Tolva (nave espacial)

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Hopper fue un avión espacial orbital y vehículo de lanzamiento reutilizable propuesto por la Agencia Espacial Europea (ESA) . El Hopper fue un diseño de estudio de sistema del FESTIP (Programa de Investigaciones sobre el Futuro Transporte Espacial Europeo). ^[1]

Hopper fue una de las varias propuestas de vehículo de lanzamiento reutilizable (RLV) desarrolladas por la ESA. Los vehículos de lanzamiento reutilizables propuestos se utilizarían para la entrega económica de cargas útiles de satélites en órbita a principios de 2015. ^[2] Un prototipo de Hopper, conocido como ( EADS ) Phoenix , fue un proyecto europeo liderado por Alemania que implicó la construcción y prueba de un modelo a escala de un séptimo del Hopper propuesto. El 8 de mayo de 2004, se realizó un único vuelo de prueba del Phoenix en el campo de pruebas aeroespaciales de Europa del Norte en Kiruna, Suecia , al que siguieron más pruebas más tarde ese mes. ^[3]

A partir de la década de 1980, hubo un creciente interés internacional en el desarrollo de naves espaciales reutilizables; en ese momento, solo las superpotencias de la época, la Unión Soviética y los Estados Unidos , habían desarrollado esta capacidad. ^[4] Las naciones europeas como el Reino Unido y Francia se embarcaron en sus propios programas nacionales para producir aviones espaciales, como HOTOL y Hermes , mientras intentaban atraer el respaldo de la multinacional Agencia Espacial Europea (ESA). Si bien estos programas finalmente no obtuvieron suficiente apoyo para continuar el desarrollo, todavía había demanda dentro de varios estados miembros de la ESA para continuar con el desarrollo de vehículos espaciales reutilizables. ^[4] Durante la década de 1990, además del desarrollo y operación de varios programas de demostración de tecnología, como el Demostrador de Reingreso Atmosférico (ARD), la ESA también estaba trabajando en la producción de un marco a largo plazo para el eventual desarrollo de una nave espacial reutilizable viable, conocido como el Programa Preparatorio de Futuros Lanzadores (FLPP). ^[5]

En el marco del FLPP, la ESA y los socios industriales europeos realizaron investigaciones detalladas de varios conceptos de vehículos de lanzamiento parcialmente reutilizables; el objetivo del programa era preparar un vehículo adecuado para, tras una decisión favorable de los países miembros de la ESA, proceder a la producción de un lanzador de próxima generación (NGL). ^[5] Se estudiaron un total de cuatro conceptos de lanzamiento: la tolva de despegue horizontal (HTO), la tolva de despegue vertical (VTO), la primera etapa reutilizable (RFS) y el propulsor de retorno líquido . Cada uno de estos vehículos conceptuales consistía en un propulsor alado reutilizable , que se combinaba con una etapa superior desechable, para entregar una carga útil en órbita de transferencia geoestacionaria . ^[5]

La variante HTO Hopper fue diseñada para un despegue horizontal, cuya primera parte se lograría mediante una disposición de trineo de cohete . ^[5] Poseía una configuración de ala-cuerpo relativamente convencional, aunque una característica atípica era la nariz de la nave espacial, que poseía una curvatura deliberadamente baja para que el tamaño requerido de los elevones para la funcionalidad de ajuste deseada pudiera reducirse y al mismo tiempo resultar en una estructura interna mejorada, como en el alojamiento del tren de morro . ^[5] Aerodinámicamente, la configuración HTO Hopper presenta un ala en forma de delta redondeada con un barrido de borde de ataque de 60 grados , que se combinó con un estabilizador vertical central y una parte inferior de fondo plano con el propósito de maximizar el rendimiento de la nave espacial durante el vuelo hipersónico . ^[5]

