Download v - IIT

UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS
ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA (ICAI)
INGENIERÍA INDUSTRIAL
PROYECTO FIN DE CARRERA
ESTUDIO DE LA VIABILIDAD
TÉCNICA DE UN VIAJE A MARTE
Pablo Menéndez González
MADRID, Junio de 2006
Autorizada la entrega del proyecto al alumno:
Pablo Menéndez González
EL DIRECTOR DEL PROYECTO
Juan Norverto Moriñigo
Fdo:
Fecha:
Vº Bº del Coordinador de Proyectos
Nombre Apellido Apellido
Fdo:
Fecha:
Resumen
iii
Resumen
El hombre pisó la Luna el 20 de julio de 1969, y no son pocas las personas que
opinan que el siguiente paso lógico en la carrera aeroespacial es poner un hombre en
Marte.
Estados Unidos ya ha manifestado su deseo de mantener su hegemonía
aeroespacial mediante el envío de una misión tripulada a Marte alrededor de 2030.
Europa y especialmente Rusia han manifestado su interés en formar parte en dicho
proyecto.
Ahora bien, creemos que debemos aprender del pasado y planificar la misión a
Marte no como un fin en sí mismo, sino como un paso más en la carrera aeroespacial.
En el pasado, pese a que inicialmente se pensaba que el poner un hombre en la Luna
supondría un paso de gigante en la exploración espacial, hemos de decir a titulo
personal que produjo el efecto contrario, ya que Estados Unidos al realizar lo más
deprisa posible la carrera espacial para ganar la contienda a los rusos delimitó
muchísimo sus proyectos, consiguiéndose unos cohetes de lanzamiento con tan poca
potencia que hacía prohibitivo una misión interplanetaria.
Actualmente el marco político en el que nos encontramos difiere bastante al de la
Guerra Fría. Pero si Estados Unidos y el resto de los países no cooperan en la carrera
aeroespacial, nos veremos abocados a cometer los mismos errores del pasado. Una
misión interplanetaria conlleva tales recursos materiales, financieros y humanos, que
hacen imprescindible una magnífica coordinación, así como una estrecha cooperación
internacional para poder elaborar una tecnología que nos permita no sólo llegar a
Marte sino continuar la exploración espacial a otros planetas y galaxias.
Para elaborar una tecnología aeroespacial que permita al hombre llegar a Marte y
que facilite así mismo futuras exploraciones interplanetarias, hemos de empezar hoy a
trazar o encaminar los pasos a seguir en el futuro.
En Estados Unidos ya se está haciendo, y multitud de Universidades
estadounidenses están elaborando y proponiendo ideas de cómo debería
realizarse un viaje a Marte.
Resumen
iv
En Europa, en cambio, se relega la práctica totalidad de este trabajo a la Agencia
Espacial Europea. Con este proyecto hemos querido ser los pioneros, al menos
en la Escuela Técnica Superior de Ingeniería de la Universidad Pontificia
Comillas (I.C.A.I.), en plantear una misión a Marte para crear una base de partida
donde se englobe, en la medida de lo posible, información de estudios
anteriores, se de a conocer las dificultades técnicas, y se muestren las posibles
alternativas de realizar una misión a Marte.
Dado que somos los primeros en realizar un proyecto de semejante índole en la
Escuela Técnica Superior de Ingeniería (I.C.A.I.), hemos de formar nuestra propia
base de partida. Comenzaremos con el estudio de las misiones propuestas a Marte
más representativas de la última mitad de siglo. Comentando y remarcando las ideas
que estimamos más interesantes y apropiadas para configurar una misión que cumpla
con nuestro objetivo principal de encaminar la tecnología aeroespacial no sólo para
una misión a Marte sino para futuras exploraciones.
Enumeraremos y propondremos posibles soluciones a los principales riesgos que
entraña el viaje interplanetario. Tras seleccionar el tipo de misión que queremos llevar
a cabo, Opposition-class o Conjunction-class, definiremos
los principios físicos
necesarios para calcular posteriormente los incrementos de velocidades necesarios
para realizar la misión.
Con los incrementos de velocidades calculados, podemos saber el combustible
necesario definiendo previamente nuestro sistema de propulsión. Por tanto, el
siguiente paso será describir los distintos sistemas de propulsión y seleccionar el que
reúna las mejores características para la misión a Marte, así como para futuros viajes
interplanetarios. Al habernos decantado finalmente por el uso de un sistema de
propulsión termonuclear, tuvimos que analizar mediante documentos internos del
Laboratorio de Los Álamos la viabilidad de reabrir el programa termonuclear de
Estados Unidos. Estimamos que los costes de relanzar el programa termonuclear
compensan económicamente y tecnológicamente, ya que dichos sistemas de
propulsión aún tienen la posibilidad de mejorar sus prestaciones, lo que posibilitaría su
uso para futuras misiones a otros planetas más alejados.
También hemos realizado un detallado estudio para seleccionar la mejor
ubicación para amartizar y establecer nuestra base. La selección de la zona de
Resumen
amartizaje para nuestro módulo habitacional,
v
se realizará con el objetivo
fundamentalmente de proporcionar la máxima seguridad a la misión y garantizar la
utilización del máximo número de recursos marcianos, para poder abastecernos de
agua y de combustibles, utilizando dichos recursos In Situ. Tras evaluar una multitud
de factores como los vientos, la radiación, el contenido de vapor de agua, el contenido
de trazas de hidrógeno, los aspectos topográficos, la presión atmosférica y la
temperatura de las distintas áreas de la superficie marciana, hemos seleccionado
como zona de amartizaje y de emplazamiento de la base una explanada de una
elevación de -3Km respecto al nivel base de Marte, que se encuentra en las
coordenadas ≈ [15ºN; 20,7ºE]. Estas coordenadas se encuentran en la región Terra
Arabia, catalogada como Terra, térrea, lo que equivale a una gran extensión de terreno
sin apenas agentes geográficos, lo que facilita un buen amartizaje. También permitirá
obtener suficiente cantidad de agua para obtener los combustibles de la nave de
ascenso (NAM) y para abastecer las necesidades de la tripulación.
Finalmente estimaremos los recursos necesarios para la supervivencia de nuestra
tripulación durante su estancia en Marte. Estos recursos los trataremos de obtener, en
su mayoría, del procesamiento de los propios recursos marcianos, lo que la NASA
denomina In Situ Resource Utilization (ISRU). Por lo que enumeraremos las
propuestas de diferentes Universidades estadounidenses y estudiaremos la viabilidad
de abastecimiento de nuestra misión con dichas propuestas.
Confiamos que este proyecto sirva de base para que futuros alumnos de la
Escuela Técnica Superior de Ingeniería (I.C.A.I.) continúen con el desarrollo y
elaboración de proposiciones de misiones a Marte, otros planetas y de otras
galaxias, ya que como dijo el famosos astrónomo Carl E. Sagan "somos el
medio para que el Cosmos se conozca a sí mismo”.
Summary
vi
Summary
The man trod on the Moon on July 20, 1969, and there are many persons who
think that the following logical step in the aerospace career is to put a man in Mars.
The United States already has showed their desire to maintain their aerospace
hegemony by means of a manned mission to Mars around 2030. Europe and
specially Russia has showed their interest in comprising in this project.
However, we believe that we must learn from the past and plan the mission to
Mars not as an end or as our only purpose, but as one more step in the aerospace
career. In the past, in spite of the initial thought of sending a man in the Moon
would suppose a step of giant in the space exploration; we estimate that it
produced the opposite effect. Because The United States tried to develop their
aerospace technology as fast as they could to win the contest to Russia, they
delimited too much their projects, obtaining rockets with such little power that made
prohibitive the interplanetary travels.
Nowadays the political frame differs enough to the one from the Cold War. But if
the United States and the rest of the countries do not cooperate in the aerospace
career, we will be led to commit the same errors of the past. An interplanetary
mission entails such material, financial resources and human, that makes a
magnificent coordination essential, as well as a narrow international cooperation to
be able to elaborate a technology that allows us not to go not only to Mars but to
continue the space exploration to other planets and galaxies.
In order to elaborate an aerospace technology that allows the man to arrive at
Mars and that also will facilitate future interplanetary explorations; we have to start
today planning or directing the steps to what we want in the future.
In the United States already it is being made, and multitude of American
Universities is elaborating and proposing ideas of how a trip to Mars would have to
be made. In Europe, however, the practical totality of this work is relegated to the
European Space Agency. With this project we have wanted to be the pioneers, at
Summary
vii
least in the Superior Technical School of Engineering of the Pontifical University
Comillas (I.C.A.I.), in raising a mission to Mars to create a starting point where it is
included, as far as possible, information of previous studies, the technical
difficulties, and the possible alternatives to accomplish a mission to Mars.
Since we are the first student in the Superior Technical School of Engineering
(I.C.A.I.), making a project of such nature, we have to form our own starting point.
We will begin with the analysis of the most representative mission to Mars of last
half of century, commenting the ideas that we considered more interesting. To form
a mission that fulfils our primary target, to direct the aerospace technology not only
for a mission to Mars but for future explorations.
We will enumerate and propose possible solutions to the main risks that the
interplanetary trip involves. After selecting the type of mission that we want to carry
out, Opposition-class or Conjunction-class, we will define the physical principles to
be able to calculate the increases of speeds necessary to accomplish the mission.
With the calculated increases of speeds, we can know the necessary amount of
fuel, by defining previously our system of propulsion. Therefore, the following step
will be to describe the different propulsion systems and select the one that reunites
the best characteristics for the mission to Mars, as well as for future interplanetary
trips. Because we select thermonuclear propulsion, we had to analyze by means of
internal documents of the Laboratory of Los Alamos, the viability to reopen the
thermonuclear program of the United States. We considered that the costs to
relaunch the thermonuclear program was economically and technologically viable,
since these systems of propulsion still have the possibility of improving their
benefits, which would make possible their use for future missions to other planets
farther away.
