La masa de una nave tripulada marciana propulsada por combustibles químicos superaría las dos mil toneladas en órbita baja (LEO), pero los lanzadores más potentes actualmente en servicio sólo son capaces de poner en órbita 25 toneladas. Incluso si construyéramos un cohete gigante mayor que el Saturno V o el Energía, las limitaciones tecnológicas actuales obligarían a seguir dependiendo de la propulsión química, por lo que resulta realmente difícil diseñar un lanzador que supere las doscientas toneladas de capacidad en LEO. Es decir, necesitaríamos como mínimo diez lanzamientos de un cohete gigante para poder mandar una misión tripulada a Marte.
Usar depósitos de combustible orbitales es una vieja idea (NASA).
Este elevado número de lanzamientos es económicamente muy difícil de justificar, por no hablar de la complejidad de una misión así. Está claro que debemos idear otros mecanismos para reducir la masa de una nave interplanetaria. Cambiar el sistema de propulsión del vehículo es una opción, pero desgraciadamente nos encontramos con las mismas limitaciones tecnológicas y políticas que en el caso de los lanzadores. Otras alternativas pasan por dividir la nave marciana en varias unidades, utilizar los recursos locales del planeta rojo para generar agua y/o combustible (ISRU) o usar métodos de aerocaptura.
Todas estas opciones se han tenido en cuenta anteriormente en el diseño de muchas misiones, pero recientemente han cobrado fuerza varias propuestas de viajes interplanetarios que no requieren el uso de grandes cohetes. Este tipo de arquitectura espacial se basa en el uso de depósitos orbitales de combustible y ya fue presentada en 2009 por la empresa ULA (United Launch Alliance), encargada de los cohetes Delta IV y Atlas V, como alternativa al desaparecido Programa Constelación de la NASA.
La idea es muy simple. Primero, debemos tener en cuenta que la mayor parte de la masa de una nave espacial está formada por combustible que debe emplearse en las maniobras orbitales. La ecuación del cohete de Tsiolkovsky nos dice que un ligero aumento en la carga útil de una nave implica un incremento enorme en la masa total del vehículo, principalmente en forma de propergoles. Por lo tanto, si fuésemos capaces de reabastecernos de combustible en las distintas etapas de una misión, la masa inicial de una nave interplanetaria podría ser muchísimo menor.
La arquitectura de ULA se basa en el empleo de tanques de combustible (fuel depots) situados estratégicamente en distintos puntos del trayecto. Los depósitos tendrían que estar situados en el punto de Lagrange L2 del sistema Tierra-Luna, ya que la energía para alcanzar la velocidad de escape desde esta zona es mínima. Estos depósitos serían abastecidos mediante una red de tanques que partirían desde LEO. Los depósitos servirían para almacenar combustibles criogénicos (hidrógeno y oxígeno líquidos), los propergoles químicos más eficientes (mayor impulso específico) que se usan en la actualidad.
Puntos de Lagrange del Sistema Tierra-Luna.
Maniobra para alcanzar el punto L2 desde LEO.
Uno de los mayores problemas que surgen con este sistema de tanques orbitales es la evaporación del hidrógeno líquido. Para evitar que este elemento pase a estado gaseoso, es necesario refrigerarlo a -253º C, lo que requiere el empleo de una tecnología muy compleja. Porque ni siquiera en el caso de los lanzadores terrestres que emplean hidrógeno líquido se ha conseguido evitar las fugas por evaporación. Por ejemplo, el transbordador espacial almacena combustibles criogénicos en el tanque externo (ET), pero, pese a que éste está cubierto por un sistema aislante -la famosa espuma anaranjada-, el hidrógeno debe fluir constantemente hasta casi el momento del lanzamiento para compensar las pérdidas por evaporación. Desarrollar tecnologías que permitan guardar hidrógeno líquido durante largos periodos de tiempo (tecnologías ZBO,Zero Boil-Off) es harto complejo.
En el caso de misiones interplanetarias, el sistema de depósitos en L2 permitiría además el uso de maniobras de asistencia gravitatoria con la Luna o la Tierra, lo que significaría reducir el combustible requerido para escapar del campo gravitatorio terrestre (efecto Oberth). Por ejemplo, en el caso de una misión a Marte, una nave podría aumentar su velocidad hasta 4,3 km/s usando esta arquitectura, pero sólo sería necesario combustible para un cambio de velocidad (Delta-V) de 1 km/s.
Un vehículo basado en la etapa superior Centaur sería capaz de trasladar una nave de siete toneladas hasta L2, donde llenaría sus depósitos para dirigirse posteriormente a Marte. Siete toneladas de carga útil son obviamente muy pocas para un programa tripulado, pero son más que suficientes para lanzar gigantescas sondas no tripuladas.
La red de tanques orbitales estaría basada en una nueva etapa superior criogénica derivada de la DSS (Delta Cryogenic Second Stage) del Delta IV y la Centaur del Atlas V. Esta etapa se denomina ACES (Advanced Common Evolved Stage) y viene en varias versiones según su masa: ACES41 y ACES73, con 41 y 73 toneladas de propergoles respectivamente. Las ACES pueden ir equipadas con uno, dos o cuatro motores RL10. A diferencia de las etapas criogénicas empleadas en los cohetes convencionales, ACES no tendría baterías, sistemas de actitud con hidrazina o helio para presurizar los tanques. El oxígeno y el hidrógeno líquido se usarían para generar la electricidad necesaria con pilas de combustible (también se usarían paneles solares), mientras que la presurización del sistema de propulsión se efectuaría gracias a los gases evaporados. Estas tecnologías, más fáciles de diseñar sobre el papel que hacerlas realidad, reciben el nombre de IVF (Integrated Vehicle Fluids). El uso de IVF permitiría ahorrar una tonelada de masa útil en la ACES41.
