aproximadamente en llegar a la
pista 22 de tal lugar. Al rodar por la misma, no se paró antes de
acabarse la pista y se salió de la misma, dañándose en el tren
delantero de aterrizaje.
A principios del otoño de 2006 la USAF proyecta
sobre el X-37 su vehículo OTV, comenzando los ensayos con el prototipo
ahora denominado X-37B. El proyecto se encargó a la Boeing para crear
una nave espacial no tripulada reutilizable a lanzar en Cabo Cañaveral.
En tal momento de 2006 se proyecta su primer vuelo para 2008 o 2009,
aunque luego la USAF lo retrasó a 2010.
El 22 de abril de 2010 la USAF prueba el OTV-1,
prototipo del nuevo X-37B, lanzándolo con un cohete Atlas 5 desde Cabo
Cañaveral que lo envía a una órbita baja para probar sus sistemas
básicos (navegación, control, protección térmica, reentrada, etc.).
Este modelo, construido por la Boeing Phantom Works, pesa 5 Tm y mide
8,8 m de largo por 4,2 de envergadura en las alas. El suministro
eléctrico lo realiza con un panel solar y su autonomía teórica se
establece en 270 días. Tras la reentrada, aterriza en Vandenberg el 3 de diciembre siguiente.
El 5 de marzo de 2011 se ensayó otra vez el X-37B,
siendo lanzado al espacio en la prueba OTV-2 desde Cabo Cañaveral con
un cohete Atlas 5. Regresó con éxito a la base de Vandenberg el
siguiente 16 de junio, aterrizando de forma automática tras 469 días de
vuelo.
El 11 de diciembre de 2012 tiene lugar la prueba
OTV-3 con lanzamiento en Cabo Cañaveral de un Atlas 5 hacia una órbita
baja en lo que es el tercer viaje sideral del X-37B para probar su
maniobrabilidad y su carácter reutilizable.
- COHETES
Otros alimentos, se piensa entonces, han de ser llevados directamente de la Tierra, como grasas, productos lácteos, condimentos, chocolates, etc. Un experimento realizado en un hábitat cerrado durante 15 días indicó que 11 m^2 de plantación de trigo daban oxígeno suficiente para respirar un hombre y absorbían el anhídrido carbónico producido por el mismo; un ciclo perfecto. Un ensayo similar posterior permitió a 4 personas subsistir 91 días e incluso aprovechar parte del trigo para hacer pan.
¿Qué les parece pues? Que aun no hemos llegado pues a 1975...
Pero sigamos con previsiones un poco más tarde y a más largo plazo.
Según una prospectiva realizada en Francia mediada la década de los 80,
se calculaba que la evolución de los objetivos astronáuticos en general
sería la siguiente en las sucesivas décadas entonces venideras:
Desde luego, no se puede pedir más optimismo a los galos, sobre todo en
el caso del desembarco en el ardiente Venus, que tiene presiones de 90
atmósferas, corrosivas nubes de ácido y temperaturas de más de 400ºC,
aun con todos los respetos (tecnológicos) para las generaciones
venideras de dentro de 5, 7 o más siglos.
Respecto a Venus, aunque no es habitable, no faltan proyectos para su
terraformación. Sus temperaturas y presiones, así como los componentes
corrosivos de su atmósfera no aconsejan su visita. Uno de de los
proyectos de reconversión del planeta propone interponer entre el mismo
y el Sol nubes de polvo sacado de la Luna o un asteroide. Luego,
conseguido así el enfriamiento del anhídrido carbónico, comenzaría un
largo proceso hacia la habitabilidad... Su lento giro, superior al de
rotación en torno al Sol, y por lo tanto retrógrado, sería un “pequeño”
gran problema aun si su atmósfera fuera habitable porque una cara
estaría doscientos y pico días expuesta al Sol y la otra en la
oscuridad.
Otras predicciones “científicas” de los años 70, salvo muy raras
excepciones, provocan 30 años más tarde la risa más explícita. Alguna
de tales fijaba el viaje interestelar y el control del tiempo para el
2020, pero casi nadie había previsto la cotidiana extensión del mundo
de los ordenadores y la red Internet. De 25 predicciones, 19 no se
habían cumplido o no están en disposición de cumplirse antes del 2040
(año último citado en la predicción), 2 sí se han cumplido (sobre
energías alternativas y descubrimiento de nuevos elementos) y 4, más
que predicción, son hechos muy previsibles, como el paso de un cometa o
la población mundial. De las predicciones astronáuticas, ninguna se ha
hecho o va a ser realidad; entre otras cosas se cita de nuevo la visita
humana a Venus. Aunque –a ojos del 2000- si podría aun ser realidad la
visita a Marte, no lo va a ser en ese plazo su colonización.
Las previsiones más optimistas de finales de Siglo XX vaticinan que la
colonización planetaria llegará en pleno Siglo XXI si se considera el
ritmo histórico humano, evaluando los avances aun por llegar y las
ventajas técnicas que se deriven que permitirán la explotación
económica de algunos cuerpos con minerales rentables, el
aprovechamiento de energía, la creación de medicinas y materiales
nuevos, etc. Se piensa que podría pasar como con el descubrimiento de
América: la nueva fuente de recursos permitió acelerar una evolución de
los medios para incrementar la expansión. Los profetas de estos eventos
posibles son nada menos que los ingenieros espaciales. Pero falta algún
detalle. Como el que los ingenieros no saben lo que nuestros políticos
determinarán al respecto en el futuro inmediato y no tan inmediato. Y
nuestros políticos estarán condicionados por la evolución de la
economía y las formas sociales. Resulta difícil de pensar que el futuro
espacial, que va a precisar del esfuerzo de gran parte del planeta,
vaya a estar enmarcado en las condiciones sociales de tantas dictaduras
y tiranías como las que aun hay aun hoy en el mundo, de las teocracias
del extremismo religioso, de los países en los que gran parte de su
población vive en una miseria y analfabetismo tan lamentable, por
muchos cohetes y satélites que aun así se permiten lanzar sin que su
aprovechamiento trascienda como debiera a su desdichada mayoritaria
masa de población.
Así pues, mucho de lo apuntado es en efecto posible cumplirlo
técnicamente. Pero el futuro nos vendrá marcado, no por nuestra
capacidad tecnológica, sino por nuestra capacidad económica y sobre
todo por nuestra forma ética de vivir que será lo que nos permita elegir mejor a nuestros políticos.
En cuanto a propósitos actuales para un futuro
relativamente cercano, como puede ser a cien años vista, gente como
Jeff Bezos, el de la empresa espacial Blue Origin y sus proyectos New
Shepard y New Glenn, apuestan sobre el papel por una colonización lunar
y de asteroides para ubicar allí industrias pesadas. El mismo pretende
primero abaratar el acceso al espacio, cosa que le va a resultar sin
duda mucho más fácil que el asunto de llevar la industria pesada a la Luna…
Uno de los factores claves para viajar con soltura a
Marte, la Luna y otros sitios, es la consecución in situ de elementos
básicos para la supervivencia humana y sus desplazamientos: agua,
oxígeno y propulsante, resumidamente. A estos efectos se hacen estudios
para producir los mismos con plantas automáticas. Algunos elementos
como el agua se hallan en los lugares de destino en forma de hielo,
pero otros tienen que ser extraídos en procesos electroquímicos de
compuestos; el mismo hielo, para convertir en agua, tiene que ser
además depurado.
Pronósticos más cercanos en el tiempo que los antes
citados en la exploración tripulada del Sistema Solar, dados a
conocer en 2021 por ingenieros del JPL de la NASA, también son bastante
optimistas. Véanse algunos ejemplos, según ellos, basados en
simulaciones informáticas:
• Regreso a la Luna antes del fin de la década de
2020. En efecto, de esto ya hay en tal momento programa y por tanto
puede ser posible.
• Viaje tripulado a Marte, antes de concluir la década de 2030.
• Viaje tripulado al Cinturón de Asteroides, década de 2060.
• Viaje tripulado a los satélites de Júpiter, década de 2070.
• Viaje tripulado a los satélites de Saturno, década de 2080.
• Viaje tripulado a la estrella más cercana Próxima Centauri a mediados del siglo XXIII.
Uno no va a poder decir nada al respecto más allá de
Marte, que entra dentro de lo posible, sobre si se cumple o no, como
anteriores prospectivas de los años 60 y 70 que citaron tiempos
actuales. Pero dudo mucho que se cumplan tales vaticinios, sobre todo
el del viaje estelar, aunque nunca falten aspirantes a cualquier cosa.
En buena lógica, a un viaje estelar tal primero lo precedería una sonda
automática, pues a lo mejor no hace falta ir luego un vuelo tripulado.
Y, hoy por hoy, no hay forma de hacer un viaje interestelar en un
tiempo razonable interesante.
= LA COLONIZACION DE LA LUNA.
Por razones evidentes de cercanía, la Luna será el
primer cuerpo celeste en ser colonizado, pese a que es más fácil
conseguir elementos como el agua en Marte, pongamos por caso. Además,
existe disponibilidad de lanzadores para alcanzar la Luna con cargas
mínimas, mientras que para ir a Marte hay que hacer cohetes nuevos o
hacer múltiples lanzamientos de los más poderosos.
El hombre llegó a la Luna en los Apollo en lo que ha
quedado como un leve tanteo, más significativo que representativo de
una colonización. El regreso a la Luna se ha quedado en las puertas de
las limitaciones económicas, dados los enormes costos que supone. El
motivo del regreso sería más de uno. No solo sería exploratorio y de
investigación, tanto de la propia Luna, como observatorio astronómico,
para lo que no hace falta imprescindiblemente establecer una base
tripulada allí, sino que se podría iniciar una explotación de minerales
y sobre todo el desarrollo de una tecnología que sería de aplicación y
utilidad en la Tierra. Como observatorio astronómico es lugar ideal,
sobre todo en el caso de la cara oculta para la investigación
astronómica y de las ondas gravitatorias, para todo tipo de estudios
astrofísicos; la cara oculta está limpia de las interferencias
terrestres. Para la experimentación con la gravedad reducida también,
pudiendo hacerse crecer en invernaderos que utilizaran la tierra lunar
cosechas para alimentar colonias animales y humanas.