Also we have made a detailed study to select the best location to land and to
establish our base. The selection of the land zone for our habitat module, will be
made with the main target to provide the maximum security to the mission and to
guarantee the use of the maximum number of Martian resources, to be able to
supply of water and fuels using these resources In Situ. After evaluating a multitude
of factors like winds, the radiation, the content of water steam, the topographic
Summary
viii
content of hydrogen, the atmospheric pressure and the temperature of the different
areas from the Martian surface, we have selected as land zone and location of the
base an esplanade of an elevation of -3Km with respect to the Mars base level. The
coordinates are [15ºN; 20,7ºE]. These coordinates are in the region Terra Arabia,
catalogued like Terra, térrea, which is equivalent to a great land extension without
great geographic agents, which facilitates an easy landing. Also it will allow to
obtain sufficient amount of water to obtain fuels of the ascent ship (NAM) and to
supply the necessities of the crew.
Finally we will consider the necessary resources for the survival of our crew
during its Mars stay. These resources we will try them to obtain, in its majority, of
the processing of the own Martian resources, which the NASA denominates In Situ
Resource Utilization (ISRU). We will enumerate the proposals of different American
Universities and we will also study the viability of supplying our mission with these
proposals.
We trusted that this project serves as base so that future students of the
Superior Technical School of Engineering (I.C.A.I.) continue with the development
and elaboration of proposals of missions to Mars, other planets and other galaxies.
As the famous astronomer; Carl E. Sagan said “we are the means so that the
Cosmos is known itself”.
Índice
ix
Índice
1 INTRODUCCIÓN ..............................................................................................................................2
1.1 Motivación y objetivos del proyecto:...............................................................2
1.2 Pasos a seguir en el proyecto: ...........................................................................3
2 ESTUDIO DE LAS MISIONES MÁS REPRESENTATIVAS.....................................................6
2.1 Introducción ........................................................................................................6
2.2 Misiones ...............................................................................................................7
2.2.1
Misión de Von Braun
2.2.2
Misión de Lewis
2.2.2.1
Misión Stuhlinger
2.2.4
Misiones EMPIRE (Early Manned Planetary-Interplanetary Roundtrip
17
Expeditions)
20
Misión General Dynamics
23
2.2.5.1
2.2.6
11
Cometarios sobre misiones de tipo Conjunction-class y Opposition class. ............ 14
2.2.3
2.2.5
7
Cometarios de misiones las misiones “Flyby”. ............................................................ 26
Misión Hammock y Jackson
2.2.6.1
29
Cometarios sobre la importancia de la forma de la nave ........................................... 33
2.2.7
Misión Boeing
34
2.2.8
Misión de Paine y Von Braun
39
2.2.9
Misión de Singer
43
2.2.10
Misión de de la Science Applications Internacional Corporation (SAIC)
45
2.2.11
Misión de Bekey
47
2.2.12
Misión de Semynov y Gorshkov
49
2.2.13
Misiones Stafford
52
2.2.14
Misión Mars Direct
52
2.2.15
Misión Design Reference Mission (DRM)
58
3 ESTUDIO DE LOS RIESGOS DEL VIAJE INTERPLANETARIO..........................................64
3.1 Riesgos................................................................................................................64
3.1.1
3.1.2
Ingravidez
65
3.1.1.1
Alteración en la distribución de los fluidos corporales ......................................................... 68
3.1.1.2
Mareos ................................................................................................................................ 69
3.1.1.3
Alteración en los huesos y en los músculos.......................................................................... 69
Vacío
71
Índice
x
3.1.2.1
Soldadura en frío.................................................................................................................. 71
3.1.2.2
Salida de gases ..................................................................................................................... 71
3.1.2.3
Transferencia de calor .......................................................................................................... 72
3.1.3
Meteoritos
72
3.1.4
Sol
72
3.1.5
3.1.4.1
Radiación electromagnética.................................................................................................. 72
3.1.4.2
Partículas cargadas .............................................................................................................. 74
Carga psicológica
85
4 CÁLCULO DE LOS INCREMENTOS DE VELOCIDADES NECESARIOS.........................89
4.1 Introducción a los principios gravitacionales y demostración de las
leyes de Kepler..................................................................................................89
4.1.1
Primera Ley de Kepler
89
4.1.2
Segunda Ley de Kepler
91
4.1.3
Tercera Ley de Kepler
91
4.1.4
Primera Ley de Newton o Ley de la Inercia
92
4.1.5
Segunda Ley de Newton
93
4.1.6
Tercera Ley de Newton o Principio de Acción-Reacción
94
4.1.7
Ley de la Gravitación Universal de Newton
94
4.2 Órbita alrededor de la Tierra u otro cuerpo .................................................96
4.3 Constantes del movimiento orbital................................................................99
4.3.1
Energía mecánica
99
4.4 Cálculo de órbitas ...........................................................................................100
4.4.1
Viaje Tierra- Marte
4.4.1.1
101
Región 1: Órbita de transferencia de la Tierra a Marte............................................. 105
4.4.1.2 Región 2: Órbita de salida de la Tierra....................................................................... 107
4.4.1.3
Región 3: Llegada a Marte ............................................................................................ 115
4.4.1.4
Llegada a Marte del satélite de comunicaciones....................................................... 135
5 DETERMINACIÓN DE LAS FECHAS DE LANZAMIENTO ...............................................138
5.1 Fechas en función de la transferencia de Hohmann..................................138
5.1.1
Cálculo de la posición de los planetas para el lanzamiento
139
5.1.2
Cálculo de las ventanas de lanzamiento
140
5.2 Ventanas de lanzamiento facilitados por la NASA ...................................148
5.3 Determinación
del
∆V necesario
para
cada
oportunidad
de
lanzamiento .....................................................................................................150
Índice
xi
5.4 Fechas finales de lanzamiento ......................................................................153
6 SELECCIÓN DEL SISTEMA DE PROPULSIÓN .....................................................................158
6.1 Introducción de los principios físicos de los sistemas de propulsión.....158
6.2 Tipos de sistemas de propulsión ..................................................................162
6.2.1
Sistemas de Propulsión Termodinámicos (SPT)
163
6.2.2
Sistemas de Propulsión Electricodinámicos (SPE)
189
6.3 Ratios de masa.................................................................................................191
7 SELECCIÓN DE LA ZONA DE AMARTIZAJE........................................................................198
7.1 Factores determinantes de la ubicación de nuestra base ..........................198
7.1.1
Selección de la zona de amartizaje en función de la temperatura, vientos y
presión atmosférica
7.1.2
Selección de la zona de amartizaje en función del contenido de trazas de
hidrógeno en el suelo
7.1.3
7.1.5
203
Selección de la zona de amartizaje en función del contenido de vapor de
agua en la atmósfera
7.1.4
198
207
Selección de la zona de amartizaje en función del contenido de dosis de
radiación anual
209
Selección de la zona de amartizaje en función de la topografía
211
7.2 Localización de la zona de amartizaje .........................................................212
8 ESTANCIA EN MARTE ................................................................................................................217
8.1 Amartizaje........................................................................................................217
8.2 Cantidad de comida y agua para la estancia en Marte .............................218
8.3 Obtención de agua “In Situ” .........................................................................226
8.3.1
Obtención de agua del vapor de agua atmosférico (WAVAR)
226
8.3.2
Obtención de agua de las rocas hidratadas
234
8.4 Selección del combustible de ascenso..........................................................236
8.5 Planta de producción de combustible .........................................................238
8.6 Cálculo de los días necesarios para obtener los combustibles
necesarios.........................................................................................................241
8.7 Cantidad de oxigeno requerido por nuestra tripulación durante su
estancia en Marte ............................................................................................245
Índice
xii
8.8 Estimaciones del consumo eléctrico.............................................................246
8.9 Abastecimiento energético ............................................................................249
8.9.1
Energía Solar
249
8.9.2
Energía Eólica
250
8.9.3
Energía Nuclear
251
9 CONCLUSIONES ...........................................................................................................................254
10 BIBLIOGRAFÍA ..............................................................................................................................260
Introducción
xiii
Índice de Figuras
Figura 2-1 Ciclo Balístico de Aldrin (Aldrin 1985) ..............................................................................27
Figura 2-2 Descenso misión Hammock and Jackson. NASA.............................................................31
Figura 2-3 Ascenso misión Hammock and Jackson. NASA ..............................................................32
Figura 2-4 Nave de Exploración Marciana, misión Boeing. NASA ..................................................36
Figura 2-5 Descenso, misión Boeing. NASA ........................................................................................37
Figura 3-1 Curvatura de la Tierra..........................................................................................................67
Figura 3-2 Llamarada Solar ....................................................................................................................75
Figura 3-3Cinturón Interior y Exterior de Van Allen .........................................................................78
Figura 3-4 Partículas cargadas ...............................................................................................................78
Figura 4-1 Transferencia de Hohmann, Tierra-Marte.......................................................................106
Figura 4-2 Órbita hiperbólica de salida de la Tierra .........................................................................114
Figura 4-3 Altura de aerofrenado de la sonda Odyssey...................................................................124
Figura 4-4 Estimación del rozamiento con la atmósfera ..................................................................125
Figura 4-5 Fuerza de rozamiento en función del área efectiva........................................................126
Figura 4-6 Periodo de las órbitas de aerofrenado en función del tiempo. (Af=1100m2) ..............129
Figura 4-7 Maniobra de aerofrenado ..................................................................................................130
Figura 4-8 Simulación del aerofrenado con un área frontal efectiva de 600 m2 ............................131
Figura 4-9 Periodo de las órbitas de aerofrenado en función del tiempo (Af=600m2) .................132
