Sea Dragon
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Sea Dragon
Crédito: © Mark Wade
Vehículo de lanzamiento orbital de carga pesada lanzado desde el mar estadounidense. Sea Dragon fue un inmenso vehículo de lanzamiento en dos etapas diseñado por Robert Truax para Aerojet en 1962. Iba a ser capaz de poner 1.2 millones de libras (550 toneladas métricas) en órbita terrestre baja. El concepto era lograr costos de lanzamiento mínimos a través de costos de desarrollo y producción más bajos. Esto significaba aceptar un propulsor más grande con un sistema de propulsión de menor rendimiento y un peso muerto de etapa más alto que los diseños tradicionales de la NASA y la USAF.
Estado: Diseño 1962. Carga útil: 450.000 kg (990.000 lb). Empuje: 350,000.00 kN (78,680,000 lbf). Masa bruta: 18,000,000 kg (39,000,000 lb). Altura: 150,00 m (490,00 pies). Diámetro: 23.00 m (75.00 ft). Apogeo: 185 km (114 millas).
La primera etapa tenía una sola cámara de empuje alimentada a presión de 36 millones de kgf de empuje, que quemaba LOX / queroseno. La segunda etapa fue «considerablemente más pequeña» (¡empuje de solo 6,35 millones de kgf!) y LOX/LH2 quemado. El vehículo completo tenía 23 m de diámetro y 150 m de largo. El peso total era de 18.000 toneladas métricas. El vehículo de lanzamiento se alimentaría con queroseno RP-1 en el puerto, y luego se remolcaría horizontalmente a un punto de lanzamiento en mar abierto. Luego se llenaría con oxígeno líquido criogénico e hidrógeno de tanques o producido por electrólisis de agua de mar por un portaaviones nuclear (como el CVN Enterprise en la pintura). Después de repostar, los tanques en la base del lanzador se inundarían, y el vehículo alcanzaría una posición vertical en el océano abierto. El lanzamiento seguiría. El concepto fue probado con pruebas de los primeros vehículos Sea Bee y Sea Horse. Además de la versión prescindible de dos etapas de referencia, se diseñó un vehículo reutilizable de una etapa a órbita con boquilla de enchufe. Los costos para la órbita terrestre baja se estimaron entre 60 y 600 dólares/kg, por ejemplo, una cuarta parte del Saturno V o menos.
La primera etapa utilizó nitrógeno líquido para forzar los propulsores en el motor. En el momento de la ignición, la presión de la cámara de combustión era de 20 atmósferas, y el queroseno se forzaba a la cámara a una presión de 32 atmósferas y el oxígeno líquido a 17 atmósferas. 81 segundos después, la presión de la cámara de combustión había disminuido a 14 atmósferas, la presión de alimentación de queroseno a 20 atmósferas y la presión de oxígeno líquido a 8,5 atmósferas. En el burnout la etapa había alcanzado una velocidad de 1.8 km / segundo a una altitud de 40 km y un alcance de 33 km. Después de la separación, la etapa impactaría en el océano a 290 km de distancia (una alternativa era la recuperación y reutilización de la etapa). Las pérdidas debidas a la gravedad y la resistencia se minimizaron gracias a la alta relación empuje / peso de 2:1 y las bajas pérdidas de resistencia (la desaceleración a q máxima fue de aproximadamente 0,2 G ) resultantes del gran tamaño del propulsor.
La etapa dos tuvo un tiempo de combustión de 260 segundos y una presión de cámara de combustión constante baja de 7 atmósferas. La etapa alcanzó un delta V total de 5.8 km/segundo, apagándose a una velocidad orbital a una altitud de 230 km y 940 km de distancia desde el punto de lanzamiento. Una característica significativa del concepto fue el uso de un cono de salida de boquilla expandible. Esto aumentó la proporción de área de la boquilla de 7:1 a 27:1 cuando se desplegó. Las pruebas iniciales demostraron ser bastante prometedoras, pero el desarrollo cesó debido a la falta de financiación interna. Este concepto se desarrolló más tarde en el marco del programa de mantenimiento de la Paz de cohetes sólidos.