Como observatorio astronómico tiene la ventaja de
tener acceso a todas las frecuencias de emisión ETM, posibilidades para
la interferometría óptica e IR, bajo grado de radiointerferencias, ser
una plataforma estable para prolongadas observaciones y con fácil
manejo de cargas y estructuras sin distorsión alguna por la baja
gravedad existente allí. Los inconvenientes son principalmente el coste
económico para la instalación y mantenimiento, y también las
temperaturas extremas y la posibilidad de contaminación con el finísimo
polvo lunar que fácilmente se extendería con el menor impacto
meteorítico.
La posibilidad de utilizar la Luna como observatorio
astronómico fue estudiada por el Centro Goddard de la NASA que ideó un
modo de fabricar in situ espejos para telescopios de gran tamaño, de
hasta 50 asombrosos metros de diámetro, según ser informó en el verano
de 2008. Se piensa entonces utilizar el polvo selenita, así como fibra
de carbono y resina epoxídica, logrando un material tan fuerte como el
hormigón que podría servir para recubrir de una fina capa de aluminio y
hacer así espejos de bajo costo.
Otro aprovechamiento lunar es el energético, disponiendo allí paneles
solares de alto rendimiento, como el sistema estudiado LSP en 1984,
para luego transmitir a la Tierra. Se ha calculado que disponiendo en
torno a las 30 bases o centros en el suelo selenita, se podrían
aprovechar parte de los 13.000 teravatios que del Sol llegan a la Luna;
todas las necesidades terrestres se estiman para 2050 en 20 teravatios.
Las bases lunares estarían enlazadas con cables subterráneos hasta un
centro que emitiría en la banda de las microondas la energía hacia la
Tierra, siendo captadas con antenas-colectoras que convertirían tal
energía en electricidad ya para distribución a red normal.
También se ofrece la alternativa de bases lunares móviles para mayores
posibilidades investigadoras y la consideración de construir varias
bases fijas, algunas en zonas donde exista hielo, y por tanto la
posibilidad de obtener oxígeno, agua y propulsante. En este último
caso, la movilidad y comunicación entre bases fijas podría ser
facilitada a bajo costo, dada la baja gravedad selenita, con naves, no
de superficie, sino de vuelo a reacción que recargarían propulsante en
las bases polares.
Pero, ¿cuándo será posible establecer una base
lunar?, porque volver con vuelos del tipo Apollo solo para tomar
muestras de suelo ya no tiene sentido puesto que eso lo pueden hacer
sondas automáticas. El proceso siguiente será el envío de ingenios
robotizados que preparen la posterior llegada física del hombre. La
configuración de la base es fácil suponer que se realizará con
sucesivos módulos que irán acoplando como ocurre con las estaciones
orbitales.
Es fácil pensar que en la evolución económica y
tecnológica actual, al rededor del año 2000, la vuelta a la Luna para
el establecimiento de una base más o menos permanente no se producirá
antes de 50 o 70 años como mínimo, como opción optimista; en verdad,
pasarán fácilmente más de 100 años antes de establecer una base salvo
que la humanidad conozca mejores tiempos económicos y sociales. En
cualquier caso, lo único que parece fijo es que los grandes proyectos
espaciales, y este lo es, solo serán factibles bajo la participación
internacional. Para que la colonización lunar (y no digamos la
planetaria) sea posible han (o al menos, deberían) de darse primero en
la Tierra unas condiciones socio-económicas que permitan a los
políticos liberar el enorme costo que supone el proyecto. Esa unión
necesaria internacional no podrá nacer sin el antecedente, o al menos
el suceso paralelo, de una racionalización de los recursos terrestres y
la eliminación de las grandes diferencias humanas (guerra, hambre,
enfermedades epidémicas, etc.). Resulta difícil pensar que el proyecto
pueda tener como base de partida otras condiciones. Ya no hay carrera
entre potencias como estímulo. El estímulo ha de estar basado en la
racionalidad. Los deseos aventureros como promesa política de grandeza,
como se ha demostrado, difícilmente podrán servir. Recordemos alguno.
El 20 de JULIO de 1989, en el 20 aniversario de la
llegada del hombre al suelo selenita, el entonces Presidente USA George
Bush se descolgó con que su país volvería a la Luna en el siguiente
siglo para establecer una base que sirviera de partida en el vuelo a
Marte. Pero no concretó fechas porque en realidad solo era un enunciado
de complacencia para las circunstancias, sin mayor y verdadero
propósito.
En enero de 2004, 15 años más tarde, su hijo, el también Presidente
George W. Bush, volvió a la carga con la misma historia de base
tripulada lunar, fijándola para 2013, y el vuelo marciano tripulado a
más largo plazo. Ello ha sido tratado, en cuanto al proyecto lunar
inmediato, anteriormente.
En la actualidad, existen pues todos los proyectos
de colonización que se han ido elaborado sin la firme base de
sustentación económica que respalde una sola. Los estudios y proyectos
son numerosos, de diversos países. En realidad, en la actualidad solo
los norteamericanos podrían sacar adelante y llevar a cabo un proyecto
tal a un costo impresionante, pero ni siquiera ellos parecen estar
dispuestos para la empresa. Lo más razonable sería pues un proyecto
internacional, como el de la estación ISS. La envergadura del proyecto
así lo recomienda y el interés se ha manifestado por diversas partes,
como japoneses y europeos; estos últimos hicieron su propuesta
oficialmente el 30 de mayo de 1994 y en el caso de los nipones, varias
importantes empresas trataban por entonces de impulsar el proyecto.
Pero al momento de estimar las propuestas, solo los
rusos con su cohete Energía cuentan con un lanzador operativo para
enviar las cargas suficientes a la Luna. Los americanos solo podían,
como muy cerca, recuperar su Saturno 5, mejorarlo y adaptar de nuevo
parte de las instalaciones, lo cual es bastante.
Los estudios previos de la NASA estiman que es
posible desarrollar, mediante técnicas robotizadas, una base lunar en
15 años como mínimo. Tal base o estación podría ser controlada desde la
Tierra y ser ocupada por 4 o 6 personas durante ½ año. A partir de aquí
se podría ampliar para dotar a la base de mayor capacidad, hasta para 8
personas en períodos de un año, y empezar a utilizar los medios que la
propia Luna puede ofrecer, como la consecución de minerales y elementos
contenidos en su suelo.
En general, una base lunar contendría los mismos
elementos básicos que una estación orbital, pero considerando ahora la
gravedad, que es de un sexto de la terrestre. Tal consideración implica
que, aunque la gravedad es baja, vuelve a tener sentido el dotar de
techo, suelo y paredes los módulos. Estos últimos irían enlazados como
los de una estación orbital, y tendrían todos los sistemas de la misma
(presión y ambiente, electricidad, comunicaciones, etc). Sin embargo,
hay diferentes circunstancias. Por ejemplo, para protección contra
radiaciones y micrometeoritos, además de llevar paredes como las
conocidas, se puede incrementar la seguridad sencillamente enterrando
la mayor parte de los módulos. Solo quedarían fuera las compuertas de
entrada y salida, las plataformas de experimentos abiertos y los
ventanales de observación y toma de energía solar. El resto pueden
quedar cubiertos de tierra lunar que se echaría por encima con algún
tipo de pala escavadora. Otro factor a considerar es que no serían
necesarios puntos de acoplamiento, como ocurre con las naves y
estaciones orbitales, aunque se pueda disponer de algunos para
determinadas operaciones. La nave espacial aterrizaría en el puerto o
explanada cercana, de que se dispondría.
El terreno lunar, el regolito, también puede servir
para hacer una especie de hormigón, cosa que ya ha sido ensayada con
éxito obteniendo un bloque cerámico más duro, el doble, que el hormigón
normal. Los técnicos de división espacial, creada en abril de 1987, de
la empresa japonesa Shimizu Corp. estudiaron la creación de panales de
módulos de hormigón de 5,6 m de altura por 3,58 m de lado en forma de
hexágono. Un sistema robotizado se encargaría de hacer tales módulos a
partir de la propia tierra lunar, denominada regolito, que sería
hidratada con hielo pulverizado y se usaría un proceso de catalización
por microondas.
En la Universidad Politécnica de Barcelona, a través
del equipo de Ignasi Casanova, se ha desarrollado un material similar
para fabricar adoquines y material que servirá para hacer pistas,
paredes, etc, en la Luna. El citado material es una especie de hormigón
en el que, a falta de agua, se utiliza azufre solidificado por calor
como aglomerante. La NASA aportó para las pruebas 60 Kg de un terreno
volcánico de Arizona de caracteres similares al lunar. Sin embargo, en
la Luna, el azufre no es muy abundante, estando cifrado en un 0,2 % de
la constitución promedio del terreno lunar. En este proyecto también
participan otros centros de investigación americanos y de Asia.
Anteriormente, los americanos experimentaron para
conseguir un material idéntico prácticamente a las rocas lunares que
llamaron “lunita”. El material regolito lunar es poroso y contiene
polvo, arenilla, partículas de rocas basálticas y de tipo cristalino.
La consecución del material sucedáneo se realizó en instalaciones
especiales con sometimiento a altas y bajas temperaturas en el vacío,
imitando el bombardeo de radiación con rayos láser. Se reconstruyó el
proceso eruptivo empleando basalto en un crisol con un hilo de
wolframio con corriente eléctrica. La alta temperatura de 1.500ºC hizo
hervir al basalto, en el que se inyectó helio por el fondo del crisol,
de modo que se hizo crear una minimontaña eruptiva. El chorro de
basalto ardiendo chocó con una lámina de cristal constantemente
sometida a refrigeración para imitar el frío cósmico. El resultado es
una roca artificial gris oscura, porosa.
Los americanos ensayaron con piedra triturada de una
zona de Minnesota, muy similar al terreno lunar, sometiéndola a 1.200ºC
y mezclándola con agua para dar lugar a un hormigón “selenita” que
resultó dos veces más resistente que el normal terrestre.