Figura 4-10 Puesta en órbita semisíncrona del satélite de comunicaciones...................................135
Figura 5-1 Posición de los planetas en la órbita de transferencia de Hohmann ...........................139
Figura 5-2 Posición de la Tierra y Marte el 22/9/2005.....................................................................141
Figura 5-3 Posición real y estimada de Marte a nuestra llegada el 16/4/2008 .............................143
Figura 5-4 Aplicación de la Segunda Ley de Kepler.........................................................................145
Figura 5-5Posición de Marte y la Tierra para una transferencia de Hohmann .............................147
Figura 6-1 Órbita circular de seguridad a 20.000Km del centro de la Tierra.................................179
Figura 6-2 Órbita elíptica de seguridad, de apogeo 20.000 Km. del centro de la Tierra ..............181
Figura 7-1 Temperaturas y Vientos en invierno. Fuente: JPL..........................................................202
Figura 7-2 Temperatura y Vientos en verano. Fuente: JPL ..............................................................202
Figura 7-3 Trazas de hidrógeno en el hemisferio norte. Fuente: JPL..............................................204
Figura 7-4 Trazas de hidrógeno en el hemisferio Sur. Fuente: JPL .................................................205
Figura 7-5 Trazas de hidrógeno en Marte. Fuente: JPL ....................................................................206
Figura 7-6 Vapor atmosférico. Fuente: JPL.........................................................................................207
Índice de Figuras
xiv
Figura 7-7 Estimaciones de cantidad de Vapor de agua. Fuente: JPL ...........................................208
Figura 7-8 Estimación cantidad de agua en el subsuelo. Fuente: JPL.............................................209
Figura 7-9 Estimaciones de la JPL de las dosis anuales de radiación .............................................210
Figura 7-10 Zona de amartizaje. Foto de la JPL de la NASA. Fuente: Google Mars ....................213
Figura 7-11 Elevaciones de la zona de amartizaje. Foto de la JPL de la NASA. Fuente: Google
Mars..............................................................................................................................................214
Figura 8-1 Esquema del proceso VAPCAR ........................................................................................221
Figura 8-2 Proceso del WAVAR. Fuente: Propia...............................................................................227
Figura 8-3 Imagen del WAVAR, dep. Aeronáutica de la Universidad de Washington
[HILS98].......................................................................................................................................229
Figura 8-4 Propuesta de un módulo habitacional estándar con toldo de protección. Fuente:
Propia ...........................................................................................................................................230
Figura 8-5 Latitud de nuestra base, la de Pathfinder y la del Viking 1. Fuente: JPL, Google,
Propia ...........................................................................................................................................232
Figura 8-6 Simulación de la Universidad de Washington. [HILS98]..............................................233
Índice de Tablas
xv
Índice de Tablas
Tabla 3-1 Efectos biológicos en función de la dosis REM [DDFA__] ...............................................81
Tabla 3-2 Estimaciones de dosis frecuentes de radiación [DDFA__]...............................................81
Tabla 4-1 Simulación del aerofrenado para un frontal equivalente de 1100m2............................129
Tabla 5-1 Ventanas de Lanzamiento. NASA. [RAPP__]...................................................................149
Tabla 6-1 Ventajas y desventajas del SPT-Gas frío............................................................................165
Tabla 6-2 Ventajas y desventajas del SPT-Químico ..........................................................................167
Tabla 6-3 Ventajas y desventajas del SPT- Químico, Monopropulsor............................................168
Tabla 6-4 Ventajas y desventajas del SPT-Químico, Sólido .............................................................169
Tabla 6-5 Ventajas y desventajas del SPT-Químico- Híbrido ..........................................................170
Tabla 6-6 Ventajas y desventajas del SPT-Termo Solar ....................................................................171
Tabla 6-7 Ventajas y desventajas del SPT-Termoeléctrico................................................................172
Tabla 6-8 Termonuclear ........................................................................................................................173
Tabla 6-9 Estadística de lanzamientos ................................................................................................176
Tabla 6-10 Ensayo reactores KIWI [CINN92] ....................................................................................186
Tabla 6-11 Ensayos Phoebus [CINN92] ..............................................................................................187
Tabla 6-12 Características reactor Phoebus [CINN92]......................................................................187
Tabla 6-13 Características reactor NRX[CINN92] .............................................................................188
Tabla 6-14 Ratio 6-4 en función de K...................................................................................................195
Tabla 8-1 Consumo de agua y comida en la ISS. Fuente: ESA ........................................................219
Tabla 8-2 Simulaciones del WAVAR en distintas ubicaciones. [HILS98] ......................................232
Tabla 8-3 Estimación del peso del Rover Cisterna, por la Universidad de Texas [FOWL92] .....235
Tabla 8-4 Cantidades de combustible estimadas por la NASA*[RAPP__] ....................................238
Tabla 8-5 Estimación de los volúmenes de los tanques de almacenamiento.................................238
Tabla 8-6 Diferencias de las cantidades de recursos marcianos ......................................................245
Tabla 8-7 Consumo del ECLSS. Fuente: NASA .................................................................................247
Tabla 8-8 Características SP-100. Fuente: NASA ...............................................................................252
1 Introducción
1
1
Introducción
1 Introducción
1
1.1
2
Introducción
Motivación y objetivos del proyecto:
El hombre pisó la Luna el 20 de julio de 1969, y no son pocas las personas
que opinan que el siguiente paso lógico en la carrera aeroespacial es poner un
hombre en Marte.
Estados Unidos ya ha manifestado su deseo de mantener su hegemonía
aeroespacial mediante el envío de una misión tripulada a Marte alrededor de
2030. Europa y especialmente Rusia han manifestado su interés en formar
parte en dicho proyecto.
Ahora bien, creemos que debemos aprender del pasado y planificar la
misión a Marte no como un fin en sí mismo, sino como un paso más en la
carrera aeroespacial. En el pasado, pese a que inicialmente se pensaba que el
poner un hombre en la Luna supondría un paso de gigante en la exploración
espacial, hemos de decir a titulo personal que produjo el efecto contrario, ya
que Estados Unidos al realizar lo más deprisa posible la carrera espacial, para
ganar la
contienda a
los
rusos,
delimitó
muchísimo
sus
proyectos
consiguiéndose unos cohetes de lanzamiento con tan poca potencia que hacía
prohibitivo una misión interplanetaria.
Actualmente el marco político en el que nos encontramos, difiere bastante al
de la Guerra Fría. Pero si Estados Unidos y el resto de los países no cooperan
en la carrera aeroespacial, nos veremos abocados a cometer los mismos
errores del pasado. Una misión interplanetaria conlleva tales recursos
materiales, financieros y humanos, que hacen imprescindible una magnífica
coordinación, así como una estrecha cooperación internacional para poder
elaborar una tecnología que nos permita no sólo llegar a Marte sino continuar la
exploración espacial a otros planetas y galaxias.
1 Introducción
3
Para elaborar una tecnología aeroespacial que permita al hombre llegar a
Marte y que facilite así mismo futuras exploraciones interplanetarias, hemos de
empezar hoy a trazar o encaminar los pasos a seguir en el futuro. En Estados
Unidos ya se está haciendo, y multitud de Universidades estadounidenses
están elaborando y proponiendo ideas de cómo debería realizarse un viaje a
Marte.
En Europa, en cambio, se relega la práctica totalidad de este trabajo a la
Agencia Espacial Europea. Con este proyecto hemos querido ser los pioneros,
al menos en la Escuela Técnica Superior de Ingeniería de la Universidad
Pontificia Comillas (I.C.A.I.), en plantear una misión a Marte para crear una
base de partida donde se englobe, en la medida de lo posible, información de
estudios anteriores, se de a conocer las dificultades técnicas, y se muestren las
posibles alternativas de realizar una misión a Marte.
1.2
Pasos a seguir en el proyecto:
Dado que somos los primeros en realizar un proyecto de semejante índole
en la Escuela Técnica Superior de Ingeniería (I.C.A.I.), hemos de formar
nuestra propia base de partida. Comenzaremos con el estudio de las misiones
propuestas a Marte más representativas de la última mitad de siglo.
Enumeraremos y propondremos posibles soluciones a los principales riesgos
que entraña el viaje interplanetario. Tras seleccionar el tipo de misión que
queremos llevar a cabo, Opposition-class o Conjunction-class, definiremos los
principios físicos necesarios para calcular los incrementos de velocidades
necesarios para realizar la misión.
Con los incrementos de velocidades calculados, podemos saber el
combustible necesario definiendo nuestro sistema de propulsión. Por tanto, el
siguiente paso será describir los distintos sistemas de propulsión y seleccionar
el que reúna las mejores características para la misión a Marte, así como para
futuros viajes interplanetarios.
1 Introducción
4
También realizaremos un detallado estudio para seleccionar la mejor
ubicación para amartizar y establecer nuestra base. La selección de la zona de
amartizaje para nuestro módulo habitacional, se realizará con el objetivo
fundamentalmente de proporcionar la máxima seguridad a la misión y
garantizar la utilización del máximo número de recursos marcianos, para poder
abastecernos de agua y de combustibles, utilizando dichos recursos In Situ.
Finalmente estimaremos los recursos necesarios para la supervivencia de
nuestra tripulación durante sus estancia en Marte. Estos recursos los
trataremos de obtener, en su mayoría, del procesamiento de los propios
recursos marcianos, lo que la NASA denomina In Situ Resource Utilization
(ISRU). Por lo que enumeraremos las propuestas de diferentes Universidades
estadounidenses y estudiaremos la viabilidad de abastecimiento de nuestro
misión con dichas propuestas.
2 Estudio de las misiones más representativas
5
2
Estudio de las Misiones Más
Representativas
2 Estudio de las misiones más representativas
2
6
Estudio de las misiones más representativas
2.1
Introducción
Para llevar a cabo nuestro proyecto nos es necesario comprender con que
dificultades nos encontraremos tanto en la superficie marciana como en el
trayecto de ida a Marte, para de esta forma tratar de hallar soluciones y
configurar un plan de actuación que sea el óptimo, tanto en seguridad como en
coste, consiguiéndose así una misión viable.
Nuestro proyecto se puede definir como el problema de posibilitar el
desplazamiento de una tripulación de la Tierra a Marte y viceversa, así como la
supervivencia de dicha tripulación en Marte. Para resolver este problema nos
ha parecido fundamental realizar un estudio del tipo de misiones que la NASA
ha propuesto en esta última mitad de siglo. Este estudio nos ayudará a
comprender las dificultades de lograr la supervivencia de una tripulación en el
planeta rojo, así como el de evaluar las ideas aportadas por anteriores
científicos para tomar “prestadas” e intentar aportar nuevas ideas.