Etapa ACES (ULA).
Etapa ACES 41 (ULA).
Para poner en servicio la red de depósitos, primero serían necesarios cuatro lanzamientos. Dos cohetes Atlas V 554 pondrían en órbita dos tanques ACES73 parcialmente vacíos. Otros dos Atlas V 551 serían los encargados de lanzar dos etapas ACES41. A partir de estas etapas se crearían dos depósitos orbitales, uno en LEO y otro en L2, cada uno de ellos formado por una ACES73 con hidrógeno líquido y una ACES41 con oxígeno líquido. El conjunto recibirá el nombre de ACES121. Se utilizarían etapas ACES adicionales para cargar los depósitos con combustible según las necesidades.
Depósito orbital ACES121, la base del sistema de ULA (ULA).
Posteriormente despegaría una nave Orión modificada de 12 toneladas que emplearía una etapa ACES41 como módulo de servicio para ahorrar masa. Aprovechando los depósitos, la Orión tripulada podría realizar misiones con una Delta-V de 4,5 km/s, más que suficiente para insertarse en órbita lunar y regresar a la Tierra. Más interesante es el escenario en el que se hace uso de una versión modificada del Delta IV denominadaDelta IV Heavy Lift Vehicle con capacidad para 36 toneladas en LEO. Con el Delta IV HLV, podríamos lanzar una Orión pesada de 20 toneladas con mayor cantidad de víveres y espacio para los astronautas. Con este vehículo, el sistema de depósitos permitiría alcanzar 6 km/s de Delta-V, por lo que sería posible visitar algún asteroide cercano (NEO). Si la Orión pesada cambia en L2 la etapa ACES41 por una ACES73, la Delta-V alcanzaría los 8,7 km/s. Usando esta energía disponible, se podría visitar casi cualquier NEO conocido.
Una Orión tripulada que emplea una ACES41 como módulo de servicio (ULA).
Distintos lanzamientos necesarios para una misión lunar (ULA).
Con el sistema de depósitos ACES se podrían realizar entre dos y cuatro misiones (tripuladas o no) al año, lo que requeriría nueve lanzamientos de cohetes Atlas V 552 -o similares- para poner un total de 200 toneladas en LEO. El coste estimado de estas operaciones sería de dos mil millones de dólares al año. Con el fin de llevar a cabo misiones de alunizaje, además de diseñar un módulo lunar, se debería incrementar la masa total en LEO a 300 toneladas anuales, lo que supone una cifra muy elevada de lanzamientos de cohetes convencionales (EELV).
Para desarrollar el sistema de tanques orbitales, ULA propone una serie de pasos intermedios. Primero se desarrollaría la pequeña etapa CRYOTE (Cryogenic Orbital Testbed) para probar las distintas tecnologías asociadas al ACES. Posteriormente se introduciría una serie de vuelos de prueba con etapas Centaur modificadas antes de construir una ACES operativa.
Etapas para el desarrollo del ACES (ULA).
CRYOTE y otros sistemas para probar las tecnologías de ACES (ULA).
En el futuro, la red de depósitos se podría emplear para misiones a Marte. Esto requeriría agrupar hasta seis depósitos que se usarían para poner rumbo a Marte las diversas naves de una expedición marciana, con una capacidad de 700 toneladas de combustible. Para conseguir esta masa, se podrían acoplar hasta seis ACES121.
Sistema de depósitos para una misión a Marte (ULA).
Por supuesto, este sistema no es una panacea. ULA se cuida muy mucho de mencionar que el mantenimiento de una red de depósitos de este tipo requiere un número elevadísimo de lanzamientos de EELV. Cierto es que si se empleara un lanzador con capacidad para 50 o 100 toneladas la cifra de despegues se reduciría de forma significativa, lo que supone un aliciente para el desarrollo del SD HLV por parte de la NASA. Otro inconveniente es que el sistema sólo es útil siempre y cuando exista una frecuencia relativamente alta de misiones, lo que resulta difícil en el caso de misiones a Marte.
La arquitectura de depósitos podría haber servido para apoyar el Camino Flexiblepropuesto por la Comisión Augustine el año pasado. Según esta versión del Programa Constelación, se habrían llevado a cabo durante la próxima década varias misiones de sobrevuelo de asteroides cercanos, la Luna y Marte por una fracción del coste total del programa lunar. Lamentablemente, la administración Obama canceló a principios de año el Programa Constelación y todas sus variantes, incluida el Camino Flexible.
Los depósitos orbitales en L2 no son nuevos. Se trata de un concepto que tuvo gran popularidad en los años 60 y 70, pero recientemente han resucitado con fuerza, seguramente ante la incapacidad por parte de las agencias espaciales para desarrollar un plan de exploración espacial robusto.
Sistema de depósitos orbitales de Boeing, parecido a la propuesta de ULA, pero usando el cohete Falcon 9 y con el objetivo de cargar de combustible los satélites en GEO (Boeing).
Por sí sola, la arquitectura de depósitos de combustible en L2 no supondrá ninguna revolución en la exploración espacial, pero, combinada con otros sistemas y tecnologías, es una pieza clave para la futura conquista del Sistema Solar.
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