Por Juan Manuel Biagi
Dyna Soar y Lifting Bodies
Las primeras experiencias con el objetivo de ir al espacio en una nave del tipo trasbordador como en la actualidad, se deben mucho a las investigaciones que se hicieron entre los años 1960 y 1970 en vehículos denominados Dyna Soar y Lifting Body, del cual varios de ellos no poseían alas, he aquí su fantástica historia.
Por Juan Manuel Biagi
Dyna Soar y Lifting Bodies
Las primeras experiencias con el objetivo de ir al espacio en una nave del tipo trasbordador como en la actualidad, se deben mucho a las investigaciones que se hicieron entre los años 1960 y 1970 en vehículos denominados Dyna Soar y Lifting Body, del cual varios de ellos no poseían alas, he aquí su fantástica historia.
El primer intento para conseguir los componentes precisos para un vehiculo hipersónico fue llevado a cabo por la Boeing Co. de Seattle, EE.UU., en 1957, bajo un contrato de la USAF; este proyecto fue e X-20 Dyna Soar. El nombre resultaba de la union de los terminos DYNAmic SOARing (Vuelo a Vela), lo que significaba que, en un viaje circular alrededorde la Tierra, el vehiculo podria emplear tanto las fuerzas centrifugas como las de sustentación aerodinamica. Después de una mision orbital, estaba previsto que el avion descendieraen un dilatado planeo, gracias a sus alas delta y con una combinación de mandos aerodinamicos y de reacción que le suministrarían sustentación y capacidad de maniobra.
Debido a las excepcionalmente altas prestaciones de recalentamiento que la nave iba a encontrar, esta precisaría del empleo de materiales absolutamente nuevos y revolucionarias técnicas estructurales.
Tras iniciar serios estudios referentes a los problemas de los vuelos hipersonidos, Boeing invirtió mas de 6000 Hrs. en investigaciones independientes en evaluaciones en túneles aerodinamicos y aproximadamente utilizo unas 3500 Hrs. Dedicadas a la investigación en velocidades de Mach 15.
Las diferentes configuraciones evaluadas iban desde capsulas de baja relación sustentación / resistencia y recuperables con paracaídas hasta vehículos recuperables por alas de geometría variable que a velocidad hipersónica adquirían la apariencia de cola de golondrina, pero que se desplegaban al aterrizar.
Sin embargo las configuraciones que desde un principio recabaron mayor interés en la NASA y en la USAF fueron las de simples ingenios sin alas, con controles por reacción y que incorporasen un mínimo de superficies aerodinámicas, Estudios de ingenieros de Boeing demostraron que la guía tanto longitudinal como lateral podía ser llevada a cabo solo controlando el ángulo de inclinación lateral.
La electrónica para el control de vuelo del Dyna-Soar fue suministrada por Honeywell. La mayoría de estos equipos estaban basados en los que ya habían sido desarrollados y probados en otros vehículos espaciales, por ejemplo, la plataforma inercial era la misma que se uso en el cohete Centaur, cuyos giro estabilizadores llevaban varios años en producción, otro equipo vital incluyendo el transformador digital y el suministro de potencia, un sistema de guía computarizado y un sistema automático de control de vuelo, estaban aun en desarrollo.
El problema mayor se planteaba al buscar un sistema de control que fuese económico en las demandas de potencia. El sistema seleccionado hacia uso máximo de los controles aerodinamicos solo cuando la eficiencia de las superficies aerodinámicas caía por debajo de un valor mínimo.
Una buena administración de energía es vital en el funcionamiento de un planeador hipersónico tripulado, requiriendo un calculo rápido y preciso entre la cantidad de energía cinética que se perdía durante la maniobra de resistencia/frenado y la energía potencia que debía retener la nave para las funciones de control. Estas energías deben ser constantemente comparadas para que el piloto consiga un máximo de descenso y maniobrabilidad en el aterrizaje.
Las ayudas a la navegación para el Dyna-Soar fueron desarrolladas por General precision, Inc. Los presentadores de administración energéticas parecían pequeñas pantallas de TV montadas en el panel de instrumentos.