Sea como fuere el tipo de hormigón o similar para la
Luna (y es válido también para Marte), a su carácter meramente mecánico
se añade el elemento resistente a los bruscos cambios de temperatura, y
resulta además indicado como absorbente de radiaciones. El uso de capas
superficiales de terreno lunar no es una protección contra los rayos
cósmicos porque generaría emisiones secundarias peligrosas a base de
neutrones.
Otra posible aplicación del terreno selenita es
obtener de sus componentes elementos como el oxígeno, imprescindible
para respirar y para propulsante para cohetes. La empresa británica
Metalysis ya ha hecho pruebas al respecto para tratar de extraerlo
sobre un polvo lunar simulado, mediante la combinación con una sal
fundida y sometido todo a 950ºC. Al material en tal condición se le
aplica una corriente eléctrica para que el oxígeno se dirija a un
electrodo.
Aparte del probable hielo lunar en sus polos, se
podría obtener agua del polvo lunar, extrayendo sus elementos, H y O,
pero a base de un gran gasto de electricidad y calor, aunque esto
último se puede conseguir con la concentración de luz solar; con tal
método se pueden lograr los 1.200ºC necesarios. La rentabilidad del
proceso no se cita.
También es posible utilizar la tierra lunar para
obtener elementos químicos aprovechables. Del polvo lunar son
extraíbles elementos como el hidrógeno, el nitrógeno, titanio, fósforo,
cromo, manganeso, y otros. Un elemento fácil de conseguir e igualmente
de útil será el oxígeno, que se puede extraer con facilidad de los
minerales lunares, bien por pirolisis, electrólisis o reducción con
hidrógeno; la obtención de este elemento se puede realizar por una
veintena de procedimientos. El oxígeno tendría destino tanto a la
propulsión como para el sistema de ambiente respirable. Su obtención se
realizaría calentando el polvo lunar a 1.430ºC, temperatura que lo
fundiría, y sometiéndolo a corriente eléctrica, obtenida de la energía
solar (con paneles). En un electrodo se obtiene el oxígeno y en el otro
el hierro y silicio. Rusos y americanos probaron al respecto en tierra
un robot de unos 10 Kg de peso que, con mando a distancia por Internet
desde América, tomaba muestras de suelo simulando recogida de terreno
lunar y lo calentaba en un horno hasta 1.000ºC para hacerlo reaccionar
con carbón para obtener monóxido de carbono primero, dióxido y carbón
luego y oxígeno del dióxido por electrólisis finalmente.
Precisamente para la extracción del oxígeno para
respirar del regolito lunar, la NASA anunciaba en 2005 el concurso
MoonROx destinado a incentivar la tecnología apropiada para tal
finalidad. El equipo a construir debería lograr sacar más de 5 Kg de
oxígeno en un máximo de 8 h de un terreno simulado selenita conseguido
con ceniza volcánica. El premio entonces ofrecido es de ¼ de millón de
dólares con fecha límite de presentación del equipo en la del 1 de
junio de 2008.
La ESA hizo lo propio en el ESTEC y obtiene a
principios de 2020 los primeros resultados de producción de oxígeno
sobre un terreno simulado de regolito selenita. En este caso el sistema
utilizado es el denominado “electrólisis de sales fundidas”, mediante
el cual se pone el regolito en una recipiente metálico con cloruro de
calcio derretido para usar como electrolito a 950°C y sometido a
corriente eléctrica.
Otro elemento abundante en el suelo lunar es el
vidrio, formado a partir de los choques de meteoritos que fundieron
parte del mismo.
El uso de la energía solar sería básico, pero hay
que tener en cuenta que la noche lunar es larga, de 14 días por lo que
sistemas complementarios, como acumuladores de reserva y energía
nuclear, serán necesarios.
Para utilizar como combustible de reactores de
fusión, está el Helio 3 que en la Luna se produce como resultado del
continuo bombardeo de la superficie selenita por parte del viento y
radiación solar; se encuentra retenido por el dióxido de titanio. Los
impactos de meteoritos han hecho que tal elemento haya venido quedando
enterrado en el suelo lunar. Con 100 Kg de He3 y deuterio se puede
fusionar en una central termonuclear para conseguir eléctricamente unos
1.000 megavatios. Hay en la Luna una cantidad que se cifra en un millón
de Tm (solo en el Mar de la Tranquilidad se cree que hay unas 7.000
Tm), lo cual es sobrado para cualquier aspiración energética humana en
la Luna, pero el problema reside en que la tecnología para su obtención
aun no está desarrollada y tardará décadas en desarrollarse. Además,
conseguir 1 Tm de Helio 3 supone cribar miles de Tm de terreno lunar lo
que llevará a una ardua empresa y a dejar la Luna con un aspecto que va
a ser criticable y dudoso de aceptar.
En 1998, los americanos disponían de un mapa lunar
de distribución aproximada de este elemento, resultando que la mayor
abundancia está en la cara oculta. Tal mapa fue confeccionado por las
Universidades de Hawai y Arizona.
Con el tiempo, cuando la tecnología se haya
desarrollado mucho más, se podrán hacer pequeñas ciudades lunares, bajo
grandes y transparentes cúpulas sometidas a presión, crear espacios
verdes con cultivos en ellas, etc. En el huerto lunar sería posible
hacer crecer tomates, alubias, rábanos, trigo, zanahorias, repollos, y
otras hortalizas; en los laboratorios de Houston se hicieron pruebas
positivas al respecto. Pero el día lunar, de 14 días terrestres de Sol
y 14 de noche, es un período terrible para las plantas terrestres, ante
el que sucumben. A este respecto, la Academia de Ciencias de Siberia
consiguió mantener el trigo en hibernación haciendo descender la
temperatura a solo 1ºC durante el período de la larga noche lunar y
mientras fue el largo día crecieron de modo ininterrumpido. Ello es una
abierta esperanza a los cultivos en la Luna puesto que al final el
ciclo de crecimiento había durado lo mismo que el normal de la Tierra.
Un proyecto interesante de colonización lunar lo
realiza Marshall T. Savage proponiendo el uso de los abundantísimos
cráteres lunares para cerrarlos por los bordes en cúpulas o burbujas de
silicona con una envuelta de agua de varios metros de grueso bajo una
capa externa de polvo lunar y oro; el agua serviría para absorber
radiación y la presión de la burbuja. Se usaría además un entramado de
cables de titanio para el sostenimiento de la burbuja y con capacidad
de soportar 7 Tm por cm^2.
También se ha de considerar que el polvo lunar, que
hemos citado como fuente de recursos, es a la vez una fuente de
problemas puesto que se introduce por doquier causando problemas de
bloqueo de las más finas mecánicas en todo tipo de instrumental. Así
que será un factor a tener presente. Ello será igualmente válido para
Marte y obligará a tomar medidas y desarrollar técnicas que consigan
repeler el polvo y evitar que su cualidad abrasiva cause daño tanto a
instrumental como a la salud de los astronautas (silicosis).
Solo habrá una frontera: la falta de la gravedad
terrestre en la Luna causará problemas a los que regresen a la Tierra
al cabo de mucho tiempo y el nacimiento y crecimiento de bebés allí por
esta razón es hoy discutible aunque nos refiramos a un lejano futuro.
Sea como fuere, suerte o desgracia, la fisiología humana no va cambiar
al mismo ritmo de la tecnología para adaptarse a períodos alternativos
de gravedad y baja o nula gravedad. Sin embargo, la baja gravedad lunar
no afecta negativamente tanto al hombre como la microgravedad orbital.
Por ello hay sobre la Luna mejores perspectivas en este sentido.
Es de pensar que esto solo llegará con el devenir de
las centurias, pero hay previsiones más optimistas, como las de algunos
japoneses que pretende abrir un hotel lunar y antes de finalizar el
siglo XX ya pusieron fecha de apertura del mismo en el... 2045.
Varias empresas niponas han hecho proyectos para
bases lunares. Además de la Shimizu, están la Nishimatu Construction
Corp., y la Obayashi.
Tras la confirmación del descubrimiento del agua
selenita en cantidad importante en 1998, la cadena de hoteles Hilton
también proyectó su hotel lunar por medio del arquitecto británico
Peter Inston. Lo concibió con 325 m de altura, para 5.000 habitaciones,
con restaurantes, centro comercial, clínica, escuela, iglesia y hasta
mar y playa artificiales. Con forma de carpa circense, tendría dos
grandes paneles solares, plantas de reciclaje, granja de animales
domésticos, etc. La fecha de apertura del hotel... igualmente para
aproximadamente el año 2.050.
Los japoneses trazaban planes hacia 1994 para crear
en el 2024 una estación lunar para 6 astronautas. El proyecto, de un
costo calculado entonces en 28.000 millones de dólares, preveía el
lanzamiento de 89 impulsores H-2 perfeccionados. Sistemas robotizados
construirían la estación, cuyos fines serían científicos y
exploratorios. Así pues, el hotel lunar, al menos sobre planos, no está
tan lejos para los nipones...
Al margen del establecimiento de una base lunar, aun
quedan proyectos de viajes lunares con naves espaciales, como en el
caso chino. A mediados de los 90, China tenía entre sus planes para el
inicio del siglo siguiente el viaje tripulado a la Luna, si bien luego
lo desmintió. Pero en 2014 tiene nuevos planes y con un serio programa
sideral de vuelos tripulados y sondas lunares hace nuevos planes. Así
que en tal año hizo un ensayo de simulación de vida en un entorno
cerrado (BLSS) durante 105 días con la participación de 8 personas en
la Universidad de Beihang. En 2017 desarrolla su proyecto Yuegong-1
(“palacio lunar”), experimento Yuegong-365, para recrear lo que llamó
“un hábitat selenita bio-regenerativo” y ensayar durante 200 días cómo
sería la vida en una estación lunar en un habitáculo cerrado de 160 m²
ocupado por cuatro hipotéticos cosmonautas; se ubicó en la misma
Universidad de Beihang y el mismo consta de dos módulos para cultivos
vegetales, uno de ellos de 3,5 m de altura y unos 55 m², y una cabina
de 42 m². Además de los sistemas “regenerativos”, con estos ensayos,
los chinos quieren ver cómo se comportan las tripulaciones y realizan
experimentos, como antesala para el futuro establecimiento de bases en
la Luna.