En esta primera parte del proyecto, que ha sido una de las más costosas del
proyecto al tener que buscar información sobre planes de misiones que,
obviamente nunca han visto la luz, hemos analizado más de una treintena de
planes que se han propuesto para viajar a Marte y hemos comentado las
quince misiones más relevantes a nuestro juicio. Analizado el plan maestro de
cada misión y remarcando las ideas más características. Tanto por ser
innovadoras como por parecernos adecuadas para el tipo de misión que
queremos elaborar.
2 Estudio de las misiones más representativas
2.2
7
Misiones
2.2.1 Misión de Von Braun
“A gran escala”
Después de la segunda Guerra mundial, desde 1945 hasta 1950, Von Braun
estuvo trabajando en White Sands Proving Ground de Nuevo Méjico, para el
ejercito estadounidense (U.S. Army), con aproximadamente otros 60 ingenieros
de cohetes, reclutados de la Alemania Nazi.
Con Hitler habían desarrollado el primer combustible líquido para cohetes, el
misil V-2, en la base alemana de cohetes de Peenemüde. En los Estados
Unidos de Norteamérica, bajo supervisión del ejército de EE.UU., utilizaron sus
conocimientos para desarrollar el cohete de lanzamiento V-2s.
Von Braun, con afán de entretenimiento, escribió una novela sobre una
expedición a Marte. Describió una expedición “a gran escala”, con 10 naves de
aproximadamente 4000 toneladas cada una y con una tripulación de 70
personas.
Von Braun, en esa época no contaba con la opción de una estación espacial
donde ensamblar sus naves, y es por ello que consideró que para formar sus
“flotilla” de 10 naves, realizaría 950 lanzamientos con diferentes componentes
de las naves, y estas serían ensambladas directamente en la orbita terrestre.
Estimó que cada lanzamiento necesitaría
5000 toneladas de combustible,
dando un total de casi 5 millones de toneladas de combustible con un gasto
aproximado
de
500
millones
de
dólares.
Para que estos datos no pareciesen una excentricidad, Von Braun apuntaba
que era aproximadamente el 10 por ciento de la cantidad equivalente de
combustible utilizado por los aviones aliados, en los seis meses que duro la
operación de Berlin Airlift en el año 1948-49. (La operación Berlin Airlift,
consistía en abastecer por aire a Berlín occidental, ya que todos los accesos
terrestres habían sido bloqueados por los soviéticos.)
2 Estudio de las misiones más representativas
8
Von Braun no contaba con ninguna exploración previa, realizada por robots.
Por tanto, en su misión, los primeros en observar de cerca Marte, serían los
miembros de su expedición a través de potentes telescopios cuando se fuesen
acercando al planeta rojo. De estas observaciones elegirían un lugar en el
ecuador para establecer la base. Consideraba que la base debería estar
situada en el ecuador ya que reunía las mejores condiciones ambientales, al
tener unas temperaturas más elevadas que en los polos, por la mayor
incidencia de radiación solar.
Pero como el terreno en el ecuador lo consideraba demasiado abrupto, para
realizar un amartizaje, eligió los polos como pista de amartizaje para una de
sus 10 naves que formaban la “flotilla”, a la que había equipado con alas para
que pudiese planear y posarse sobre la superficie.
Una vez que hubieses amartizado, los tripulantes de estas naves recorrerían
a nada menos que 5000 klómetros hasta el punto elegido como base en el
ecuador. Una vez en el lugar indicado, construirían una pista de amartizaje
para que dos naves rodadas, también equipadas con alas para el planeo,
pudiesen
amartizar
cómodamente,
mientras
las
otras
siete
naves,
permanecerían en la orbita marciana, para realizar el regreso a la Tierra.
Una vez hubiesen amartizado, las naves sería inmediatamente colocadas
verticalmente, habiéndose desmontado las alas previamente, para que
estuviesen preparadas para realizar un despegue de emergencia en cualquier
momento. Una vez hecho esto, se montaría un habitáculo inflable que serviría
como centro de operaciones para los 400 días de permanencia en la superficie
marciana.
Finalizada la estancia, y tras haber tomado muestras y explorado la
superficie marciana, sobretodo los misteriosos canales que habían sido
observados por telescopios terrestres a finales del siglo diecinueve, y había
sido motivo de grandes especulaciones, los tripulantes se reunirían con sus
compañeros que estaban en la orbita marciana, y el plan de regreso a la Tierra
2 Estudio de las misiones más representativas
9
sería igual que el de ida a Marte. La duración total de la misión sería de
aproximadamente tres años.
Valoración de la misión de Von Braun:
Esta misión hoy en día nos resulta inconcebible, pero hemos de situarnos en
el marco histórico de la época. Von Braun estuvo marcado por las grandes
expediciones que se estaban llevando acabo, como por ejemplo la expedición
al Antártico bautizada como “Operación Gran Salto” (Operation High Jump) en
el que se emplearon 4000 hombres, 13 barcos y 23 aviones. Esto se debía a
que en esos tiempos la inexistencia de satélites los exploradores que se
adentraban en la Antártica, quedaban desconectados del mundo y debían
formarse complejos y grandes equipos para enfrentarse con cualquier
imprevisto que pudiese surgir, y Von Braun consideraba que debía afrontarse
de la misma forma una expedición a Marte. Tenía la idea que una misión a
Marte integrada por muchas naves, reduciría los riesgos de la tripulación, ya
que si ocurría cualquier fallo en cualquiera de las naves, los tripulantes podían
redistribuirse en las restantes.
Un denominador común en la mayoría de todas las ideas concebidas para
una expedición a Marte, es el problema del peso del combustible utilizado. En
casi todas las misiones elaboradas, el combustible utilizado es el elemento que
más suele influir en el peso total de la misión y en la misión de Von Braun no
fue una excepción. Es por ello que Von Braun para reducir el peso total de su
expedición y con ello reducir el numero necesario de cohetes, que suponían un
gran gasto debido al elevado coste de cada cohete, trató de buscar un viaje
que necesitase la mínima energía posible, reduciéndose así el peso necesario
en combustible para realizar el trayecto. Esto es lo que hoy en día se conoce
como misión conjunction-class (No nos parece oportuno la traducción de este
término, ya que no tiene sentido la traducción literal y es un término muy
utilizado en el campo aeroespacial).
2 Estudio de las misiones más representativas
10
En la misión también se utilizaba estructuras inflables que reducían el peso
de la expedición, aunque si se lee su misión en detalle, esta idea no fue
concebida para una reducción del peso total sino como una forma de obtener
estructuras que se pudiesen doblar para que cupiesen en la bodega de carga
de sus hipotéticos cohetes (ferry rockets).
Von Braun se preocupo de los aspectos psicológicos en el largo viaje a
Marte. Estimaba que al cabo de unos meses encerrados varios hombres en un
habitáculo reducido, “una persona es dada a volverse loco” y cualquier gesto o
forma de hablar, o de sonarse los mocos de cualquier tripulante, pueden crear
grandes tensiones, que pueden llegar a derivar en el asesinato. Si esto
ocurriese, Von Braun, opinó que la misión debía continuar, es decir, que no se
podría regresar a la Tierra por eso y que no había otra opción que llevarte
contigo a la persona que había cometido el crimen. También propuso censurar
las comunicaciones de radio, para que la tripulación no recibiese malas noticias
de sus casas.
En la misión “A gran escala”, no se toma ninguna medida contra la radiación,
ya que confiaba que cuando la misión se pudiese realizar el viaje, a mediados
del siglo XXI, existiese un fármaco que hiciese soportar a los hombres grandes
periodos de exposición a la radiación.
De esta misión, hemos considerado que las ideas más relevantes y cuya
utilización hoy en día son más factibles para modelar nuestra misión son:
Reducción del peso total de la misión, reduciendo el combustible
necesario para viajar a Marte, realizando un viaje conjuction-class.
Situar la base en el ecuador de Marte, debido a las mejores
condiciones de temperatura.
Utilización de estructuras inflables, para reducir volúmenes y pesos de
la misión.
Censura las noticias, que puedan afectar al ánimo de los tripulantes.
2 Estudio de las misiones más representativas
11
Larga estancia en Marte para realizar un viaje conjunction-class de
regreso a laTierra.
Utilización de medicamentos que aunque no neutralicen el riesgo a la
radiación, intente minimizar los efectos de la misma.
Descartamos el uso de alas en nuestra nave para amartizar, ya que
hoy en día sabemos que la densidad atmosférica es demasiado baja
para ello.
Hemos de considerar el uso de medidas protectoras contra la
radiación, ya que, al contrario de lo que pensaba Von Braun, la dosis
de radiación recibida por la tripulación, es a día de hoy, uno de los
factores más complicados de solventar para poder realizar una misión
a Marte.
2.2.2
Misión de Lewis
“A study if Manned Nuclear-Rocket Misión to Mars”
En julio de 1958, el presidente de EE.UU. Eisenhower creo la NASA
(Agencia nacional Aeronautica y espacial). La NASA se formo de la NACA y de
varios departamentos de defensa relacionados con el espacio.
La NACA (Comité nacional de asesoramiento aeronáutico) había participado
el año anterior en la elaboración sistemas de propulsión termonucleares y
eléctricos
para sus viajes interplanetarios. Estos avanzados sistemas de
propulsión necesitaban menos cantidad de combustible que los sistemas
químicos de propulsión, proporcionando grandes reducciones de peso. Lo que
significaba un menor número de lanzamientos y menos ensamblajes en la
orbita terrestre, abaratando significativamente la misión.
En 1959, dos años antes que cualquier hombre se hubiese aventurado a una
estancia en la orbita terrestre, los investigadores de la NACA proponen al
senado estadounidense la aprobación de fondos para el estudio de un viaje a
Marte, con el fin de poder obtener mayores fondos en sus investigaciones de
2 Estudio de las misiones más representativas
12
propulsión avanzada, anteriormente descritos. El senado da luz verde al
proyecto bajo la supervisión de la NASA. Es el primer estudio de un viaje a
Marte por parte de la NASA.
