DC-3 norteamericano

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DC-3

Diseñador	Maxime Faget
País natal	Estados Unidos
Presupuesto
Capacidad de carga útil	12.000 libras (5.400 kg)

No debe confundirse con el exitoso avión civil Douglas DC-3.

El DC-3 fue una de las primeras propuestas de diseño para el transbordador espacial de la NASA diseñado por Maxime Faget en el Centro de Naves Espaciales Tripuladas (MSC) en Houston. Fue desarrollado nominalmente por North American Aviation (NAA), aunque fue un diseño puramente interno de la NASA. A diferencia del diseño que finalmente surgió, el DC-3 era un diseño de avión espacial de dos etapas en órbita con un vehículo de lanzamiento totalmente reutilizable con una pequeña capacidad de carga útil de aproximadamente 12.000 libras (5.400 kg) y una maniobrabilidad limitada. Sus puntos fuertes inherentes eran un buen manejo a baja velocidad durante el aterrizaje y un desarrollo de bajo riesgo que era relativamente inmune a los cambios de peso y equilibrio.

El trabajo en el programa DC-3 finalizó cuando la Fuerza Aérea de los Estados Unidos se unió al programa Shuttle y exigió una maniobrabilidad de "alcance transversal" mucho mayor de la que podía ofrecer el DC-3. También hubo serias preocupaciones sobre su estabilidad durante el reingreso , así como sobre las condiciones de calentamiento en sus alas rectas. La NAA finalmente ganó el contrato del Shuttle Orbiter, basado en un diseño muy diferente de otro equipo de MSC.

A mediados de la década de 1960, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos llevó a cabo una serie de estudios clasificados sobre los sistemas de transporte espacial de próxima generación. Entre sus muchos objetivos, los nuevos lanzadores estaban destinados a respaldar una presencia militar tripulada continua en el espacio, por lo que necesitaban reducir drásticamente el costo de los lanzamientos y aumentar las tasas de lanzamiento. Al seleccionar entre una serie de propuestas, la Fuerza Aérea concluyó que los diseños semi-reutilizables eran la mejor opción desde una base de costo general, y el diseño Star Clipper de Lockheed fue uno de los ejemplos más estudiados. Propusieron un programa de desarrollo con un inicio inmediato en un vehículo de "Clase I" basado en impulsores desechables, seguido por un desarrollo más lento de un diseño semi-reutilizable de "Clase II", y tal vez un diseño "Clase III" completamente reutilizable en el futuro. Aunque se estima que la Fuerza Aérea gastó hasta $ 1 mil millones en los estudios asociados, solo el programa de Clase I procedió a su desarrollo, como el X-20 Dyna-Soar , que luego fue cancelado.

Poco después de los estudios de la Fuerza Aérea, la NASA comenzó a estudiar la era posterior al Proyecto Apolo . Se examinó una amplia variedad de proyectos, muchos de ellos basados ​​en la reutilización del hardware de Apolo ( Apolo X , Programa de Aplicaciones Apolo , etc.). Con el éxito de los alunizajes, una serie de proyectos cada vez más ambiciosos ganaron popularidad, un proceso que se amplió considerablemente bajo el nuevo director de la NASA, Thomas O. Paine . Hacia 1970, estos se habían decidido por el lanzamiento a corto plazo de una estación espacial de 12 hombres en 1975, ampliándola a una "base espacial" de 50 hombres en 1980, una estación más pequeña en órbita lunar y, finalmente, una misión tripulada a Marte en la década de 1980. La NASA otorgó contratos de estudio de 2,9 millones de dólares para las estaciones espaciales a North American y McDonnell Douglas en julio de 1969.

A finales de los años 60, surgió la idea de un "vehículo logístico" pequeño y económico para apoyar estas misiones. George Mueller recibió la tarea de desarrollar los planes para dicho sistema y, en diciembre de 1967, celebró un simposio de un día en la sede de la NASA para estudiar diversas opciones. Ochenta personas asistieron y presentaron una amplia variedad de diseños potenciales, muchos de ellos procedentes de trabajos anteriores de la Fuerza Aérea, desde pequeños vehículos tipo Dyna-Soar que transportaban principalmente tripulación y se lanzaban con propulsores desechables existentes, hasta diseños mucho más grandes y totalmente reutilizables.