En 1998, con la confirmación del hallazgo de agua en
los polos de la Luna en cantidad importante, de al menos 33 millones de
Tm en forma de hielo, abrió una nueva perspectiva para la colonización
selenita. Como en las civilizaciones terrestres, las ciudades se
anclaron al lado de ríos, lagos y mares, al lado del agua, en la Luna
es fácil pensar que las primeras bases se establecerán cerca pues de
los polos para instalar plantas de consecución de ese agua; con el
mismo se obtendrán también oxígeno para respirar, combustible para
células de energía eléctrica, como las utilizadas por las naves
espaciales, y LOX y LH para los motores de los cohetes. Dado que el
agua está en forma de hielo y mezclada por el terreno lunar, bajo
temperaturas del orden de más de 150ºC bajo cero, obligaría al
desarrollo de maquinaria que para trabajar en todos estos procesos de
calentamiento y separación del agua tendría que soportar tal grado de
congelación; lo cual es un desafío tecnología importante y caro, pero
posible.
Las necesidades humanas de agua en una base tal
serían entre 370 y los 450 litros por persona al día, que se gastarían
en bebida y comida, y limpieza. Además se utilizaría más para regar
huertos selenitas bajo cúpulas. Con tal consumo, y sin contar el
reciclaje del agua, los depósitos descubiertos de hielo lunar podrían
permitir subsistir en estos aspectos como mínimo a una colonia de 1.000
personas durante 200 años; o bien para 500 personas durante 400 años, o
si se piensa que en vez de una pequeña ciudad o colonia, en establecer
una gran base para 100 personas, las disponibilidades serían
suficientes para dos mil años...
En 2005 Ben Bussey, de la Universidad John Hopkins,
aseguraba tener claro al menos un punto ideal de asentamiento selenita.
Se trata del borde del cráter Peary, cercano al Polo Norte, que recibe
la luz solar de continuo y registra una “suave” temperatura
(consideradas las demás) de solo 50ºC de diferencia entre máximas y
mínimas. Además, bajo la creencia de que en el cráter haya hielo y por
tanto se pueda obtener agua.
En el otoño de 2006 los planes apuntan más bien al
Polo Sur, de iguales favorables circunstancias de luz y recursos
materiales; en concreto se habla del cráter Shackleton. Entonces la
NASA anunciaba un proyecto aun sin detallar pero que podría concluir
con una base en 2024 a ojos de tal momento. La tripulación ocuparía una
base semienterrada de forma permanente en períodos de 6 meses y con el
tiempo se dispondría de vehículos todoterreno de exploración. Los
americanos cuentan aquí con recibir el apoyo y la participación internacional.
A finales de 2012 trascienden las intenciones de la
empresa americana Golden Spike, de Colorado, de crear un programa
privado de vuelos tripulados lunares a partir de 2020, pretendiendo
llevar a nuestro satélite a turistas adinerados o empresas interesadas
en tales viajes para una estancia allí de 2 días. Estima tal compañía
que el coste unitario de tal tipo de vuelo, en el momento que se
hiciera de forma masiva, podría rebajarse a solo 1.500 millones de
dólares, si bien la inversión para el vuelo inicial estimaron que sería
del orden de los 8.000 millones.
En 2015 se presenta un avance de proyecto de
arquitectura del estudio Foster+Partners de Londres, con apoyo de la
ESA, para construir en la Luna viviendas para 4 personas con el uso de
un sistema 3D, de estructura hinchable, y el uso de material lunar
regolito, tubos modulares en la base y cúpulas inflables. Un regolito
simulado se probó a tal efecto por entonces. El lugar pensado para su
ubicación sería también el cráter Shackleton por su exposición
permanente a la luz solar.
En 2017, la Universidad del Noroeste en Illinois
trabaja en una nueva técnica de fabricación de diversos medios en 3D
utilizando materiales simulados de polvo lunar y marciano. Se piensa
que se podrán hacer desde herramientas hasta construcciones de gran
tamaño. En concreto, se cree posible crear metales y aleaciones,
grafeno y nanotubos, con los materiales originales del suelo de tales
cuerpos celestes en un 90%; el resto serían disolventes y un
biopolímero aportado por la impresora 3D. Los experimentos han logrado
de momento materiales similares de la goma, resistentes y a la vez
flexibles, así como bloques o ladrillos de encaje.
En Europa la ESA estudia a partir de 2016 el
proyecto Moon Village que busca el establecimiento de una base
permanente selenita en la que los astronautas se podrían ayudar de
robots con fines tanto científicos, principalmente astronómicos y
tecnológicos, como mineros. Una fecha posible para hacer realidad la
base no sería antes de 2030.
Finalmente hay que señalar que una de las labores
que en el futuro tendrán los humanos en la Luna es la de delimitar y
proteger como monumentos los lugares históricos de aterrizaje e impacto
de las sondas y naves tripuladas Apollo, sobre todo de los primeros;
aunque seguramente extraerán y quitaran algunas piezas o partes para
análisis y estudio de los efectos erosivos al cabo del tiempo, o por
otras razones.
= LA COLONIZACION DE MARTE.
La colonización de Marte, aun más lejana que la
lunar, tardará mucho en llegar, demasiado para nuestra escala de
humanos; es difícil aventurarlo, pero seguramente estamos en una escala
de cientos de años. Primero habrá de hacerse el viaje tripulado, pero
cuando llegue será parecido a la mencionada para la Luna, salvo en las
peculiaridades que presente el planeta respecto a ésta.
La gran distancia a Marte, no hace falta decir que
es el gran escollo. La colonización llegará con cierto parecido a la
lunar, tratando de aprovechar los recursos del lugar y situando módulos
habitables y científicos e industriales a nivel de superficie y
enterrados. Sin embargo, en Marte las posibilidades de recursos son
mayores que en la Luna. Hay más gravedad, una pequeña atmósfera y mayor
posibilidad de lograr elementos y minerales aprovechables para la
subsistencia humana, incluida la propulsión. Así pues, lo mencionado
para la colonización lunar es aquí válido con las variaciones que las
propias peculiaridades de Marte implican. No repetimos pues la cita a
la consecución de elementos a partir del suelo marciano, aunque si
recalcar que aquí la obtención de agua, por ejemplo, es más fácil,
porque al menos en algunas zonas hay hielo en el subsuelo. Implica ello
no solo agua, sino oxígeno respirable y propulsante para los cohetes.
Por otra parte, la colonización de Marte o las
posibilidades de vuelos a Marte podrían pasar por ser viables previa
ocupación de la Luna para hacer a ésta de estación de servicio en el
reabastecimiento de propulsante, o de H y O en general. Un estudio
publicado en 2015 al respecto pone de relieve que se podría reducir el
peso de la astronave al partir en la Tierra en nada menos que en un 68%
si va primero a la Luna y reposta allí. Pero para ello habría que crear
primero una infraestructura selenita al respecto, con sistemas de
separación del H y el O a partir del agua lunar, y su preparación para
la recarga de los depósitos. Ello no sería probablemente rentable para
un solo vuelo, pero sí para varios.
La protección del medio marciano marcará muchas
condiciones de la colonización. El frío extremo de varias decenas de
grados bajo cero no será sino el menor de los inconvenientes. Algo peor
pueden ser las tormentas de polvo, que pueden durar años e inundar o
taponar rendijas, la más mínima grieta y cualquier conducto en contacto
con el exterior. Y más preocupante aun, la radiación no encuentra allí
freno en la débil atmósfera. La radiación UV no es frenada por capa de
ozono alguna y los rayos cósmicos llegan al suelo fácilmente. Todo ello
exigirá protección en trajes y habitáculos, prácticamente como si fuera
en pleno cosmos.
Además, el polvo marciano, en cierta medida peor que
el lunar, y ambos peligrosos para la salud humana si se respiran, posee
como componentes óxidos de varios minerales, especialmente del hierro.
Su carácter oxidante puede ser corrosivo o erosionante para plásticos y
otros materiales orgánicos. Según se cree, el citado polvo podría tener
toxicidad en compuestos como el arsénico y el cromo hexavalente.
En los estudios de la NASA (2006) acerca de medios
para repeler el polvo marciano y lunar en paneles solares y trajes
espaciales se contempla el uso de corrientes alternas con electrodos de
óxido de indio y titanio (entonces en uso en las pantallas de las
agendas electrónicas domésticas) separados 1 cm; los materiales
resultan transparentes por lo que pueden usarse sobre cascos y piezas
similares.
Así pues, el modo de habitar Marte será desde
estaciones más o menos subterráneas, el aprovechamiento de recursos,
como el agua y quizá de minerales, siempre a medida que la evolución
técnica vaya en aumento, en parámetros hoy impensables. El agua
marciana tiene su utilidad no solo como tal, sino en sus componentes,
hidrógeno y oxígeno como propulsantes y para respirar el último. Como
agua subterránea filtrada, habrá muchas posibilidades de que sea salada
si es la procedente de antiguos mares, punto que habrá que considerar.
También será posible aprovechar el terreno del planeta para
plantaciones vegetales. Tal uso del suelo marciano para plantas
terrestres podría exigir de éstas una modificación genética que pudiera
contrarrestar las condiciones extremas del planeta. En 2001 se
planificaba el posible envío a Marte de 10 variedades de semilla de la
planta Arabidopsis para 2007. Tal planta tiene un ciclo de vida de un
mes y su secuencia genética era ya conocida. Se pensaba dotarla de luz
fluorescente bajo una calculada condición del ambiente, según la
abundancia de determinados elementos o compuestos del suelo; tal
respuesta bioquímica vegetal es ya conocida entonces en otros seres,
especialmente los marinos y también en algunos animales. La plantación
se realizaría con una paleta de la sonda y tras abonarlas, se esperaba
que germinaran en el terreno marciano, en un entorno especie de
mini-invernadero. Con una cámara se observaría luego el crecimiento. De
este modo se esperaba demostrar y estudiar el futuro crecimiento de
vegetales en el terreno marciano.