La misión consistía, en dependiendo del peso, realizar uno o varios
lanzamientos y realizar el ensamblaje de la nave en la órbita terrestre. Dicha
misión estaría integrada por siete tripulantes.
La nave sería acelerada por sistemas nucleares de propulsión y decelerada
por los mismos al llegar a Marte para orbitar alrededor de Marte. Una vez en
orbita dos de los tripulantes descenderían a Marte en un vehículo de
amartizaje.
Una vez transcurrido el periodo de exploración, estos tripulantes despegarán
de Marte utilizando cohetes con sistemas de propulsión química, reuniéndose
con sus compañeros y volviendo a la Tierra de la misma manera que el viaje de
ida.
La NASA, decidió que el 19 de mayo de 1971 la oportunidad de lanzamiento
era óptima por la cercanía entre los dos planetas, reduciendo así la cantidad de
energía requerida en el viaje.
Diseñaron una misión de 420 días de viaje y 40 días de estancia en la
superficie marciana. Este viaje tan corto requería una gran propulsión, y por
tanto un aumento de la cantidad requerida de combustible (hidrogeno líquido
para los cohetes nucleares), con el consiguiente aumento de peso. Pero a
cambio ganaban en seguridad, ya que los riesgos a los que estaría expuesta la
tripulación, debido a la radiación, serían menores. Además consideraban que
los datos que tenía de Marte y de la condiciones del viaje interplanetario eran
demasiado escasas para realizar una larga estancia.
En 1958 el Explorer 1 y 3 detectaron los hoy conocidos cinturones de
radiación de Van Allen. Para reducir el impacto de la radiación en dichos
cinturones de radiación, así como la radiación de los sistemas de propulsión
2 Estudio de las misiones más representativas
13
termonucleares durante las operaciones de encendido, y de las largas
llamaradas solares, se pensó en alojar a la tripulación en un baúl cilíndrico
altamente blindado. La tripulación también dormiría en ese baúl blindado,
reduciendo aproximadamente en ocho horas al día la exposición a la radiación
cósmica.
Se determino que si se pudiesen evitar llamaradas solares de tipo M durante
el viaje de 420 días, y se pusiese como límite la exposición a una radiación
inferior a 100 REM (Roentgen Equivalent Man), harían falta 21 toneladas de
blindaje. Si no se pudiese evitar una llamarada solar de tipo M durante el viaje,
el blindaje ascendería hasta las 74 toneladas.
Viendo el gran peso que supone un buen blindaje, se llego a la conclusión
que cuanto más tiempo durase el viaje existiría un mayor riesgo de verse
afectados por la radiación, y por tanto habría que aumentar el peso de la nave
en blindajes. Por ello estimaban que un viaje corto, pese a tener que utilizar
una mayor cantidad de combustible y por consiguiente un aumento de peso,
era más económico en términos de peso que el de un blindaje que estuviese
diseñado para una misión de larga duración y que permitía en principio ahorrar
en combustible. Esto es lo que se denomina hoy en día como misión oppositonclass.
Al final obtuvieron un diseño de una nave de 600 toneladas, con propulsión
termonuclear y que realizando el viaje en 420 días la tripulación no estuviese
sometida a una dosis de radiación superior a 100 REM.
De esta misión, hemos considerado que las ideas más relevantes y cuya
utilización hoy en día son más factibles para modelar nuestra misión son:
La utilización de sistemas de propulsión termonucleares en vez de
químicos para reducir la cantidad de peso necesario de combustible.
La creación de un baúl blindado en el interior de la nave para proteger
de la radiación a los tripulantes durante zonas de mayor riesgo, como
2 Estudio de las misiones más representativas
en los cinturones de
solares y
14
radiación de Van Allen, en largas llamaradas
en operaciones de los sistemas termonucleares de
propulsión. También, sería recomendable que la tripulación estuviese
en dicho baúl blindado cuando estuviesen durmiendo., reduciendo así
la dosis total de radiación recibida.
Aunque en la misión Lewis se planifica un viaje total de poca duración,
es decir una misión Opposition-class, para que la nave pese menos, ya
que aunque se deba aportar mayor peso de combustible, el peso del
blindaje será menor. Hoy en día, sabemos que un blindaje pesado no
tiene porque ser más efectivo que un blindaje ligero. Es más, se está
descubriendo que un blindaje con materiales ligeros, como polímeros,
son mas efectivos que los blindajes de alto peso atómico como el
plomo. Por tanto no consideramos que la idea de un viaje corto pueda
reducir el peso de la misión.
La idea de concebir dos naves en la misión. Una de transporte
interplanetario y la otra, más pequeña y de menor peso para descender
a la superficie marciana.
2.2.2.1 Cometarios sobre misiones de tipo Conjunction-class y Opposition
class.
Nos ha parecido oportuno explicar en un mismo punto las diferencias entre
la misión de Von Braun y la de Lewis, ya que son las dos misiones tipo que se
pueden dar al configurar una misión a Marte.
Hemos visto que la diferencia fundamental entre las dos misiones es que la
de Von Braun es una misión conjunction-class y la de Lewis es una misión
opposition-class.
La misión opposition-class tiene una transferencia de la Tierra a Marte de
baja energía y una transferencia de retorno de alta energía, estando en Marte
2 Estudio de las misiones más representativas
15
normalmente menos de 30 días. La duración total de la misión suele estar
entorno a los 600 días.
1-Salida de la Tierra
2-Llegada a Marte
3-Tras
una
estancia
de
aproximadamente 500 días salida
de Marte
4-Llegada a la Tierra
La misión conjunction-class es aquella que esta tipificada como viajes de
transferencia de baja energía, siendo la duración de cada trayecto de unos 6
meses y la permanencia en Marte de unos 500 días para que se vuelva abrir la
ventana de regreso de un viaje de baja energía. La duración total de la misión
suele estar entorno a los 1000 días.
Cada 26 meses se abre una ventana de una transferencia interplanetaria de
poca duración (6 meses) y de baja energía. En algunas ventanas, Marte está
más lejos de la Tierra que en otras. Es decir, dentro de las ventanas de baja
energía, unas son más favorables que otras, pudiéndose necesitar una
aumento de aproximadamente un 60 % de combustible entre la mejor y la peor
oportunidad. Estas oportunidades van oscilando en un ciclo continuo de casi 15
años. Es decir, si alrededor del año 2000 hubiese sido la oportunidad más
favorable, esta oportunidad no se volvería a repetir hasta alrededores de 20132016.
2 Estudio de las misiones más representativas
16
Por tanto la fecha de lanzamiento no es algo trivial como se hubiese podido
pensar en un principio.
1-Salida de la Tierra
2-Llegada a Marte
3-Tras
una
estancia
de
aproximadamente 30 días salida de
Marte
4-Llegada a la Tierra
Las misiones oppositon-class necesitan por tanto más combustible al
realizar un viaje de regreso de alta energía. Esto supone que para una misma
misión con la misma nave, una misión opposition-class necesitaría más de 10
veces de combustible que una misión conjunction-class, aumentando
considerablemente el peso total de la nave.
Por todo esto, los planes conjunction-class son más favorables. Pero
conllevan una mayor duración de la misión que ofrece problemas importantes,
como una mayor exposición a la radiación, y una mayor complejidad al tener
que posibilitar la supervivencia de una tripulación en órbita o en la superficie
marciana durante más de 500 días.
2 Estudio de las misiones más representativas
17
2.2.3 Misión Stuhlinger
“Concept for a Manned Mars Expedition with Electrically Propelled
Vehicles”
Esta misión se desarrollo en 1962, después que el ruso Yuri Gagarin fuese
el primer hombre en realizar una orbita completa a la tierra. En esta época la
administración de Kennedy, tras esta “derrota” enmarcada dentro de la guerra
fría entre Estados unidos y la Unión Soviética, instó a la NASA a poner un
hombre en la luna antes de que finalizasen los años sesenta.
Por consiguiente, la guerra fría dio pie a las personas de la NASA que
soñaban con llegar Marte, en preparar planes para pisar el planeta rojo, como
paso siguiente a la Luna.
Con este marco, nace la misión de Stuhlinger, en el que idea la concepción
de una misión integrada por 5 grandes naves de dos tipos diferentes, con tres
tripulantes en cada una. Con el fin de que, al igual que en la misión de Von
Braun, se incrementase la seguridad de la tripulación a través de la
redundancia.
Stuhlinger, diseño la misión para que aún fallando dos naves, la misión
pudiese continuar con tal que no fuesen dos naves del mismo tipo. Y pese a
fallar cuatro de las cinco naves, la quinta nave pudiese regresar con los 15
tripulantes.
Cada una de las tres naves de tipo A llevaría una nave auxiliar de
amartizaje. Una vez en la orbita marciana, se procedería al amartizaje de la
primera nave auxiliar de cualquiera de la naves de tipo A. Si fuese un éxito el
amartizaje, los tripulantes descenderían a Marte en la segunda nave auxiliar. Si
por el contrario, la primera nave auxiliar fallase en el primer intento, se probaría
2 Estudio de las misiones más representativas
18
otra vez con una segunda nave y si esta sí tuviese éxito, los exploradores
descenderían en la tercera nave auxiliar.
Los exploradores estarían en la superficie de Marte durante 29 días, al cabo
de los cuales ascenderían en la misma nave auxiliar utilizase para el descenso.
Si esta fallase aún tendrían la posibilidad de utilizar las otras naves auxiliares
utilizadas de prueba anteriormente.
También introdujo la idea de un refugio blindado de 2,8 metro de diámetro y
1,9 metros de altura en la cabina de la tripulación, donde se podrían alojar
confortablemente los tres tripulantes y en caso de emergencia podrían caber
las 15 personas que integraban en total la misión. La tripulación viviría en el
refugio blindado durante 20 días, al atravesar el cinturón exterior de Van Allen.