El 30 de octubre de 1968, la NASA comenzó oficialmente a trabajar en lo que entonces se conocía como "Vehículo Integral de Lanzamiento y Reentrada" (ILRV), un nombre que tomaron prestado de los estudios anteriores de la Fuerza Aérea. El programa de desarrollo se llevaría a cabo en cuatro fases: Fase A: Estudios Avanzados; Fase B: Definición del Proyecto; Fase C: Diseño del Vehículo; y Fase D: Producción y Operaciones. Cuatro equipos participarían en la Fase A; dos en la Fase B; y luego un solo contratista principal para las Fases C y D. Se llevaría a cabo en paralelo una competición independiente para el Motor Principal del Transbordador Espacial (SSME).

La NASA Houston y Huntsville emitieron conjuntamente una solicitud de propuestas (RFP) para los estudios de la Fase A del ILRV, que durarían ocho meses. Los requisitos eran que se enviara una carga útil de entre 2270 y 23700 kg a una órbita de 500 km de altitud. El vehículo de reentrada debía tener un alcance transversal de al menos 725 km, lo que significa que podría volar hacia la izquierda o hacia la derecha de su trayectoria orbital normal. Se invitó a presentar ofertas a General Dynamics, Lockheed, McDonnell-Douglas, Martin Marietta y (la recién nombrada) North American Rockwell. En febrero de 1969, tras el estudio de las solicitudes de propuestas, se descartó la candidatura de Martin Marietta, aunque continuaron trabajando por su cuenta. Las demás candidaturas recibieron financiación adicional para la Fase A.

Con el apoyo de los ambiciosos planes de Paine, en agosto de 1969 el programa ILRV se redefinió para que fuera un diseño de "máximo esfuerzo" y solo se aceptarían diseños totalmente reutilizables. Esto condujo a una segunda serie de estudios de la Fase A. Los diseños que se presentaron variaban ampliamente y cumplían con el enorme rango de carga útil especificado en la RFP original. Dos diseños básicos de fuselaje parecían ser los más comunes: diseños de fuselaje sustentador que ofrecían un alto rango transversal pero una maniobrabilidad limitada después del reingreso, y diseños de ala delta que invertían estos criterios.

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Faget consideró que todos los diseños propuestos incorporaban una cantidad inaceptable de riesgo de desarrollo. A diferencia de un avión convencional, con fuselaje y alas separados, los diseños del ILRV tenían diseños de ala-cuerpo combinados. Esto significaba que los cambios en el peso y el equilibrio , que son casi inevitables durante el desarrollo, requerirían cambios en toda la estructura del orbitador para compensar. También consideró que el mal manejo a baja velocidad de cualquiera de estos diseños presentaba un peligro real durante el aterrizaje. Molesto por lo que sintió que era un proyecto que parecía garantizar el fracaso, comenzó a trabajar en su propio diseño y lo presentó como el DC-3.

A diferencia de los otros modelos, el DC-3 tenía un diseño mucho más convencional, con un fuselaje casi cilíndrico y alas bajas y ligeramente en flecha. El diseño parecía más el de un avión de carga que el de una nave espacial. El reingreso se realizó en una actitud de morro elevado de 60 grados que presentaba la superficie inferior de la nave espacial al flujo de aire, utilizando un enfoque balístico de cuerpo romo que era similar al que Faget había iniciado con éxito en la cápsula Mercury . Durante el reingreso, las alas proporcionaban poca o ninguna sustentación aerodinámica. Después del reingreso, cuando la nave espacial entraba en la atmósfera inferior, se inclinaba hacia una actitud de vuelo convencional, se abrían los conductos y se ponía en marcha los motores a reacción para el aterrizaje.

La ventaja de este enfoque de diseño era que los cambios en el peso y el equilibrio podían solucionarse simplemente moviendo el ala o cambiándole la forma, una solución común que se había utilizado durante décadas en el diseño de aeronaves, incluido el Douglas DC-3 original , cuyas alas estaban inclinadas hacia atrás precisamente por esta razón. La desventaja era que la nave espacial tendría poca sustentación hipersónica, por lo que su capacidad de maniobra durante el reingreso sería limitada y su alcance transversal sería de aproximadamente 300 millas. Podría compensar parte de esto con su capacidad mejorada de vuelo a baja velocidad, pero aún así no podría alcanzar las 450 millas obligatorias. La parte balística de su perfil de reingreso también significaba volar en pérdida, lo que muchos astronautas de la NASA percibían como riesgoso.