Sin embargo, no se ha de olvidar que el terreno marciano guarda
compuestos también tóxicos para el hombre, como el carcinógeno cromo
hexavalente, por lo que habrá que seleccionar bien los futuros “campos
de cultivo” y su depuración.
A pesar de ello, ya se han hecho algunas
simulaciones o pruebas agrarias (2016, colaboración del Centro Ames de
la NASA con Perú) con terrenos áridos y de igual condición salina que
la marciana (desierto de La Joya, en el sur de Perú, donde hay una
concentración de sodio y boro 20 veces superior). Se han plantado 65
variedades de patata en tales condiciones y el resultado de la
germinación ha sido positivo con 5. Sin embargo, pruebas iguales con
trigo, frijoles y quinoa, no resultaron. Posteriormente a las pruebas
de plantar patata en Perú se hicieron otros experimentos similares en
Arizona, en Oracle.
De todas formas, en Marte, la
agricultura también tiene que contar, además de las especies a elegir,
con otros factores como radiación y los elementos tóxicos del terreno,
si bien haría falta buscar lugares y terrenos más favorables, incluso
extraídos del subsuelo, y utilizar correctores químicos y cúpulas de
protección, amén del agua, claro.
En cuanto al uso de otros seres vivos
complementarios y necesarios en la agricultura, como determinados
gusanos que operan en la descomposición de la materia orgánica, ya se
han hecho pruebas en universidades holandesas con terreno marciano
simulado. En principio, los resultados parecen apuntar a que las
lombrices de tierra pueden actuar y reproducirse en un terreno similar
al marciano y en presencia de plantas y abono estiércol.
Existe la posibilidad también de utilizar vegetales para producir
oxígeno, no solo para alimentación. A este respecto, una de las
especies que según la NASA está más predispuesta para plantar en Marte
son algunas especies de pinos, de gran resistencia al frío y aptos para
la alta montaña, con presión baja. Existen pinos que se han adaptado a
más de 4.000 m de altitud, como los del Pico de Orizaba (México), y que
además conviven con ciertas bacterias en simbiosis.
Precisamente, los experimentos y estudios de algunos
microorganismos y sus posibilidades en Marte ha permitido ver, por
ejemplo, que el tipo de cianobacterias Anabaena son fijadoras de
nitrógeno y pueden producir oxígeno en un ambiente como el marciano, lo
cual puede ser interesante su cultivo allí.
En cuanto a energía, las posibilidades de los paneles solares en Marte
son menores a las terrestres en tanto que la distancia al Sol en mayor.
Pero existe un factor allí de aprovechamiento energético que es el
eólico. Marte tiene corrientes atmosféricas importantes que pueden ser
aprovechadas por aerogeneradores. En la Tierra se han probado este tipo
de instalaciones en zonas polares y se vislumbran como una alternativa
viable para Marte, para sus zonas altas latitudes así como para suplir
a los paneles solares en casos de sombreado por tormentas de polvo,
frecuentes en el planeta rojo. Como sea que tampoco el viento marciano
es constante, en los momentos de calma habría solo posibilidad para los
paneles solares. La velocidad mínima del viento allí para hacer
funcionar un aerogenerador, considerada la muy baja densidad, ha de ser
de 30 m/seg; en la Tierra, el mínimo para igual finalidad es de 10
m/seg. La NASA encargó a principios de Siglo XXI a la empresa Northern
Power Systems un estudio y desarrollo al respecto que debía concluir en
un sistema híbrido (paneles-aerogenerador) para ser probado en
Kotzebue, Alaska, lugar frío pero de corrientes aéreas.
La activa Mars Society probaba en 2002 cómo podría ser la vida en Marte
desde el desierto de Nevada, cerca de Hanksville. Allí instalaron
diversos científicos y especialistas, 4 hombres y 2 mujeres, un par de
habitáculos, uno de vivienda y otro un invernadero, y hacían todo lo
que se supone que podría ser la vida humana en Marte, saliendo al
exterior con trajes espaciales simulados, examinando muestras de
terreno, etc. De tal modo, pensaron en idear las herramientas y
técnicas necesarias para la vida cotidiana y científica en Marte.
El lugar marciano para instalarse va estar en
función de los medios nativos para utilizar en la supervivencia. Si de
incidencia de los rayos solares se trata, necesarios para la energía y
las plantas, se buscará una zona cercana al Ecuador. Pero si prevalece
la idea de conseguir agua, oxígeno y propulsante (y a la vez también
energía), serán los polos. O quizá ambos lugares podrían los elegidos
porque se complementan. Si se halla un cavidad subterránea lo
suficientemente grande con agua, esté donde esté, sería ideal.
Por ejemplo, la Universidad de California
Irvine se ha estudiado en 2020 cómo lograr en Marte metano como
propulsante con un catalizador de zinc. La electricidad se consigue con
una planta solar y la extracción se logra realizando la electrolisis
del dióxido de carbono, abundante en Marte, mezclado con el agua del
hielo marciano; es el llamado proceso Sabatier.
Todo será posible en el futuro sin duda alguna; repetimos una vez más,
si la economía de nuestro mundo lo permite. Técnicamente hoy sería
posible viajar y vivir en Marte, pero el costo es tan desorbitado que
no precisa mucho cálculo. Así que esta página solo podrá ser ampliada
en un futuro para el que, eso sí, ya ha comenzado la preparación.
- ¿UN MARTE HABITABLE?
Una alternativa también contemplada al
establecimiento de bases e incluso ciudades terrestres en Marte, es una
posibilidad, hoy totalmente ficticia, de manipular las hoy inhabitables
atmósfera y el clima del planeta; casi nada para quienes no son capaces
de controlar el del propio planeta (curiosamente quizá menos conocido,
por ser más complejo, en este aspecto).
Marte es el cuerpo del Sistema Solar más parecido a
la Tierra. Tiene estaciones en su clima, un día con solo media hora de
diferencia al nuestro, aunque el año es casi el doble, y la gravedad es
la mitad. Su atmósfera es muy tenue, tanto que su presión no nos
servirá más que para detener algunos micrometeoritos. Pero algo es algo
y este imposible sueño del hombre es lo mejor que tenemos.
¿Cómo hacer un Marte mínimamente habitable? Primero:
Hay que calentar el planeta. Segundo: Plantar vegetales que vayan
liberando oxígeno. Problema: aunque la teoría parece correcta, no se
menciona la falta de una mínima presión, porque liberar oxígeno no
significa aumentar su presión en un grado práctico o necesario para la
vida humana.
Calentar el planeta puede hacerse con gases que
creen en su atmósfera el efecto invernadero (por ejemplo, tetrafluoruro
de carbono, hexafluoruro sulfúrico, óxido nitroso, metano y amoníaco)
con lo que la radiación solar no sería reflejada y devuelta al espacio.
Para llevara cabo esta opción se tendrían que distribuir por todo el
planeta cientos de miniplantas químicas conversoras, de unos 2 o 3 m de
diámetro, que funcionarían con ayuda de energía solar de forma autónoma.
El calentamiento también podría hacerse con una estructura panelada de
espejos de 125 Km de ancha enfocada hacia los polos para reflejar hacia
allí el Sol desde una altura orbital de unos 200.000 Km. Los blancos
casquetes polares se irían descongelando a medida que fuera aumentando
gradualmente la temperatura del planeta y humedeciendo su atmósfera y
comenzaría un ciclo. Sin embargo, el proceso sería extraordinariamente
lento, de muchas décadas, quizá de cientos de años, posiblemente miles
pese al optimismo de algunos. Otro sistema podría ser regar los polos
con sustancias oscuras que hicieran absorber más calor a los mismos
hasta evaporarlos; según Sagan y otros estudiosos del asunto, el
período necesario podría durar solo unos 100 años.
Luego, los vegetales y otros seres microcelulares (algas y bacterias
primero y plantas después) irían extendiéndose, según su calidad para
resistir y adaptarse a las condiciones aun hostiles de Marte. La
conversión del dióxido de carbono en oxígeno por las produciría un gas
respirable para el hombre... pero se calcula que al cabo de cien mil
años como mínimo. Además, esta hipótesis olvida que la presión en
Marte, aunque aumentara algo, seguiría tan baja para nosotros que no se
puede ni considerar. De nuestra Tierra, algunos microbios y
posiblemente líquenes soportarían antes condiciones tales y puede que
se desarrollaran dentro de una evolución difícil pero posible. La baja
gravedad marciana sería otro gran inconveniente para retener el oxígeno
y la atmósfera. Por otra parte, los plazos, las cifras del tiempo dadas
para esta conversión marciana son probablemente excesivamente
optimistas y no cuentan con que estas circunstancias de habitabilidad
exigen ciclos de continuidad autosolvente, cosa que se antoja bastante
difícil porque el papel de la energía solar, que allí es la mitad de la
que hay sobre la Tierra, determina una influencia en los ciclos
atmosféricos de dudosa viabilidad para cuanto se expone.
La habitabilidad atmosférica podría hacerse con
mucho dinero, con técnicas futuras más viables que las ahora
planificadas, con paciencia (de varios siglos… o milenios), pero lo que
no tiene solución para el Marte más habitable es la misma baja gravedad
que podría dar lugar a mutaciones, o a una evolución, en las sucesivas
generaciones de seres superiores terrestres que allí vivieran. Para el
ser humano los huesos crecerían al principio, los esfuerzos serían
bastante menos de la mitad que en la Tierra, pero ¿y cuando sus
habitantes volvieran a la Tierra, con una gravedad muy superior?
¿Estarían condenados a ser una débil y enfermiza generación marciana?
Pero además de la gravedad hay otro factor
insuperable: la falta de un mínimo campo magnético protector. Ello
haría que los hipotéticos habitantes de Marte estuvieran sometidos en
su superficie al bombardeo de radiación solar y del cosmos profundo, si
bien en las ciudades se podrían utilizar enormes y costosísimas cúpulas
protectoras.