La variante alternativa VTO Hopper fue diseñada para despegue vertical, siendo lanzada convencionalmente a través de un sistema de lanzamiento descartable . ^[6] Presentaba un cuerpo relativamente delgado similar al de un misil , pero se diferenciaba en la presencia de una pequeña ala delta con un barrido de borde de ataque de 45 grados y una disposición de estabilizador vertical central. En términos de su estructura, el VTO Hopper poseía una sección transversal circular completa con un filete de loft en la parte inferior de la nave que funcionaba para acomodar tanto las alas como el flap del cuerpo; también presentaba un propulsor que fue diseñado para llevar la carga útil sobre la nariz del fuselaje. ^[6] Los estudios determinaron que tanto el HTO como los conceptos de la variante VTO poseían un entorno de carga de reentrada relativamente similar. ^[7]

El HTO Hopper fue adoptado para un trabajo de desarrollo posterior en el marco de otra iniciativa de la ESA en forma de estudio de diseño de sistemas FESTIP (Future European Space Transportation Investigations Programme). ^[1] Durante 1998, se decidió que el diseño de Hopper cumplía con todos los requisitos establecidos. ^[8] En ese momento, la nave espacial iba a estar compuesta por un vehículo reutilizable de una sola etapa que no alcanzaría la velocidad orbital por sí mismo. Hopper, según se informa, prometía ofrecer un despliegue orbital de cargas útiles a menor coste. ^[3] Un portavoz de EADS afirmó que un vehículo de lanzamiento reutilizable como Hopper podría reducir a la mitad el coste de enviar un satélite a órbita, que, según se informa, se había determinado en unos 15.000 dólares estadounidenses por kilogramo de carga útil en 2004. ^[2]

El perfil de misión previsto de Hopper habría implicado varias fases. La fase de lanzamiento se lograría utilizando una pista horizontal magnética de 4 km , que se construiría especialmente en el Centro Espacial de Guayana en la Guayana Francesa , que aceleraría la nave espacial hasta la velocidad de lanzamiento. ^{[3] [8]} Al alcanzar una altitud de 130 km, el vehículo encendería una etapa superior propulsada por cohetes desechables para alcanzar la velocidad orbital ; una vez que hubiera alcanzado la altura y la velocidad necesarias, habría liberado su carga útil satelital , que ascendería aún más alto de forma independiente para alcanzar la órbita deseada. ^[3] Según se informa, Hopper fue diseñado para entregar satélites de 7,5 toneladas en una órbita de 130 km sobre la superficie de la Tierra. ^[3] Después de la liberación de su carga útil, el vehículo se habría deslizado hacia abajo en un descenso controlado. Se pretendía que la nave espacial aterrizara en una instalación insular predeterminada en el Océano Atlántico , después de lo cual habría sido transportada de regreso a la Guayana Francesa en barco para vuelos posteriores. ^{[2] [3]}

El conglomerado aeroespacial multinacional EADS fue responsable de la gestión del proyecto Hopper, así como del desarrollo de los elementos basados ​​en software del proyecto. ^[8] Varias otras empresas asociadas también participaron en el desarrollo de la nave espacial. Según se informa, tanto la ESA como EADS tenían la intención original de completar el desarrollo de Hopper entre 2015 y 2020. ^[8] Después de la primera prueba de planeo con el prototipo Phoenix en mayo de 2004, no hubo más actualizaciones sobre el programa; se cree que el trabajo en Hopper se ha interrumpido. ^{[ cita requerida ]}

El lanzador Phoenix RLV , el prototipo del lanzador Hopper, fue anunciado por DASA en junio de 1999 ^[9] para ser desarrollado y producido como parte del programa ASTRA más amplio del Centro Aeroespacial Alemán (DLR), un proyecto de 40 millones de euros financiado por el Gobierno Federal Alemán , la filial Astrium de EADS y el estado de Bremen . Según se informa, EADS y el estado de Bremen invirtieron al menos 8,2 millones de euros y 4,3 millones de euros respectivamente en el programa ASTRA. Una contribución adicional de 16 millones de euros provino de empresas asociadas al programa, como OHB-System con sede en Bremen , el DLR y el Ministerio Federal de Educación e Investigación. La construcción del prototipo comenzó en 2000. ^[8]