Aunque el DC-3 nunca había formado parte de los planes originales del ILRV, el nombre de Faget era tan respetado que otros miembros del MSC de la NASA en Houston rápidamente se unieron a él. Otros departamentos de la NASA seleccionaron sus propios diseños favoritos, incluidas versiones recuperables de los cohetes propulsores Saturno desarrollados en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales en Huntsville, cuerpos sustentadores basados ​​en el HL-10 que fueron favorecidos por el Centro de Investigación Langley y el Centro de Investigación de Vuelo Dryden (Edwards), e incluso se propuso un avión aeroespacial de una sola etapa en órbita. A partir de entonces, todo el programa se vio acosado por luchas internas entre los distintos equipos. El 1 de junio de 1969, se publicó un informe que atacaba el diseño del DC-3, seguido de varios otros durante el resto del año. A pesar de esto, North American rápidamente adoptó el diseño del DC-3, habiendo aprendido con el paso de los años que la mejor manera de ganar un contrato de la NASA era hacer cualquier diseño que favoreciera a Faget. ^[1] Ganaron el contrato NAS9-9205 para desarrollar el DC-3 en diciembre de 1969.

Para despejar el atolladero que se estaba creando entre los departamentos, el 23 de enero de 1970 se celebró una reunión en Houston para estudiar todos los conceptos internos. Durante el año siguiente se abandonaron varios diseños propuestos, incluida toda la serie de vehículos derivados de fuselajes sustentadores , ya que resultó demasiado difícil colocar tanques cilíndricos en el fuselaje. Esto dejó dos enfoques básicos, las alas delta y la serie DC-3 de Faget. El desarrollo del DC-3 continuó, con una prueba de caída de un modelo a escala 1/10 que comenzó el 4 de mayo.

El 12 de febrero de 1969, Richard Nixon formó el Grupo de Trabajo Espacial bajo la dirección del vicepresidente Spiro Agnew , dándoles la tarea de seleccionar misiones para una NASA post-Apolo. Agnew rápidamente se convirtió en un defensor de los ambiciosos planes de la NASA que culminarían en un intento de llegar a Marte. El informe final del Grupo de Trabajo, entregado el 11 de septiembre de 1969, esbozaba tres planes generales: el primero requería una financiación de 8 a 10 mil millones de dólares al año y cumpliría con todos los objetivos de la NASA, el segundo reduciría esta cantidad a 8 mil millones de dólares o menos si se abandonaba la estación orbital lunar tripulada, y finalmente el tercero requeriría solo 5 mil millones de dólares al año y desarrollaría solo las estaciones espaciales y el transbordador.

En un principio, Nixon no hizo comentarios sobre los planes. Más tarde, exigió que el programa se redujera en gran medida incluso a partir de las propuestas más pequeñas del Grupo de Trabajo, lo que obligó a los miembros del grupo a elegir entre la base espacial o el transbordador. Al analizar el problema, los ingenieros de la NASA concluyeron que el desarrollo de un transbordador reduciría el coste de lanzamiento de partes de la estación espacial, por lo que parecía que seguir adelante con el transbordador podría hacer más probable el desarrollo futuro de la estación. Sin embargo, las estimaciones de la NASA sobre los costes de desarrollo del transbordador fueron recibidas con gran escepticismo por la Oficina de Administración y Presupuesto (OMB). Los estudios realizados por RAND en 1970 demostraron que no había ningún beneficio en desarrollar una nave espacial reutilizable cuando se tenían en cuenta los costes de desarrollo. El informe concluyó que una estación tripulada sería más barata si se sostenía con propulsores desechables.

En ese momento, Paine había dejado la NASA para regresar a General Electric y había sido reemplazado por el más pragmático James Fletcher . Fletcher ordenó revisiones independientes del concepto del transbordador; Lockheed debía preparar un informe sobre cómo el transbordador podría reducir los costos de carga útil, Aerospace Corporation debía hacer un informe independiente sobre los costos de desarrollo y operación, y Mathematica luego combinaría estos dos en un informe final definitivo. El informe de Mathematica fue extremadamente positivo; mostró que el desarrollo de un diseño completamente reutilizable reduciría el costo por lanzamiento, reduciendo así los costos de carga útil y aumentando la demanda. Sin embargo, el informe se basó en una tasa de lanzamiento muy aumentada; inherente a las matemáticas estaba el hecho de que tasas de lanzamiento más bajas anularían por completo cualquier ventaja. No obstante, el informe fue extremadamente influyente e hizo del programa del transbordador un tema de discusión constante en Washington.

En un intento de reforzar el apoyo al programa, Fletcher ordenó a la NASA que desarrollara el transbordador para que también pudiera satisfacer las necesidades de la Fuerza Aérea, tal como se desarrolló inicialmente en sus vehículos totalmente reutilizables de "Clase III". Si el transbordador se volvía vital para la Fuerza Aérea y para la NASA, sería prácticamente indestructible. Los requisitos de la Fuerza Aérea se basaban en una serie proyectada de grandes satélites espía que se encontraban en desarrollo, que medían 60 pies de largo y pesaban 40.000 libras. Debían ser lanzados a órbitas polares, lo que corresponde a un lanzamiento normal desde el Centro Espacial Kennedy (KSC) de 65.000 libras (los lanzamientos hacia el este reciben un impulso gratuito de la rotación natural de la Tierra).