Son
nombres a citar para estas historias de terraformación de Marte el
citado Carl Sagan, Christopher McKay, James Lovelock, Martyn Fogg,
Zubrin, etc. Otro, posterior, es el magnate de la industria espacial
Elon Musk, que ha dejado caer la posibilidad de bombardear con cargas
termonucleares los polos marcianos para derretirlos
y provocar una dinámica planetaria que pueda llevar a su
habitabilidad; tal
bombardeo se complementaría luego aportando dióxido de carbono
(obtenido
in situ, claro)
para propiciar el efecto invernadero y calentar el planeta, así como
densificar su atmósfera y
lograr un mínimo ciclo del agua.
Pero como otros, comete el error de ignorar que la baja gravedad de
Marte va a seguir siendo un gran problema, sin
contar la falta de una magnetosfera significativa y que el proceso de
terraformación nadie
sabe cuanto duraría, expresado en cientos o miles de años cuanto
menos (entre otros problemas) pues no se
trata de
una cámara de experimentación sino todo un planeta; todo ello sin
contar que contaminaría prácticamente
para
siempre tales aguas polares en las
explosiones y
que completar el proceso aportando organismos vivos terrestres puede
que no resulte muy aceptable para muchos, dudosos de los inciertos
resultados y cuyos efectos reales podrían derivar muy fácilmente
hacia una catástrofe incontrolable.
Por otra parte resulta más que dudoso que el aporte a la atmósfera del
CO2 resultante del bombardeo pueda ser mayor de un 0,15%, lo que a
efectos prácticos es insignificante en tal atmósfera; y por tanto no
supondría un aumento de temperatura de efectos relevantes dentro de los
niveles térmicos extremos de tal planeta (daría igual 40 que 50 grados
bajo cero...). Y si se derrite todo el agua marciana con un
incalculable número (cientos) de bombas de hidrógeno, con tal
temperatura se quedaría de nuevo congelada. Es decir, tal operación
sería un fracaso mírese como se mire.
A principios de marzo de 2017 se da a conocer la
propuesta de la NASA para crear un campo magnético marciano mediante la
colocación de un escudo magnético dipolo en el punto Lagrange 1 de
Marte (Mars L1). De tal modo, la NASA cree que se podría llegar a
lograr una magnetosfera artificial que frene la radiación allí llegada
y luego un mayor equilibrio atmosférico que impida la pérdida
continua hacia el espacio de iones de oxígeno; a su vez a más plazo,
con un aumento de 4ºC se derretirían los hielos de dióxido de carbono
del polo norte marciano, crearían un efecto invernadero que aumentaría
más la temperatura y derretiría el hielo de agua y se permitiría así
que se recuperen los mares marcianos en una séptima parte de los que
hubo en otro tiempo y llegar a hacer un Marte más acogedor para el ser
humano. Se quiere creer que tal escudo podría ser posible con
estructuras inflables. Al respecto han realizado simulaciones el Centro
Goddard de la NASA, la Universidad de Colorado, la de Princeton y el
Laboratorio Rutherford Appleton.
Un estudio de la Universidad de Colorado, en
Boulder, realizado para la NASA, dado a conocer en julio de 2018, sobre
la terraformación de Marte a base de liberar el CO2 del suelo para
producir el efecto invernadero allí, reconoce que no existe la
tecnología necesaria para ello ni ahora ni en un futuro cercano. La
principal consideración sostiene que tal CO2 liberado no sería retenido
por la atmósfera. Otro problema es la dificultad para la liberación del
citado CO2 cuyos depósitos en la corteza tienen profundidades
desconocidas entonces. El proceso tardaría en ser mínimamente efectivo
al cabo de decenas de millones de años. La terraformación queda aun
pues muy lejos, solo de momento para el terreno de la ciencia-ficción.
En 2023, estudios de la Universidad de Surrey
apuntan al posible uso de cianobacterias denominadas Chroococcidiopsis
que pueden generar oxígeno absorbiendo el muy abundante CO2 marciano
(de más del 95%). Tales seres soportan bien la sequedad y la radiación
UV. Se piensa utilizarlas en pinturas bautizadas “biocoating” que,
dicen los ingleses, pueden generar 0,4 gramos diarios por gramo de
producto. Pero faltaría probarlo allá, en Marte.
Además del caso marciano, la imaginación humana también ha planificado transformar otros cuerpos. Pero como los que sabemos del Sistema Solar no son muy dados a la llamada terraformación algunos han planificado incluso tal transformación para hacer habitables planetas parecidos al nuestro en... las estrellas. En este caso, el atrevimiento va tan lejos que divagar sobre ello resulta pura ficción, y nos evita mayor mención.
> UN FUTURO LEJANO. ¿PODREMOS ALGÚN DÍA IR A LAS ESTRELLAS?
¿Podremos algún día visitar otros planetas
habitables y entablar contacto con seres de nuestro rango de
civilización en otros lugares del Universo? Recordemos que las
distancias a otras estrellas a la velocidad de la luz (no lograda con
ingenio humano aun) son de decenas de años, cientos, miles de años, en
nuestra Vía Láctea que tiene 100.000 años-luz de diámetro, y si nos
referimos a otras galaxias no digamos más.
¿Podremos ir? Pienso que sí, pero del modo que no
imaginamos hoy aun, y dentro de ¿quien sabe cuantos cientos o miles de
años? Nadie el Siglo XVII o XVIII se hubiera imaginado que los cohetes
nos llevarían al espacio y la Luna, sencillamente porque los que
existían entonces no eran más que cohetes de feria o poco más. Hoy
nadie cree que el sistema de cohetes, ni siguiera el nuclear (de
controladas explosiones nucleares, en sistema aun no desarrollado), nos
pueda llevar a las estrellas. Ni nadie se embarcará congelado,
suponiendo que la hibernación sea posible para tal viaje porque no
volvería a nuestro planeta o si vuelve no sería a la misma época, ni
hallaría ya a su familia y amigos y conocidos. No tendría sentido. El
sistema ha de ser otro. Además, la falta de gravedad causa problemas en
el cuerpo humano por lo que un viaje tal precisa de algún tipo de
efecto que imite la gravedad.
O quizá si se hibernan los tripulantes, cosa por
otra parte aun imposible, no haga falta gravedad ni importe nada el
factor tiempo. Claro que no ha de importar ni el regreso ni dejar atrás
la familia. Un proyecto expuesto cita el viaje de una colonia de 400 o
500 personas hibernadas en una astronave impulsada por un reactor
nuclear que se alimentaría parcialmente hasta de los átomos de
hidrógeno que recogiera en el trayecto. La velocidad de crucero a
alcanzar en un determinado período de tiempo: una cercana a la
velocidad de la luz. Así de fácil. Obsérvese que ni siquiera nos
molestamos en citar el destino: sencillamente aun no existe. Porque
naturalmente primero hay que descubrir uno parecido al nuestro y eso
también es muy difícil. No se va a ir a ciegas a un infinito tal.
Hoy en día (2014) existe la posibilidad de una
semihibernación que ha sido denominada como “torpor”, sometiendo
temporalmente al cuerpo fisiológico a baja temperatura para ralentizar
los procesos metabólicos, de modo que el consumo de energía corporal
(oxígeno y alimentos) baja notablemente. El astronauta quedaría en un
estado similar al sueño y estaría conectado por vía intravenosa a tubos
que aportarían dosificadamente un suero alimenticio y oxígeno, amén de
controlar su estado general. Para tratar de contrarrestar los efectos
negativos de la microgravedad en los músculos, como su atrofia, los
mismos tendrían una estimulación eléctrica como la ya existente a base
de parches neuromusculares. De tal modo quedaría reducida de forma muy
importante la dotación de aprovisionamiento y por tanto de masa e
intendencia. Esto podría ser de aplicación en vuelos más allá de la
Luna (Marte y los satélites de los planetas exteriores).
Los rusos investigan en 2018 sobre medicamentos que
puedan ser de aplicación en procesos de hibernación humana,
fundamentalmente para reducir el consumo energético y el de oxígeno.
Pretender hallar un modo de inducir a un estado hipobiótico de modo
artificial como el que se produce de forma natural en algunos animales
(como los osos).
En el caso concreto de hibernación para un vuelo a
Marte, que estudiado en 2019 por la ESA lo creen posible para 2040, o a
partir de tal año, se estima que con el mismo, dadas las menores
aportaciones fisiológicas humanas durante los meses del viaje (un año
entre ida y vuelta), se podría reducir en un tercio la masa de la carga
de avituallamiento y equipamiento necesario llevado por la nave
espacial. Así, por ejemplo, al ir dormidos en cápsulas, no sería
necesario disponer de cabinas o habitáculos individuales (protegidos
especialmente de la radiación sideral), ni la importante cantidad de
alimentos y agua necesarios. Ello tendría además la ventaja de evitar
la descalcificación ósea y la pérdida de masa muscular. Tal hibernación
conllevaría el descenso de temperatura corporal, o hipotermia. Como
inconvenientes, antes del vuelo los astronautas deberían adquirir una
carga de grasa mayor en el cuerpo, según cada cual, y tras hibernar
necesitarían unos 21 días de rehabilitación puesto que volver a una
actividad normal tras 6 meses en tal estado no va a ser inmediato.
Salvo que en la tripulación se dejaran uno o dos astronautas sin
hibernar, la nave, además del control terrestre, debería contar para el
caso con un importante sistema de control o inteligencia artificial.
Otra ventaja de la hibernación hipotérmica se podría dar en
determinados casos de accidente o enfermedad, sometiendo al astronauta
paciente a tal proceso para luego traerlo a la Tierra y evitar llevar
todo tipo de material a bordo para determinadas emergencias. Pero ya
saben: hay que esperar a 2040… o más.
Otro problema más es que cuando se calcula la
velocidad, el impulso y la ingente cantidad de propulsante para un
viaje semejante, pocos citan que es necesario en realidad casi otro
tanto para frenar la nave a su llegada a destino, si bien existen
proyectos que contemplan el aprovechamiento del gas interestelar del
medio que se atraviesa, principalmente hidrógeno.