Stuhlinger es uno de los pioneros en la investigación de sistemas de
propulsión eléctricos, y fueron estos los escogidos para su misión. Los
sistemas de propulsión eléctricos aplican electricidad al combustible (por
ejemplo el cesio), convirtiendo sus átomos en iones positivos. Eso se consigue
eliminando un electrón de cada átomo de cesio, dándole una carga positiva. Es
entonces cuando el sistema “aprieta” los iones de cesio y los “lanza” a gran
velocidad. La propulsión eléctrica proporciona una pequeña aceleración
constante, consumiendo menos combustible que los sistemas termonucleares y
químicos.
Los dos propulsores eléctricos los puso en el centro de rotación de la nave,
unidos mediante una barra. Los propulsores giraban en sentido contrario al
sentido de rotación de la nave, para que estuviesen apuntando en la dirección
deseada.
Estos dos propulsores eléctricos estaban alimentados por 20 MW cada uno.
Esta electricidad estaba generada por una turbina movida por un fluido
calentado por un reactor nuclear. El reactor estaba situado al lado opuesto de
la cabina de tripulación para evitar en lo máximo de lo posible la radiación a los
2 Estudio de las misiones más representativas
19
tripulantes y de actuar de contrapeso en la rotación de la cabina, la cuál giraba
a 1,3 rpm, proporcionando una gravedad de una décima parte de la gravedad
terrestre.
Haciendo un cálculo simple para hacernos una idea de las dimensiones de
la nave, obtenemos que el radio de rotación para conseguir una gravedad
artificial de 0,981 m / s es de 52,9 metros.
 1,3 * 2π 
Ya que si anormal= w *R 0,981= 
 * R R=52,932 metros.
 60 
2
2
Para reducir el radio y conservar la misma gravedad artificial, se podría
aumentar la velocidad de rotación, pero a grandes velocidades de giro el efecto
coriolis se agudiza, reduciendo así la confortabilidad de los tripulantes, que
cuando quisiesen avanzar recto lejos del centro de rotación, tenderían a
desviarse y girar la cabeza podría producir nauseas.
De esta misión, hemos considerado que las ideas más relevantes y cuya
utilización hoy en día son más factibles para modelar nuestra misión son:
La posible utilización de sistemas de propulsión eléctricos que
consumen menos combustible que los sistemas de propulsión
termonucleares y químicos, ahorrando así en peso. El gran
inconveniente de los sistemas de propulsión eléctricos es su baja
fuerza de empuje. En la sección de la elección de sistemas de
propulsión,
comentaremos
más
en
detalle
las
ventajas
e
inconvenientes de los diferentes sistemas de propulsión.
La concepción de una misión con varias naves para obtener una mayor
seguridad.
La concepción de la utilización de naves auxiliares de descenso a la
superficie marciana, para no tener que amartizar la gran nave principal,
que daría lugar a la utilización de grandes cantidades de combustible
para aterrizar y volver a despegar para el viaje de regreso.
2 Estudio de las misiones más representativas
20
El diseño de un cobijo blindado para protegerse de la radiación en
situaciones de mayores riesgos.
La idea de crear gravedad artificial mediante la rotación de la nave. (En
esta misión una gravedad artificial de una décima parte de la gravedad
terrestre).
Valoración de la misión de Stuhlinger:
Stuhlinger apoyo el uso de sistemas de propulsión eléctricos, ya que al
consumir menos combustible que los sistemas de propulsión termonucleares y
químicos, aligeraban el peso total de la misión y por tanto se abarataba la
misión. Aún así no nos parece que tomo la mejor opción. Pese a que los
sistemas de propulsión electrodinámicos posean un elevadísimo impulso
específico, aportan una bajísima fuerza de empuje, con lo que el viaje
interplanetario se alargaría. Esto supondría una mayor exposición radiactiva
interplanetaria, y pese a que Stuhlinger diseño un cobijo blindado para proteger
de la radiación espacial a la tripulación, hoy en día sabemos que es
prácticamente imposible proporcionar el suficiente blindaje para proteger a la
tripulación de los rayos cósmicos galácticos (RCG). Ya que la interacción de los
RCG con los propios materiales de blindaje produce una radiación secundaría
que también es perjudicial. Por tanto, a la hora de seleccionar nuestro sistema
de propulsión hemos de valorar no sólo los aspectos económicos sino también
los aspectos de seguridad y bienestar de la tripulación. Primando éstos últimos
sobre los intereses económicos.
2.2.4
Misiones
EMPIRE
(Early
Manned
Planetary-Interplanetary
Roundtrip Expeditions)
Estas misiones surgen en la década de los sesenta, donde el máximo
empeño de las agencias aeroespaciales estaba en poner un hombre en la
Luna.
2 Estudio de las misiones más representativas
21
La NASA, como ya se ha mencionado antes, pensaba que el siguiente paso
lógico después de tocar la Luna sería poner hombres en Marte. Pero para ello
requerían conocer más detalles sobre Marte sin que supusiera poner, por el
momento, ningún hombre en su superficie, ya que aún estaban trabajando en
intentar que el hombre llegase a la Luna.
El astronomo italiano Gaetano Crocco abrió el camino a la elaboración de
las misiones denominadas “flyby” que, con modificaciones, serían englobadas
por el sobrenombre EMPIRE, que clasifica a estas misiones como misiones
anteriores a las misiones tripuladas.
La misión “flyby” de Crocco consistía en mandar una nave tripulada que
pasase lo suficientemente próximo a Marte, para realizar una buena
exploración visual. Lo que difiere este concepto, con las misiones concebidas
anteriormente, es que la nave no orbitaría alrededor de Marte y los tripulantes
no descenderían a la superficie marciana. Con ello se lograba un ahorro de
más de la mitad de energía necesaria para realizar el viaje, ya que no era
necesario decelerar la nave para orbitar alrededor de Marte y tampoco requería
combustible para aterrizar y despegar del planeta rojo. Todo esto provocaba
una disminución drástica de peso, pudiéndose realizar el viaje completo en
aproximadamente un año.
Hubo muchas figuras relevantes en el mundo aeroespacial que se oponían a
este tipo de misiones, como por ejemplo Maxime Faget, principal diseñador de
la
cápsula
Mercury
(cápsula
empleada
por
el
primer
astronauta
estadounidense, Alan Shepard), afirmó que pese a que las misiones “flyby”
exigían menos energía, también se obtendría el menor valor científico de estos
viajes, y que una exploración simplemente visual no aportaría más que
cualquier sonda que funcionase apropiadamente
Cuando Faget dijo una sonda que funcionase apropiadamente, hay que
fijarse en detalle en la palabra apropiadamente, ya que en esa época la
fiabilidad de las sondas no eran elevadas, y muchas de ellas se estropeaban
2 Estudio de las misiones más representativas
22
durante el viaje a su objetivo, lo que fue utilizado por los defensores de las
misiones “flyby” para mandar las sondas en las bodegas de las naves “flyby”, y
así los tripulantes podrían revisar y mantener en buen estado las sondas hasta
depositarlas en las proximidades de Marte.
Para llegar a un término medio se paso a las “flyby orbitales”. Son misiones
en las que no se desciende a la superficie marciana, pero en vez de pasar al
lado de Marte, se orbita alrededor de él. Dando lugar a las definitivas misiones
EMPIRE.
Los estudios de las misiones EMPIRE tenían tres objetivos principales:
o Estudiar la creación del cohete Nova (El cohete Nova sería el siguiente
paso evolutivo de los cohetes Saturn, que eran la evolución de los
anteriores cohetes Júpiter, utilizados para el lanzamiento del satélite
Explorer 1).
o Desarrollar la propulsión nuclear.
o Investigar en conceptos necesarios para realizar las misiones “flyby
orbitales”.
La misión “flyby-orbital” que más nos puede interesar, por sus novedosas
ideas, es la elaborada por la compañía General Dynamics, dirigida por Krafft
Ehricke, integrante del equipo de Von Braun, que tras haber trabajado en
Peenemünde para el mando Nazi durante la segunda guerra mundial, se fue a
Estados Unidos en 1945 con Von Braun, pero abandonó el equipo en 1953
para trabajar en General Dynamics.
Valoración de las misiones EMPIRE:
En la actualidad, este tipo de misiones carecen de sentido, ya que con los
actuales avances tecnológicos es más económico, fiable, seguro y lógico enviar
una sonda automatizada para desempeñar las labores de observación.
2 Estudio de las misiones más representativas
23
2.2.5 Misión General Dynamics
Plantean una misión de 450 días en la orbita marciana. Estiman que el
lanzamiento debería ser en marzo de 1975.
La novedad de este proyecto es la estandarización de las naves. La misión
estaría compuesta por naves estandarizadas, formando un “convoy”. El convoy
estará compuesto como mínimo de una nave habitacional y dos naves de
servicio. Las naves al ser estándar, se consigue un aumento de seguridad al
poderse reemplazar los sistemas y piezas averiadas de la nave habitacional,
por las mismas piezas de las naves de servicio. El único inconveniente, es el
considerable aumento de peso de la misión.
Utilizarían diferentes fases de propulsores nucleares en cada una de las
maniobras principales. Después de la utilización cada fase, ésta sería
eyectada.
Las fases serían las siguientes:
El motor M-1 realizaría la primera maniobra. Escapar de la orbita
terrestre.
El motor M-2 realizaría el frenado de la nave en las proximidades de
Marte, para que la gravedad de Marte, atrapase a la nave en su orbita.
El motor M-3 propulsaría la nave fuera de la órbita marciana.
El motor M-4 frenaría la nave en la Tierra, al final de la misión.
Entre el motor M-4 y la cabina de la tripulación, estaría un módulo de casi
23 metros, que tendría la doble misión de proteger a los tripulantes de la
radiación y de aumentar el radio de giro, para no tener que girar a elevadas
revoluciones para conseguir la gravedad artificial deseada. Se opto por conferir
una gravedad de una cuarta parte de la gravedad terrestre, con una rotación
inferior a 5 rpm., ya que por encima de este límite se empeora mucho el confort
de los tripulantes.
2 Estudio de las misiones más representativas
24
Como hemos comentado anteriormente, a medida que se fuesen utilizando
los motores, se irían eyectando, disminuyendo así la longitud de cada nave y
por tanto el radio de giro, debiéndose aumentar la frecuencia de giro para
obtener la misma gravedad artificial.