Cada pantalla superponía diversas sendas de vuelo, dándole al piloto la posibilidad de elección de la ruta a seguir. Este sistema podía ser empleado tanto tras un despegue fallido como en el normal reingreso y en las fases de planeo.
En este punto, el Dyna-Soar era capaz de acortar o alargar su alcance en miles de kilómetros y de maniobrar también miles de kilómetros hacia la derecha o a la izquierda en su vuelo de planeo a la base. Combinando sus altas velocidades y altitudes extremas y su capacidad de maniobra, Boeing afirmaba que el Dyna-Soar podía aterrizar en cualquier aeródromo desde Alaska hasta California en la costa Oeste de EE.UU.
Se propuso que los bordes de ataque del vehiculo espacial fuesen construidos con materiales grafiticos o cerámicos que, en la practica, podían resistir hasta el rojo/blanco. Las partes mas frías de la estructura (previstas para resistir hasta el rojo vivo) podían ser construidas en superaleaciones tales como capas de molibdeno o de niobio. Una estructura típica de este tipo podía emplear un gran número de componentes de metal corrugado, a fin de permitir un máximo grado de expansión que tendría lugar como resultado de las altas temperaturas. Estas expansiones parecidas a las de un acordeón podían ser complementadas con el uso de juntas de expansión entre los paneles de recubrimiento. Posteriormente se propuso que los vehículos de este tipo podrían ser concebidos con una pesada estructura interna con conexiones por pasadores entre las juntas para permitir mayor expansión. Con las altas relaciones de recalentamiento experimentadas en la sección delantera de la nave, se previo la utilización de un compuesto cerámico de circonio y grafito que capacitara a la sección frontal al resistir temperaturas superiores a los 1900 ºC, materiales similares (o metales refractarios como molibdeno tratado o miobio) a los empleados en las secciones del borde de ataque.
En la fábrica de Boeing empezó a construirse un Dyna-Soar a tamaño real para evaluaciones de planeo. Se previo que el modelo fuese lanzado desde un bombardero B-52 desde la Base Aérea Edwards, California en los años 1963-64, y llegase por vuelo suborbital a bases ubicadas en las Islas Barbados, las Islas Bahamas y hasta la base aérea de la Ciudad de Fortaleza, Brasil, pero el proyecto fue cancelado en 1963 antes que el prototipo fuese terminado, dándole mayor importancia a otro proyecto de laboratorio espacial, denominado MOL. Las causas de su cancelación no solo fueron la de su complejidad y los elevados costos del programa sino que, el vehiculo pesaba el doble que una capsula balística (como las capsulas Géminis, Apollo) con su misma capacidad de carga.
Para solucionar este problema se llevaron a cabo extensos programas de evaluaciones a cargo de la NASA y la USAF, con vehículos deslizadores no tripulados lanzados por cohetes balísticos
Los laboratorios de la NASA se pusieron a investigar sobre técnicas estructurales resistentes a las elevadas temperaturas, llevándose a cabo experimentos respecto al planeo a bajas velocidades de aparatos con fuselajes sustentantes o Lifting Bodies.
Para ello se construyeron vehículos como el Northrop M2-F2 y HL-10 y el Martin X-24 A, primeramente denominado SV-5P.
El X-24 A fue diseñado para velocidades superiores a Mach 2 y fue básicamente construido en aleación de aluminio. Este vehiculo de intrados plano media 7,47 mtrs de longitud y su configuración era la de un prisma triangular abultado y redondeado en su sección posterior, con derivas verticales, su peso máximo, cargado con combustible estaba en los 5000 Kgrs.
La propulsión primaria estaba compuesta con un motor cohete de cuatro cámaras Thiokol XLR-11, con un empuje máximo de 3630 Kgrs. Dos motores Bell LLRV de 227 Kgrs.de empuje se hacían cargo de la propulsión durante la aproximación al aterrizaje.
Presurizada a 3.5 PSI, la cabina contaba con asiento eyectable, cubierta lanzable y mandos de tipo convencional que accionaban los flaps superiores e inferiores y dos timones de dirección.