La Fuerza Aérea también exigió una capacidad de alcance transversal de 1.500 millas, lo que significa que la nave espacial tendría que ser capaz de aterrizar en un punto a 1.500 millas (2.400 km) a cada lado de su trayectoria orbital cuando iniciara el reingreso. Esto se debió al deseo de poder aterrizar nuevamente después de una órbita, la llamada "órbita de una sola vuelta". Esta capacidad también fue útil para la NASA, ya que hizo disponibles más posibilidades de aborto en caso de ser necesario.

Los nuevos requisitos de alcance cruzado condenaron el diseño del DC-3.

Los satélites orbitan alrededor del centro de la Tierra, no de su superficie. Si una nave espacial fuera lanzada hacia el este desde el ecuador hasta una órbita baja terrestre de 90 minutos , daría una vuelta alrededor de la Tierra y regresaría al lugar donde fue lanzada 90 minutos después. Sin embargo, el sitio de lanzamiento se habría movido debido a la rotación de la Tierra . Durante el período de 90 minutos, la Tierra rotaría 2.500 kilómetros (1.600 millas) hacia el este, escapando de la nave espacial a medida que regresa. Dada la velocidad orbital de aproximadamente 28.000 kilómetros por hora (17.000 mph), simplemente comenzar la reentrada unos 5 minutos más tarde que la órbita completa de 90 minutos compensaría esta diferencia.

En la latitud norte de 28,5° del Centro Espacial Kennedy , la situación es más complicada. Durante la órbita de 90 minutos, el KSC rotará alrededor de 2.170 km (1.350 millas). Sin embargo, a diferencia del caso de la órbita ecuatorial, si se deja que la nave espacial permanezca en la órbita inclinada un poco más, comenzará a alejarse del sitio de lanzamiento (para el lanzamiento más eficiente, hacia el este, donde la inclinación orbital es igual a la latitud de lanzamiento, lo que hace que el punto de lanzamiento sea el más septentrional de su trayectoria terrestre ), y su punto de aproximación más cercano estará a unas 300 millas (480 km) al suroeste. Una nave espacial que desee regresar a su sitio de lanzamiento necesitará unas 300 millas de maniobrabilidad transversal durante el reingreso, y los diseños del transbordador de la NASA exigían unas 450 millas para tener algo de espacio de trabajo.

Las órbitas polares desde la base aérea Vandenberg de la Fuerza Aérea son otra historia completamente distinta. A casi 35° N, la distancia que se movería en una sola órbita sería ligeramente menor que la del KSC, pero, lo que es crítico, el transbordador viajaría hacia el sur, no hacia el este. Esto significaba que no volaría hacia el punto de lanzamiento mientras viajaba en su órbita, y cuando completara una órbita tendría que recuperar las 1.350 millas durante el reingreso. Estas misiones requerían una capacidad de alcance cruzado drásticamente mejorada, establecida en 1.500 millas para darle una ligera reserva. El perfil de reingreso balístico de la serie DC-3 simplemente no podía acercarse a cumplir con este requisito.

El 1 de mayo de 1971, la OMB finalmente publicó un plan presupuestario, limitando la inversión de la NASA a 3.200 millones de dólares por año durante los siguientes cinco años. Dados los presupuestos existentes para proyectos, esto limitó cualquier gasto en el transbordador a aproximadamente 1.000 millones de dólares por año, mucho menos de lo que se requiere para desarrollar cualquiera de los diseños completamente reutilizables. Basándose en estas restricciones, la NASA volvió a un vehículo tipo Clase II con tanques externos, lo que condujo al diseño MSC-020. Más tarde ese año, todos los diseños de ala recta fueron abandonados oficialmente, aunque el equipo de Faget continuó trabajando en ellos durante algún tiempo a pesar de esto.