Según parecer de algunos “evaluadores del futuro” de
la NASA en 2002, el hombre podría colonizar el espacio a partir del
2.050 con medios técnicos propulsores basados en el láser. Aprovecharon
entonces para aventurar la posibilidad, un poco más lejana (y tanto),
de que en una misión interestelar lleguen a fin de trayecto solo los
descendientes de los que comiencen el vuelo, dada la duración de este
tipo de viajes. Esta opción tan optimista resulta algo más que dudosa
para voluntarios humanos salvo en caso de una catástrofe planetaria que
afectara también a otros cuerpos cercanos colonizables (como la Luna o
Marte; sobre todo este último); y ello sin contar con los medios
técnicos de habitabilidad y propulsores de la nave en cuestión. Parece
evidente que tales medios no estarán al alcance humano, por falta de
técnicas aun y el bestial coste que supone, en los próximos siglos.
Claro que, quizá en las décadas o siglos próximos, también las ciencias
“adelanten que sea una barbaridad”, emulando aquella vieja frase, y
todo sea más fácil que las perspectivas actuales.
En el viaje interestelar se plantean además otro
tipo de problemas. Serían los puramente humanos de una colonia, de
convivencia, relaciones jerárquicas, interparentales, etc. También se
cita la posibilidad de un viaje solo de mujeres que se irían fecundando
artificialmente en el vuelo, con lo cual la presencia masculina inicial
no sería necesaria con lo que se aligeraría peso en el arranque; esto
resulta un tanto anecdótico o curioso, y quizá en el futuro produzca
risa, pero hay quien piensa en todo... conforme a los cánones del
presente.
Por otra parte, es posible que, si un día se
construya algún tipo de motor cohete muy potente, por ejemplo uno de
fusión nuclear, se emprenda un viaje hacia alguna estrella próxima y
seguro que ese primer vuelo será de un modelo de sonda interplanetaria
no tripulada.
Enviar una sonda no tripulada no cambiaría el
sistema propulsor, aunque sí su potencia por el menor peso necesario,
ni el estado de las cosas. El sistema más realista propuesto seguiría
siendo el nuclear. Sin embargo, la transmisión de las investigaciones,
una vez llegada al cabo de los siglos o milenios al sistema solar que
fuera, solo podrían ser un regalo para unos lejanos descendientes. Algo
así como si nos llegaran ahora, de golpe, toda la información sobre las
pinturas rupestres o, quizá aun más, sobre los dinosaurios. Si nos
conformamos con ir a las estrellas cercanas, en las que la posibilidad
de vida no es muy alta, el período sería menor, de unas decenas de
años. Depende en definitiva del destino. Además, no hay que olvidar lo
difícil que puede ser acertar en el blanco puesto que recordemos que
nos dirigimos a un objetivo del que tenemos solo la información llegada
al cabo de decenas, cientos o miles de años luz o más. Con ello,
apuntamos que en realidad ese objetivo, cuando llegue la nave, estaría
en otra parte. La referencia es siempre para las pequeñas distancias,
para nuestra galaxia. Más allá resulta una solemne tontería la menor
especulación, bajo nuestros planteamientos actuales... ¿o quizá no?
Tenemos a este respecto de nave no tripulada hacia
una estrella cercana el proyecto Dédalo, o el proyecto Orión, cuya nave
iría impulsada por la explosión de 5 cargas nucleares cada segundo, o
el proyecto Bussard, que aprovecharía los protones del entorno espacial
para las explosiones nucleares impulsoras, y otros de similar índole.
En el proyecto Orión (1958) se llegó a hacer (1959) un prototipo de prueba a escala de 2,1 m de largo llamado
Put que con 5 cargas de explosivo convencional se elevó en 60 m.
Trabajó en el proyecto Orión la General Atomic/General Dynamics bajo
contrato de la NASA en julio de 1963.
El proyecto Dédalo, o Daedalus, fue estudiado por la Sociedad
Interplanetaria Británica entre 1973 y 1977 para enviar a una estrella
cercana (Barnard, a 5,91 años luz, o quizá Alfa Centauri, a 4,3
años-luz) en una fecha imprecisa una sonda dotada con un motor nuclear
teórico que dispararía 250 minibombas de hidrógeno por segundo y
alcanzaría los 36.000 Km/seg, o sea el 12 % de la velocidad de la luz.
Su destino sería la estrella Barnard, a 6 años luz de nosotros, que es
la segunda estrella más cercana y en la que se presume la existencia de
planetas. Allí soltaría 20 o más sondas en dirección a los distintos
cuerpos que hallara. Sobre el papel, de poderse construir tal nave y
sobre todo tal motor, la misma llegaría a la estrella en unos 50 años y
transmitiría los datos a la Tierra, tardando los mismos tales 6 años.
El modelo de sonda sería de aluminio y titanio, utilizaría como
propulsante helio 3 y su costo (de los 70) sería de 100.000 millones de
dólares. Tendría 190 m de longitud y pesaría como mínimo 54.000 Tm, de
las que 450 sería de carga útil y 20.000 serían de combustible helio 3,
considerando que otro tipo, como el deuterio, generan neutrones
destructivos. El combustible iría congelado a -270ºC y sería inyectado
en pastillas sobre las que actuarían electrones de alta energía
procedentes de generadores adecuados. El inconveniente llega cuando se
asegura para encender el motor se precisan 250 millones de voltios y el
combustible, según los planes, habría que cargarlo en Júpiter, donde
sobra el helio, lo cual implica otro proyecto más. Así pues, se
necesitarían fábricas en una órbita del citado planeta y sistemas de
extracción de la parte alta de su atmósfera. Se calculó situar en 20
años 128 plantas de tal tipo y una flota de globos de 180 m de diámetro
para almacenar selectivamente el helio 3. Casi nada en resumen. Un
disparate de medios y tecnología, pues nada hemos aun dicho del escudo
protector contra meteoritos de la nave, del sistema informático y su
sistema de inteligencia artificial (que tendría que ser autónomo), etc.
Pero no se piense por ello que la mismísima NASA no
haya hecho una mínima consideración sobre el tema. De modo que incluso
se planteó el llamado programa BPP, o sistema físico de propulsión
avanzada, donde se consideran todas las posibles ideas revolucionarias
que pudieran dar lugar en el futuro a nuevos sistemas de propulsión.
El propio Administrador de la NASA comentó en 1999
la posibilidad de construir una sonda interestelar. El proyecto Yoda
calculó el envío de una minisonda dotada de inteligencia artificial del
tamaño de un bote de cerveza hacia Alfa Centauro, con parada y... fonda
en un asteroide: porque en el mismo, antes de continuar viaje
adquiriendo su forma definitiva, debía crecer con la absorción de
carbono y hierro del mismo. Pero en 1999 esto aun era ficción pura...
de no decirlo tal Administrador Samuel Goldin.
Nuestra galaxia tiene el considerable diámetro de
100.000 años-luz y nuestro Sistema Solar está en un brazo, casi al
borde de la misma. La estrella más cercana a nosotros es Próxima
Centauri, a 4,2 años luz, un distancia insignificante comparada con
cualquier otro sitio, aun desconocido, donde pudiera haber algún
sistema y planeta como el nuestro; las estrellas más cercanas y
parecidas al Sol son Tau Ceti, 0,34 luminosa respecto al mismo y a 10,2
años luz de distancia, y Epsilon Eridani, 0,31 de luminosidad respecto
al Sol y a 10,5 años-luz. En el supuesto de disponer de un sistema
propulsor que se acercara relativamente a la velocidad de la luz (que
no tenemos aun, ni parece que se pueda fácilmente conseguir en las
próximas décadas, seguramente siglos), se tardaría en nuestra escala de
tiempo alrededor de 15 o 20 años en ir y venir a tal estrella más
cercana; se cuenta también el tiempo de exploración, de un 1 o 2 años.
Ir más lejos, a la siguiente, y volver supone unos 35 o 40 años. Con
unos 70 años se alcanzaría solo a visitar unos 30 sistemas estelares. Y
se ha de pensar que cualquier astronauta regresaría a un mundo 70 años
más viejo que cuando partió, aunque él pudiera, por haberse acercado a
la velocidad de la luz en el efecto relativista, volver menos
envejecido y hasta encontrarse con la paradoja de ser más joven que sus
hijos. En las estrellas siguientes, en cercanía, pronto se sobrepasaría
la vida de cualquier ser humano y es también fácil que en un centenar
de estrellas a la redonda de nosotros no se den las condiciones de vida
que, como la nuestra, deseamos encontrar. Probablemente ni con la
hibernación (es de repetir que tampoco está desarrollada aun para
nuestro sistema fisiológico) querría ir nadie a la vuelta de la esquina
de nuestra casa en el Universo. Porque, después de todo, solo iríamos a
la esquina de la manzana donde vivimos en la escala de distancias
cósmicas. Además, no hemos citado otro tipo de problemas que conlleva
el viaje, y otras circunstancias añadidas, como los impactos de
meteoritos, que a una velocidad muy grande son más difíciles de
detectar y de impacto superior (por la inercia). Cuando vamos a
Júpiter, por ejemplo, con una nave no tripulada sabemos que hay que
cruzar un cinturón de asteroides y la nave ya va, por así decir, sobre
aviso de lo que ha de hallar a su paso, pero un viaje a las estrellas
implica el vuelo a lo desconocido. Una sonda no tripulada puede
perderse si algo sale mal y las pérdidas solo sería económicas, pero
¿quien se va a embarcar en un vuelo tripulado parecido?
Más problemas. En el supuesto de alcanzar casi la
velocidad de la luz, según la teoría de la Einstein, el tiempo se
detendría y la masa del cuerpo que la lograra tendería al infinito,
comprimiendo su tamaño. El envejecimiento quedaría detenido. Cuando el
astronauta volviera se hallaría con que sería mucho más joven que sus
contemporáneos. Tales efectos podrían ser tanto menores a una velocidad
tanto menor que la cercana a la de los 300.000 Km/seg.