El diseño fue revisado por Todd Shipyards, quien concluyó que estaba dentro de sus capacidades, y no muy diferente de hacer un casco submarino. se utilizó acero martensítico envejecido de 8 mm de espesor, similar al motor sólido Aerojet de 260 pulgadas de la época. El Marshall de la NASA entregó los diseños del Aerojet a TRW para su evaluación. TRW confirmó completamente los costos y la ingeniería de Aerojet, una gran sorpresa tanto para TRW como para la NASA. Aerojet estaba considerando comprar Sudden Ranch como sitio de lanzamiento para Sea Dragon. Esta propiedad incluía varios kilómetros de costa entre Santa Bárbara y Vandenberg AFB. Este era el único sitio en el territorio continental de los Estados Unidos que podía lanzarse directamente a una órbita polar sin sobrevolar áreas pobladas (y más tarde se incorporó a Vandenberg).
Pero esto se produjo justo cuando Apolo estaba siendo recortado y la guerra de Vietnam estaba consumiendo una cantidad cada vez mayor del presupuesto de Estados Unidos. La NASA disolvió su Rama de Proyectos Futuros (dejando caer casi todo el trabajo de aterrizaje tripulado en Marte). Las perspectivas de Dragón Marino esencialmente desaparecieron, y Aerojet ya no podía financiarlo en IR& D.
Muchas gracias a Mark C Goll por proporcionar algunos de los materiales en los que se basó este artículo.Carga útil LEO: 450.000 kg (990.000 lb) a una órbita de 185 km a 90,00 grados. Precio de lanzamiento 3: 300.000 millones en dólares de 1962.
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Mar de Caballo Americano mar-lanzó vehículo de prueba. La segunda fase del lanzamiento en el mar fue demostrar el concepto a mayor escala, con un cohete con un complejo conjunto de sistemas de guiado y control. Sea Horse utilizó uno de los 39 misiles Corporales sobrantes que Truax obtuvo del Ejército y demostró con éxito la ignición en el océano de una etapa de cohete. |
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Excalibur Americano mar-lanzó orbitales de los vehículos de lanzamiento. Excalibur fue una versión subescala de Sea Dragon propuesta por Truax Engineering en la década de 1990. Presentaba los mismos atributos que Sea Dragon: diseño de bajo costo (motores alimentados a presión), primera etapa de LOx/queroseno (presión de la cámara de combustión 24 atmósferas) y segunda etapa de LOx/LH2 (presión de la cámara 5 atmósferas). La orientación se realizaría mediante un sistema combinado de inercia y GPS. Un vehículo Excalibur S aún más pequeño probaría el concepto y colocaría 500 kg en órbita. |
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Sea Dragon Credit: Truax Engineering |
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Sea Dragon Credit: via Mark C Goll |
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Sea Dragon Credit: via Mark C Goll |
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Sea Dragon Sea Dragon Launch Vehicle Credit: © Mark Wade |
- Hydra – . Nación: Estados Unidos. Agencia: USMC. Apogeo: 1,00 km (0,60 millas).
2 de noviembre de 1961 . Lugar de lanzamiento: Point Mugu. Familia LV: Dragón Marino. Vehículo de lanzamiento: Seabee.
- Hydra – . Nación: Estados Unidos. Agencia: NMC. Apogeo: 1,00 km (0,60 millas).
1962 – . Vehículo de lanzamiento: Dragón Marino.
- Vehículo de carga pesada de bajo costo Sea Dragon propuesto – . Nación: Estados Unidos.
Sea Dragon era un diseño de dos etapas capaz de poner 550 toneladas en órbita terrestre baja. El concepto era lograr costos de lanzamiento mínimos a través de costos de desarrollo y producción más bajos. Esto significaba aceptar un propulsor más grande con un sistema de propulsión de menor rendimiento y un peso muerto de etapa más alto que los diseños tradicionales de la NASA y la USAF.