El DC-3 era un vehículo de dos etapas con un gran propulsor y un transbordador/orbitador más pequeño de diseño similar en general. Ambos eran similares a los "jumbo jets" en términos generales, con su gran fuselaje cilíndrico que contenía tanques de combustible en lugar de pasajeros o carga. La parte inferior del fuselaje estaba aplanada para la aerodinámica de reentrada, con un ligero ascenso hacia el morro en los primeros modelos. Las alas estaban montadas a baja altura, en línea con la parte inferior del fuselaje, con un barrido hacia atrás de 14 grados en la parte delantera y sin barrido en la parte trasera. El diseño general de la forma del ala era similar al del DC-3 original. El empenaje era una unidad convencional de tres superficies, aunque en el diseño original MSC-001 el estabilizador horizontal en forma de delta estaba ubicado en la parte inferior del fuselaje y cumplía una doble función al proteger los motores montados en la parte trasera durante la reentrada. Las versiones posteriores generalmente no incluían esta característica y usaban superficies más convencionales montadas en el medio del fuselaje.

El orbitador llevaba una tripulación de dos personas y tenía capacidad para diez pasajeros. Se montó un área de carga en el medio de la nave entre el tanque de hidrógeno líquido (LH2) detrás de él y un tanque combinado de LH2/ oxígeno líquido en frente. Esta disposición se utilizó para centrar la carga sobre el ala, con el oxígeno más pesado y el compartimiento de la tripulación equilibrando el peso de los motores. El hidrógeno más ligero luego llenó el resto del espacio interno. El propulsor no tenía área de carga, por lo que utilizó una disposición más simple de tanques con un solo tanque de LH2 en la parte trasera. El propulsor normalmente volaba sin tripulación, pero incluía un área de cabina para dos personas que se usaba durante los vuelos de transbordador.

El orbitador estaba propulsado por dos motores XLR-129 modificados con un empuje aumentado de 250.000 a 300.000 lbf, dos motores de maniobra orbital RL-10 de 15.000 lbf y seis motores a reacción Rolls-Royce RB162 para el aterrizaje. El propulsor utilizaba once de los mismos motores XLR-129 y cuatro Pratt & Whitney JT8D para el aterrizaje. Los XLR-129 tanto en el transbordador como en el propulsor se encendieron para el despegue vertical. El orbitador estaba montado relativamente lejos hacia adelante para el lanzamiento, con su cola en línea con las alas del propulsor. El peso combinado en el lanzamiento sería de aproximadamente 2.030 toneladas.

El orbitador volvería a entrar con el morro elevado en un ángulo de unos 60 grados sobre la horizontal, desacelerando a un pico de 2G hasta alcanzar velocidades subsónicas bajas a 40.000 pies. En este punto, la velocidad de avance de la nave sería muy baja, por lo que el morro se inclinó hacia abajo y el orbitador descendió para ganar velocidad aerodinámica sobre las alas y realizar la transición al vuelo nivelado. Las tasas de calentamiento de reentrada esperadas en el orbitador eran de 1650 grados C en el borde de ataque y 790 grados C en el 80% de la superficie inferior.

Para maximizar el rendimiento general, el cohete propulsor liberó al orbitador a Mach 10 y 45 millas de altitud. Esto requirió que el cohete propulsor llevara un sistema completo de protección térmica para poder volver a entrar para el aterrizaje. Tanto el orbitador como el cohete propulsor debían estar protegidos con placas de sílice LI-1500 similares a las que finalmente se usaron en el transbordador espacial, un diseño que Lockheed había introducido recientemente y que rápidamente se convirtió en un diseño de referencia para todos los contendientes del transbordador. Como resultado, ambas estructuras de avión pudieron construirse en aluminio, lo que redujo en gran medida el costo de la estructura.

Ambas naves llevaban suficiente JP-4 para aterrizar y al aire. Ambas también podían llevar cargas mayores de JP-4 para vuelos de prueba o de transporte. Después de enviar el orbitador, el cohete propulsor estaría demasiado lejos para dar la vuelta y regresar fácilmente a Kennedy, por lo que el perfil normal de la misión lo hacía atravesar el océano, aterrizar automáticamente, reabastecerse de combustible y recoger una tripulación, y luego volar de regreso a Kennedy con sus motores JT8D.

Lockheed estimó que el desarrollo y la producción inicial costarían 5.912 millones de dólares durante un período de 1970 a 1975. Una flota de seis orbitadores y cuatro cohetes propulsores habría permitido un ritmo de lanzamiento de 50 vuelos al año.

• Maxime Faget, "El transbordador espacial: una nueva configuración", Astronautics & Aeronautics , enero de 1970, pág. 52
• Marcus Lindroos, "MSC/North America Concept-A, 'DC-3'", 21 de enero de 2003 (tiene 4 referencias)
• "Shuttle", astronautix.com Archivado el 13 de marzo de 2012 en Wayback Machine.

• El concepto inicial del transbordador espacial DC-3, totalmente reutilizable, renderizado en video por Hazegrayart