¿Y que hay de un viaje más lejano aun? Con medios
como los que conocemos o podemos aventurar del modo más optimista,
incluso a la velocidad de la luz, recorrer las galaxias, los grupos de
galaxias o el Universo, no entra ni en sueños por muchos siglos o
milenios que pasen en razón al límite de la velocidad de la luz, o lo
que es lo mismo, del tiempo. Recordemos que ahora solo tenemos datos de
un Universo, cuando más distante, más lejano en el pasado. Muchas de
las estrellas que ahora vemos relucir, en realidad ya no existen, o no
están ya en la posición que las vemos. No es posible. Pero, ¿y si se
descubre en el futuro algún sistema no pensado aun, y en el Universo no
es todo como parece?
Las fuerzas del Universo son 4, electromagnética,
gravitatoria, nuclear fuerte y nuclear débil. Son conocidas, pero el
problema astronáutico es la gravedad. Y aun librando la gravedad,
vencida por los cohetes, cubrir la distancia entre estrellas precisa de
algo más. Se precisa de un sistema que impulse continuamente la nave y
acercarla lo más posible a la velocidad de la luz. El gasto de energía
es tan descomunal e inimaginable como las distancias de las que
tratamos. Entrar en detalles resulta tan inútil como desalentador.
En el Universo existe por otra parte un factor que,
cuando se refiere a vuelos espaciales interestelares en nuestra
galaxia, y no digamos ya los intergalácticos, no parece tenerse nunca
en cuenta. Para ir a una estrella concreta tenemos que conocer su
posición, pero resulta que la posición que nosotros podemos conocer no
es la real, sino la que tenía hace los años luz que la distancian. Por
lo tanto, aun disponiendo de una nave que fuera a la velocidad de la
luz, cuando llegáramos a la posición teórica de una estrella cuya luz
hubiéramos visto primero, podría estar no ya en otra parte sino que
hasta podría ya no existir, o encontrar por el camino cuerpos
inesperados que hubieran aparecido en aquella posición por la propia
expansión, creación estelar, etc. Evidentemente se puede predecir la
ruta de una estrella y buscar una con vida larga (aunque no tan joven
que suponga que sus planetas estén aun en período de bombardeo de
asteroides y meteoritos), pero aun así difícilmente habrá garantías de
las desconocidas incidencias del camino y del tiempo necesario.
En el modelo de espacio de Einstein, el mismo es una
especie de entramado cuyas líneas, por así decir, que se comprimen ante
la presencia de materia, o bien la materia curva tales líneas, de modo
que hay una tendencia de máxima curva hacia el centro del cuerpo de
materia. ¿Cómo sería lo contrario? ¿Cómo sería la dilatación o efecto
contrario a la presencia de la materia? ¿Es una línea plana? Repito que
es solo una forma gráfica de expresión, pues el espacio no tiene líneas
aunque por su naturaleza la interpretemos de tal modo. ¿Si la materia
curva el espacio, un ente contrario a la naturaleza de la materia a
estos efectos la curvaría en sentido contrario? ¿Tal sentido contrario
sería una forma de antigravedad? ¿Se opone tal dilatación a la
gravedad, y sería así la antigravedad? ¿Cual es el ente contrario a la
materia? ¿La antimateria, la energía, o quizá la materia a la velocidad
de la luz, como máxima expresión posible de la misma?
Otra cuestión. Pongamos por cierto que existen naves
extraterrestres que nos visitan discreta y regularmente (digamos que lo
fueran algunos de los llamados OVNIs). ¿Que sistema utilizan para
venir? Un contactado con los supuestos alienígenas mencionó que los
mismos usan para visitarnos naves que aprovechan una especie de olas en
esas líneas del espacio, atajos-agujeros, o contracciones-expansiones
del mismo. Lo cual, si fuera cierto, tampoco parece darles demasiada
autonomía y posibilidades. ¿O son naves materializadas que utilizan, no
el espacio físico, sino otras dimensiones paralelas?
Siguiendo en el supuesto de que los OVNIs fueran
naves físicas extraterrestres, el examen de su apariencia nos puede
apuntar algo. Casi todos los modelos, o al menos estadísticamente por
mayoría, se acercan al típico platillo volante. Es decir, las naves son
mayormente redondas, ovales. ¿Nos dice algo de su sistema de
propulsión? ¿De qué otra forma podría ser? Desde luego no podrán ser
como la psicodélica parafernalia de las películas tipo “La guerra de
las galaxias”, pero la forma gasodinámica puede ocultar su sistema
propulsor. Se cita en los casos de encuentros con platillos que su
cercanía causa el efecto de anular nuestros sistemas eléctricos y que
en los aterrizajes aparecen huellas de círculos quemados, pero no
siempre...
¿Significa que la forma del platillo es circular
porque lleva algún sistema que tiene forma circular? ¿Llevan algo que
gira, algún sistema electromagnético o nuclear, desconocido en
cualquier caso, que produce antigravedad? ¿Y llegan con tal cosa desde
las estrellas? ¿Pero cómo basar posibilidades y conjeturas sobre algo
tal misterioso y dudoso como este tema?
Asunto distinto o quizá vinculado al fenómeno
tratado en estos últimos párrafos (si es que es auténtico) es si
existen agujeros, túneles, atajos, pliegues en la trama del
espacio-tiempo, y aunque sea harina de otro costal, por ahí quizá si se
descubriera algún factor parecido cambiaría las cosas.
Los agujeros de gusano serían algo así como
pasadizos casi instantáneos por los que una nave espacial atravesaría
una larga área de espacio, saliendo en otra parte del Universo. Tal
posibilidad está siendo contemplada por los científicos de manera
teórica, pero aun en el supuesto de su existencia natural, el hecho de
provocarlos supondría niveles técnicos difíciles de concebir en la
actualidad.
No sabemos lo que el futuro nos puede deparar, pero
sí que hoy se pone en alguna parte una diminuta piedra en la colosal
pirámide del conocimiento humano que a las futuras generaciones puede
llevar a avances hoy inimaginables. En cualquier caso, en un muy lejano
futuro (en menos de 4 miles de millones de años), no hay alternativa: o
el hombre viaja a otros planetas habitables o perecerá, porque cuando
el Sol comience dilatarse al finalizar su vida, al empezar a agotar su
combustible nuclear, el calor evaporará los océanos y las aguas de la
Tierra y el calor acabará al final con la vida del planeta. Las
estrellas serán el destino de la humanidad en su supervivencia. Al
menos, tiempo tenemos en esos cuatro mil millones de años...
En fin. Es difícil saber por donde va a ir la
humanidad en un lejano futuro. Cuando un hombre camina lo hace porque
va hacia alguna parte; el camino es el medio para llegar. De tal
perogrullada hizo Von Braun sus cohetes en el ánimo de ir a la Luna. Lo
que hoy es ciencia-ficción no es sino una meta a la cual no sabemos aun
cómo llegar, lo cual no significa que no se pueda llegar. Hoy podemos
imaginar lo que se quiera. Incluso en las ideas más disparatadas, como
lo fueron para nuestros antepasados los viajes espaciales de los que
hoy nadie se asombra ya; y primero soñaron con barcos voladores, con
antigravedad en el rocío y un montón de cosas que hoy nos hacen sonreír
por su ingenuidad, pero hubo una que era cierta: los cohetes. Siempre
se ha dicho que soñar es barato y lo cierto es que entre todo el caos
de ideas siempre habrá una que sea viable al final. El futuro en el
espacio pasa por sueños caros, por costos desmesurados para las
posibilidades de hoy en día. De tal modo, la realidad nos devuelve al
presente y nos empequeñece y empobrece ante la inconmensurable
extensión del espacio y del propio futuro.
Releyendo libros y artículos de hace tan solo diez,
quince, veinte años, sobre la entonces prospectiva de futuro, la
realidad ha hecho de las elucubraciones de aquellos tiempos muy pocas
realidades, y sin embargo algunas no muy consideradas, como la
informática, o no pensadas, como Internet, han supuesto verdaderos e
importantes avances, cuando no una verdadera revolución. Hombres tan
preclaros en las comunicaciones por satélite como Arthur Clarke
afirmaron en los años 80 que el hombre utilizaría los Shuttles a
finales del Siglo XX casi como si de un avión de pasajeros se tratara;
el mismo afirmó entonces que antes del fin de Siglo una nave espacial
sería manejada por hombres corrientes y que habría colonias en la Luna
y Marte al filo del año 2000, cosa que ya a principios de los 60 se
había atrevido a adelantar; si entramos en otras “profecías” en otros
campos, como el de la informática, ocurre lo contrario: la realidad
desbordó y superó la imaginación en previsiones “realistas”, que no en
la literatura de ciencia-ficción, porque el HAL de “2001...” del mismo
Clarke aun no ha llegado y va a tardar. Otros autores, menos afamados,
hicieron previsiones basándose en el ritmo de desarrollo astronáutico
de la década de los 60, en que se pasó de un modesto cohete al poderoso
Saturn 5, y de una inerte cápsula al complejo vehículo Apollo, y
creyeron que la progresión continuaría. Así que sus previsiones
resultaron tan osadas que lanzaron libros que hoy suscitan la sonrisa
de los más ingenuos. Incluso en los años 80 se seguía creyendo en bases
lunares y delirantes viajes a Marte para principios del siglo XXI. No
sabían tampoco que el Muro de Berlín caería y que el viaje más
fantástico sería el de la colaboración de los antiguos enemigos en un
proyecto común. Por eso, parangonando a Nixon en Apollo 13, no hemos
llegado a Marte (aun) pero sí a la rotura de fronteras entre los dos
grandes en el espacio. Y es más de lo casi todos hubieran podido
imaginar en aquellos tiempos.
Es por todo ello que tampoco conviene extenderse
mucho en un sondeo de futuro para errar menos, aunque sí podemos decir
lo que aventuran otros a vista de 2006 cara al futuro. Por ejemplo:
El tiempo dirá si estas “profecías” de última hora
se cumplirán o darán lugar a la sonrisa que ahora nos causa mirar hacia
atrás. Personalmente creo que algunas de estas previsiones se
cumplirán, pero dentro de… muchos más años y otras nunca. Pero, sin
duda, nada rotundo se puede decir porque cosas que ahora no pensamos se
desarrollaran en materia tecnológica de miniaturización, robótica e
informática, materiales y medicina, gracias a las investigaciones
espaciales; y tendrán también su aplicación en la vida doméstica.