Lanzado desde un B-52 a 13700 Mtrs, un modelo desprovisto de planta motriz consiguió volar durante tres minutos y medio, mientras que usando el motor cohete, el vuelo alcanzo los 15 minutos. Las maniobras de rectificación para el aterrizaje empezaban a una cota aproximada a los 300 Mtrs. Y a una velocidad de entre 350 y 550 Kms/h. La velocidad al aterrizaje variaba entre los 260 a los 570 Kms/h.
Los experimentos en vuelos hipersonidos fueron llevados a cabo con un modelo a escala del Martin SV-5D Primo de fuselaje sustentable y consiguieron renovar los ánimos de la USAF respecto de los vehículos espaciales reutilizables, ya que los dos primeros modelos se perdieron en el mar, fue posible obtener buenos datos telemétricos que demostraron su integridad estructural durante el vuelo estable.
El tercer vehiculo fue lanzado el 19 de abril de 1967 y fue rescatado en el aire por un avion C-130 Hércules y devuelto para ser detenidamente examinado. A pesar de que había volado casi a velocidades orbitales tras separarse del cohete Atlas SLV-3, lanzado desde la Base de Lanzamiento Vandenberg, en California.
Con respecto a estos tres vuelos experimentales, se había probado el reingreso en la atmósfera de un vehiculo controlado aerodinámicamente; los efectos ablativos materialmente no afectaron la estabilidad y el control y las predicciones referentes al recalentamiento habían sido plenamente verificadas. Esto se debió a la recesion mínima de la capa ablativo de silicona que recubría prácticamente todo el vehiculo, excepto las superficies altamente criticas, tales como el morro y los flaps de mando, hechos con un material a base de carbón fenolico. Lo que se había intentado durante esas evaluaciones fue el mantener la temperatura interior durante el reingreso en unos valores que no sobrepasaran los 204 ºC. El oscurecimiento de la telemetría debido al escudo de plasma que se forma alrededor de un ingenio espacial durante el reingreso fue mucho menor de lo que en un principio se suponía. Los sistemas de guía fueron plenamente probados, el vehiculo podía ser orientado fuera del plano de la trayectoria normal de descenso y volver a ella. El sistema de flan ablativo funciono como era de esperar y los valores de la Terminal de guía con base en tierra fueron totalmente demostrados.
Tras la experiencia adquirida con los fuselajes sustentables pilotados a velocidades superiores a Mach 2, la USAF propuso el lanzamiento por cohete de un SV-5P modificado desde Cabo Kennedy. Los cálculos se basaron en la capacidad del acelerador Titan-2 modificado, de dejar al vehiculo espacial orbitando hasta aterrizar en el lago seco Rogers, cerca de la Base Edwards, California.
En un estudio de la Northrop, financiado por la NASA, esta recalcaba la importancia de completar los datos existentes con el lanzamiento de un pequeño fuselaje sustentable tripulado para que se obtuviesen los últimos e importantes datos de ingeniería para el diseño de una nave operacional a un costo mínimo.
En principios de 1963 se experimento con un vehiculo denominado M2-F1, que al no tener alas y para probar su sustentabilidad los primeros vuelos fueron cautivos, primeramente era arrastrado por un vehiculo Pontiac que iba a toda carrera por la pista de la Base Edwards hasta que este levantara vuelo y de esta manera mantenerse en el aire por algunos minutos y poder hacer las investigaciones relacionadas a la aerodinámica, luego los vuelos eran ayudados por un avión C-47, el M2-F1 tenia un asiento eyectable del avión Cessna T-37 dentro de una estructura del tipo triciclo que media 8 mtrs de largo por 4,30 mtrs de ancho en su parte trasera y 2,90 mtrs de alto desde sus ruedas hasta el extremo de las derivas.
En el año 1966 se dieron por terminadas las pruebas en este vehiculo, dando su lugar a nuevas investigaciones con vehículos de mayores prestaciones como lo fueron el M2-F2 y el M2-F3.