Por ejemplo, antes de eyectarse el M-1, el centro de giro estaría situado en
la popa del M-2, a 128 metros de la proa de la nave, y después de eyectarse el
M-1, el centro de rotación estaría situado a 80,77 metros de la proa.
Luego
para
obtener
una
gravedad
artificial
de
g
4
= 2,45 m
,
s2
necesitaríamos una velocidad de giro de:
W=
2.45
= 0,174 rad → W = 1,66rpm .
s
80,77
Muy similar a la velocidad de giro elegida por Stuhlinger en su misión (diseñó
su nave para que girando a 1,3 rpm tuviese una aceleración artificial de g
10
)
Pero el problema de seguir teniendo esta gravedad artificial en el viaje de
regreso no era trivial, ya que se habrían eyectado M-2 y M-3, habiéndose
reducido mucho el radio de giro, y no pudiéndose aumentar la velocidad de giro
en más de 5rpm para garantizar el confort de los tripulantes.
Para solucionar el problema se propuso la unión de una nave de servicio a la
popa de la nave habitacional, para que así el centro de giro se desplazase
,lógicamente, a la unión de ambas naves, aumentando así el radio de giro a
una distancia lo suficientemente grande para no sobrepasar las 5 rpm de
velocidad de rotación.
La expedición estaría formada por 8 personas y en cada nave habría una
nave auxiliar cónica de reentrada a la Tierra, como la utilizada en la misión
Apollo. Este tipo de reentrada se clasifica reentrada estilo Apollo en las futuras
misiones. Los tripulantes se introducirían en la nave auxiliar de reentrada a la
2 Estudio de las misiones más representativas
25
Tierra, de aspecto cónico y se eyectarían, encendiendo inmediatamente
después los retropropulsores, para una reentrada más segura. Mientras la nave
habitacional seguiría su rumbo, pasando al lado de la Tierra.
Para llevar a cabo este proyecto, se hacia indispensable la creación de un
cohete post-Saturn, que pudiese transportar 450 toneladas, para que solo
hiciesen falta dos lanzamientos de estos enormes cohetes y un solo
ensamblaje en la orbita terrestre para formar cada nave.
Téngase en cuenta que los cohetes Saturn “solo” podían poner en órbita 91
toneladas, y que el cohete Nova (el que seguiría al cohete Saturn, en el
proceso evolutivo), que aún estaba en diseño, pretendía poder elevar 227
toneladas. Estas limitaciones de lanzamiento suponían, ya por aquel entonces
y hoy en día también, un problema que obligaba a una mejora y un gran
desarrollo de los actuales cohetes. Ya que con los actuales cohetes existentes
en esos días, hubiesen hecho falta 8 lanzamientos y 7 ensamblajes en la órbita
terrestre para formar una sola nave, lo que complicaba y encarecía mucho la
misión de General Dynamics.
De esta misión, hemos considerado que las ideas más relevantes y cuya
utilización hoy en día son más factibles para modelar nuestra misión son:
La utilización de naves de servicio estandarizadas para incrementar la
seguridad de la misión, mediante el posible recambio de piezas
estropeadas en la nave principal, por piezas en buen estado de las
naves de servicio.
La idea de eyectar fases ya utilizadas para disminuir progresivamente
el peso de la nave, disminuyendo así la energía necesaria en las
sucesivas maniobras.
La utilización de sistemas termonucleares de propulsión.
La reentrada terrestre de una nave auxiliar de retorno más pequeña,
para no tener que decelerar toda la nave principal. (Reentrada tipo
Apollo).
2 Estudio de las misiones más representativas
26
2.2.5.1 Cometarios de misiones las misiones “Flyby”.
Hoy en día se están realizando numerosos estudios de viajes “Flyby-puros”
para la utilización de una misma nave en numerosos viajes Tierra-Marte y
Marte-Tierra. Es decir serían como un puente aéreo, similar al puente aéreo
Madrid-Barcelona.
Pero lo mejor de todo, es que sólo haría falta, en teoría, una sola primera
propulsión de la nave reutilizable para ir por primera vez a Marte, ya que los
circuitos Marte-Tierra, Tierra-Marte posteriores, se realizarían sin necesidad de
propulsión, al realizarse por resonancia, al ser estos viajes de trayectoria
balística que
aprovechan la gravedad de los planetas para realizar estos
circuitos.
Estas trayectorias se conocen comúnmente como “Ciclos de Aldrin”, aunque
se ha demostrado que estas trayectorias estudiadas por Aldrin en 1985, no son
más que casos especiales de una familia mayor de trayectorias elaboradas por
McConaghy.
La proposición de Aldrin consistía en dos naves, denominadas “ascensores
de subida y de bajada”, que simultáneamente “subían” a Marte y “bajaban” a la
Tierra con un tiempo de transferencia de aproximadamente 5 meses cada uno.
Las trayectorias de Aldrin son predominantemente balísticas en naturaleza, y
nunca, excepto en la puesta en marcha (primera propulsión), necesita cualquier
maniobra más allá de las correcciones a mitad de ciclo, ya que el ciclo de Aldrin
requiere propulsiones correctivas en 3 de cada 7 ciclos.
2 Estudio de las misiones más representativas
27
Figura 2-1 Ciclo Balístico de Aldrin (Aldrin 1985)
Como habíamos comentado anteriormente en el “flyby-puro” propuesto por
el astrónomo italiano Crocco, las naves flyby no orbitaban en los planetas de
destino, con lo que se hace necesario una nave “taxi”, para hacer una
aproximación a las naves “ascensores” y así traspasarse la carga entre las dos
naves, para que la nave ”taxi” pudiese depositar la carga en la orbita marciana,
o en la propia superficie marciana, y las naves “ascensores” pudiesen repostar.
Pero dado que estas ventanas de aproximación son muy pequeñas, y las
velocidades de las naves “ascensores” son elevadas al paso por Marte y la
Tierra, se complica mucho las misiones de traspaso de carga y de repostar de
las naves “ascensores”, y si la oportunidad de carga o descarga no se realiza,
se pierde la oportunidad durante 26 meses, algo que puede ser crítico para la
misión.
2 Estudio de las misiones más representativas
28
Por tanto, la trayectoria ideal sería aquella que combinase el máximo de
operaciones de baja energía
y tuviese un tiempo de transferencia
interplanetaria bajo, al igual que una baja velocidad de encuentro con cada
planeta.
Para intentar lograr estos objetivos surgen dos posibles soluciones:
Ciclos “flyby-stopover”
Ciclos “powered”.
Los ciclos “flyby-stopover” sólo se pueden emplear en trayectorias muy
concretas denominadas “Ciclos stopover”, para conseguir ventanas de
intercambio de carga de mayor duración, y así aunque sigan teniendo grandes
velocidades de paso las naves “ascensores”, las operaciones de aproximación
se podrán hacer con más “calma” y se tendrán más oportunidades de
acoplamiento.
Pese a poder seguir utilizando la misma nave para los diferentes viajes, su
operación adquiere una tremenda complejidad, que disuade de su utilización.
Además deben realizarse dos grandes maniobras en cada destino, de captura
(orbitar) y de salida (de la orbita, para ir al siguiente destino), lo que lleva a un
gasto enorme de combustible, aumentando así la masa de la nave y la
necesidad de repostar en casi en cada ciclo.
Los ciclos “powered” son el resultado de la búsqueda de un equilibrio entre
los viajes “flyby-puros” y los “flyby-stopover”. Buscan un viaje balístico para
emplear la mínima propulsión posible, mediante viajes que aprovechen
influencias gravitacionales y disminuyendo los incrementos de velocidades
aportados a la nave, alargando el viaje en aproximadamente un mes, es decir,
un viaje de aproximadamente 6 meses, para obtener así unas velocidades de
aproximación mucho menores, con lo que las operaciones de captura no
necesitan
tanto
combustible
(naves
más
ligeras).
Estos ciclos requieren estancias de unos 500 días una vez que han llegado a
Marte para que se vuelva a dar una oportunidad de regreso de baja energía.
2 Estudio de las misiones más representativas
29
Estos viajes son los comúnmente conocidos, y ya explicados anteriormente,
misión de tipo cojuction-class.
Lo que no resulta muy lógico es que tras realizar un viaje “flyby-orbital”,
como es el caso de la misión de General-Dynamics, en el que se ha realizado
las principales maniobras de amartizaje, excepto el del propio descenso a la
superficie, éste no se lleve a cabo. Es decir, el mayor gasto de combustible en
un amartizaje esta en las maniobras de captura orbital del planeta, por tanto no
estimamos oportuno que tras el esfuerzo realizado en conseguir orbitar
alrededor de Marte no se produzca un amartizaje, ya no de la nave principal,
que al poseer una gran masa habría falta un elevado consumo de combustible
en la utilización de los retropropulsores, sino el amartizaje de una nave auxiliar
de descenso, de menores dimensiones y peso.
2.2.6 Misión Hammock y Jackson
Esta misión fue propuesta unos años más tarde por un equipo perteneciente
a Faget, quien había sido nombrado director de MSC (Manned Spacecraft
Center).
La idea principal es el empleo de un viaje “flyby-orbital”, pero esta vez la
nave principal llevaría integrada una nave auxiliar más pequeña, de descenso a
la superficie marciana. Una vez la nave estuviese en la órbita marciana, tres
exploradores descenderían a la superficie marciana y estarían ahí cuarenta
días. Volviendo a ascender en una nave de ascenso que formaba parte de la
nave de descenso y se acoplarían a al nave principal.
El problema de esta misión era que se desconocía numerosa información de
la atmósfera marciana, por lo tanto hicieron un modelo optimista de lo que
podría ser la atmósfera marciana, estimando que habría una presión de 85
milibares (aproximadamente una décima parte de la presión a nivel del mar en
2 Estudio de las misiones más representativas
30
la Tierra) y fijaron una atmósfera marciana con un 94% de Nitrógeno, 2% de
CO2, 4% de argón y pequeñas trazas de oxigeno y vapor de agua.