El Phoenix RLV medía 6,9 metros (23 pies) de largo, tenía un peso de 1.200 kilogramos (2.600 libras) y una envergadura de 3,9 metros (13 pies). Durante su diseño, se hizo hincapié en minimizar la resistencia aerodinámica haciendo que el vehículo fuera lo más pequeño posible. ^[8] El interior del fuselaje estaba ocupado por varios sistemas de aviónica y de a bordo, que proporcionaban navegación , transferencia de datos, suministro de energía y funciones de inteligencia artificial para permitirle realizar automáticamente su misión de recopilación de datos. ^[3] Phoenix tenía un sexto del tamaño del vehículo Hopper planeado. ^[10] Se esperaba que la versión final del vehículo pudiera soportar las fuerzas de reentrada y el calor, y pudiera planear desde una altitud de 129 kilómetros (80 millas). Los trabajos de integración y prueba del sistema se completaron en abril de 2004. ^[8]

El sábado 8 de mayo de 2004, el prototipo Phoenix se sometió a una prueba de caída a gran escala en el campo de pruebas aeroespaciales del norte de Europa en Kiruna , Suecia. El vehículo fue levantado por un helicóptero y arrojado desde una altura de 2,4 kilómetros (7900 pies). Después de un planeo guiado de 90 segundos, el prototipo aterrizó con precisión y sin incidentes. ^{[11] [3]} El objetivo principal de la prueba era evaluar el potencial de planeador de la nave. Más específicamente, el Phoenix exploró varios métodos de realizar aterrizajes automáticos que no implicaran ninguna intervención humana; la guía fue proporcionada por múltiples medios de navegación, incluidos satélites GPS , altímetros de radar y láser , y varios sensores de presión y velocidad . Según el portavoz de EADS, Mathias Spude, el prototipo había aterrizado a tres centímetros del objetivo previsto. ^[2]

Ya se habían programado pruebas adicionales, incluidas tres que se planeaban realizar durante las siguientes dos semanas, que debían prepararse para probar aterrizajes más desafiantes (que implicaban dejar caer la nave espacial desde diferentes ángulos u orientaciones con respecto al lugar de aterrizaje). ^[2] Además, el proyecto tenía un hito previsto: lanzar el prototipo desde una altitud de 25 kilómetros (82.000 pies) en un plazo de tres años. Sin embargo, EADS señaló antes del vuelo que las pruebas posteriores dependerían del rendimiento de la nave durante el vuelo inicial. ^[8]

Se realizaron dos vuelos de prueba más el 13 de mayo (una repetición de la prueba de caída del 8 de mayo) y el 16 de mayo. ^[12]

A largo plazo, si la tecnología de aterrizaje probada en Phoenix tenía éxito y era viable, se incorporaría a un vehículo reutilizable posterior, que se llamaría Sócrates . Si bien no estaba previsto que sirviera como vehículo orbital, Sócrates debía ser capaz de volar a una velocidad de hasta diez veces la del sonido , así como de realizar tiempos de respuesta muy rápidos entre vuelos, como un paso hacia la reutilización. ^[2]

• Hermes  : concepto de avión espacial tripulado francés (1975-1992)
• Vehículo experimental intermedio  : prototipo de vehículo de reentrada de la ESA para el desarrollo del vehículo experimental intermedio
• Maglev  – Sistema de trenes que utiliza levitación magnéticaPáginas que muestran descripciones breves de los objetivos de redireccionamiento
• Lanzamiento de cohetes trineo  : método propuesto para el lanzamiento de vehículos espaciales
•  Estudio del vehículo de lanzamiento del cohete propulsor líquido Fly-backPáginas que muestran descripciones breves de los objetivos de redireccionamiento
• Programa espacial alemán

• Gockel, Wilhelm; Kyr, Peter; Janovsky, Rolf; Roenneke, Axel (octubre de 2004). Vehículos de demostración reutilizables RLV: resultados y perspectivas de las pruebas de vuelo del Phoenix . 55.º Congreso Astronáutico Internacional de la Federación Astronáutica Internacional, la Academia Internacional de Astronáutica y el Instituto Internacional de Derecho Espacial. Vancouver, Columbia Británica, Canadá. doi :10.2514/6.IAC-04-V.6.04.

• El transbordador espacial europeo se desliza con éxito 9 de mayo de 2004 - detalles y fotos
• Imágenes de la prueba de planeo: Zarm.uni-bremen.de, Spacetec.zarm.uni-bremen.de