Hoy en día sabemos que la presión marciana oscila entre 7 milibares,
equivalente a la presión terrestre a una altura de 35 Km, y que su atmósfera
está compuesta por un 95,32% de CO2, un 2,7% de argón, un 1,6% de
Oxigeno y un 0,03% de trazas de vapor de agua).
Con esas suposiciones, la empresa Aeronutronic diseñó una nave auxiliar de
descenso/ascenso cónica, que una vez que se hubiese separado de la nave
principal, se orientaría con la punta hacia la superficie marciana y encendería el
propulsor de descenso. Aeronutronic, estimó que la fricción con la atmósfera
elevaría la temperatura de la punta de la nave hasta unos 3000 grados
Fahrenheit. A Mach 1,5, entre los 25000 y 30000 metros por encima de Marte,
se abriría un paracaídas, orientándose la nave con la punta mirando al cielo y
volviéndose a encender por segunda vez el propulsor para frenar el descenso,
cuando esto ocurriese se desengancharía el paracaídas. El propulsor tendría
combustible suficiente para estar encendido durante 60 segundos en el aire,
antes de que la nave tocase tierra sobre sus cuatro patas de aterrizaje.
A continuación reproducimos un boceto del descenso y ascenso de la nave
de exploración marciana, sacado de la oficina de futuros proyectos del centro
George C. Marshall Spaceflight Center correspondiente a la NASA:
2 Estudio de las misiones más representativas
31
Figura 2-2 Descenso misión Hammock and Jackson. NASA
El ascenso se realizaría en una nave de ascenso pequeña y de forma
cónica, que estaría integrada en la nave de descenso. La forma cónica de la
nave disminuiría la fricción con el consiguiente ahorro de energía.
2 Estudio de las misiones más representativas
32
Figura 2-3 Ascenso misión Hammock and Jackson. NASA
Valoración de la misión Hammock y Jackson:
Lo más interesante del estudio realizado por Hammock y Jackson es el
estudio de peso de un viaje convencional y un viaje flyby, y la diferencia de
peso necesario en un frenado para aparcar en la orbita marciana, realizado por
propulsores químicos y nucleares.
Los estudios determinaron que si no se realizaba el viaje en modo flyby, el
peso de la nave con propulsores químicos pesaría en la orbita terrestre 1100
toneladas y si el viaje fuese flyby con propulsores químicos, la nave pesaría
900
toneladas.
Y si se realizase el frenado de la nave con un sistema de propulsión nuclear,
éste pesaría 270 toneladas, mientras que si el frenado se hiciese por un
sistema de propulsión químico, éste pesaría 900 toneladas.
De esta misión, hemos considerado que las ideas más relevantes y cuya
utilización hoy en día son más factibles para modelar nuestra misión son:
2 Estudio de las misiones más representativas
33
La utilización de sistemas termonucleares de propulsión para ahorrar
peso.
La opción de utilizar una nave de descenso/ascenso integrada en la
nave principal, y que al ser más pequeña, menos pesado y de forma
cónica, reduce la cantidad necesaria de combustible para realizar el
amartizaje.
La utilización de paracaídas para frenar y girar la nave en la atmósfera
marciana.
2.2.6.1 Cometarios sobre la importancia de la forma de la nave
En la misión Hammock y Jackson, veíamos cómo la empresa Aeronutronic
utilizaba una nave auxiliar de ascenso/descenso de tipo cónico para disminuir
la fricción en la atmósfera marciana, obteniéndose un menor incremento de
temperatura por fricción en el descenso a la superficie marciana y un ahorro de
combustible en el ascenso a la órbita marciana. Esto condujo a la NASA a la
realización de estudios de la forma de la nave principal para conseguir frenar la
nave interplanetaria mediante un aerofrenado en la atmósfera superior de
Marte.
Estos estudios revelaron que una nave con forma cónica en la punta, con un
cuerpo cilíndrico y que realizase un aerofrenado en Marte, podía llegar a ser 3
veces más ligera que una nave que necesitase propulsores de frenado.
La pega de estos estudios es que se realizó con la mismo modelo atmosférico
ideado por la empresa Aeronutronic, atmósfera que hoy en día sabemos que es
diez veces menos densa. Pero aún así, la idea de un aerofrenado sigue siendo,
a día de hoy, muy útil para el diseño de nuestra misión, con el fin de reducir
peso.
Otra idea, comúnmente adoptada en las misiones EMPIRE es la utilización
de una nave pequeña de reentrada terrestre, mientras la nave principal es
abandonada en el espacio. Con esto conseguimos un gran ahorro de
combustible al sólo tener que decelerar la pequeña nave de reentrada.
2 Estudio de las misiones más representativas
34
2.2.7 Misión Boeing
En 1968 la compañía Boeing hace público su estudio encargado por la
NASA de una nave propulsada por sistemas nucleares. Como en los estudios
de las misiones EMPIRE, la minimización de peso debido al ahorro de
combustible por la utilización de propulsión nuclear dio pie a diseños de naves
más grandes. La nave de 175 metros que propuso Boeing marco el apogeo de
diseños de naves majestuosas. El coste estimado de la misión era de 29 mil
millones de dólares.
La nave incluía un módulo de mando de 33 metros y de 127 toneladas. Los
142 metros restantes lo constituían cinco módulos primarios de propulsión
constituidos por motores NERVA alimentados por 174 toneladas de hidrógeno
líquido, que darían un empuje de 88500 Kg. El peso total de la nave estaría
entre 1000 y 18800 toneladas, dependiendo de la oportunidad de lanzamiento.
Los tres primeros módulos de propulsión propulsarían la nave rumbo a
Marte, el cuarto módulo de propulsión frenaría la nave para que la gravedad
ejercida por Marte capturase la nave en su orbita, y por último, el quinto
módulo, propulsaría la nave de regreso a la Tierra. En las proximidades de la
Tierra, los seis astronautas, se eyectarían en una nave auxiliar de reentrada
que haría un reentrada tipo Apollo, realizando un amarizaje, mientras que la
nave principal se dejaba a la deriva en el espacio rumbo al sol.
Boeing, propuso seis lanzamientos de cohetes Saturn V mejorados, para
poner en orbita los elementos de su nave que posteriormente se ensamblarían
en la órbita terrestre. Para el lanzamiento de estos cohetes mejorados, que
podrían poner, a una órbita de 400 Km, 250 toneladas de carga, se propuso la
creación de otra plataforma de lanzamiento en la base de Kennedy Space
Center , la 39C, así como la mejora de las plataformas de lanzamiento, ya
existentes, 39 A y B.
La empresa Boeing detecto entre los años 1978 y 1998, nueve
oportunidades para realizar un viaje flyby aprovechando un paso cercano a
2 Estudio de las misiones más representativas
35
Venus, una oportunidad para una misión de tipo conjunction-class, y cinco
oportunidades para realizar un viaje de tipo opposition-class. La misión
conjuction-class duraría 900 días, mientras la opposition-class y la flyby
durarían entre 460 y 680 días.
Finalmente se decidió por adoptar una misión de tipo opposition-class, ya
estudiada anteriormente por Lewis.
La nave auxiliar de descenso/ascenso a la superficie marciana (la
denominaremos como nave de exploración marciana) fue diseñada por la
empresa North American Rockwell, el principal contratista del módulo Apollo
Command and Service. La nave de exploración marciana era de forma cónica
como el módulo de Command Apollo. La forma Apollo fue utilizada bajo el
argumento que estaba muy avanzado su diseño y así se minimizarían muchos
costes de un diseño nuevo. Esta nave tendría dos áreas habitacionales, la
correspondiente a la cápsula de ascenso y los laboratorios que incorporaba la
nave de descenso.
A continuación reproducimos un boceto de la nave de exploración marciana,
sacado de la oficina de estudios avanzados de la sección de Ingeniería y
Desarrollo del centro Manned Space Center correspondiente a la NASA:
2 Estudio de las misiones más representativas
36
Figura 2-4 Nave de Exploración Marciana, misión Boeing. NASA
La nave de exploración marciana de la North American Rockwell fue la
primera en disponer de los datos atmosféricos de Marte obtenidos por la sonda
Mariner 4. Pero aún así, el escudo térmico para la protección del calentamiento
producido por la fricción al entrar en la atmósfera marciana, sería el mismo que
el diseñado para la reentrada a la Tierra, que pese a que suponía un
sobredimensionamiento y por tanto un incremento de peso innecesario, al ser
menor la fricción en la entrada a Marte, suponía un ahorro de costes de diseño
de nuevos escudos.
El descenso a Marte sería parecido a un descenso tipo Apollo, en el que a
los 3500 metros se desprendería el globo paracaídas, para conectar los
motores de descenso. En ese instante dos de los tripulantes subirían a los
controles y controlarían el descenso. La compañía propuso usar como
combustibles metano líquido/ oxigeno líquido, ya que daban una gran
2 Estudio de las misiones más representativas
37
prestación y no se descomponen fácilmente ni tienen una gran facilidad para
ebullición. La nave de descenso tendría suficiente combustible para
proporcionar dos minutos de retropropulsión antes de tocar el suelo sobre sus
seis patas.
La máxima aceleración estimada en el descenso sería de 7 veces la
gravedad.
Reproducimos un boceto del descenso, sacado de la página 145 del Vol.4,
del informe presentado por Boeing en 1968.
Figura 2-5 Descenso, misión Boeing. NASA
2 Estudio de las misiones más representativas
38
Una vez transcurrido 30 días de exploración, los astronautas regresarían a la
nave principal en el módulo de ascenso, dejando atrás parte de la nave de
exploración. Los motores de ascenso también utilizarían metano y oxigeno
como combustibles. El dejar parte de la nave de exploración minimiza el peso
de la nave de ascenso, haciendo posible el transporte de hasta 150 Kg. de
muestras marcianas.
De esta misión, hemos considerado que las ideas más relevantes y cuya
utilización hoy en día son más factibles para modelar nuestra misión son:
Uso de motores nucleares NERVA. Estos motores serán explicados
con más detalle en el apartado de selección del sistema de propulsión.
Utilización de modelos ya elaborados con el fin de reducir costes, como
la reentrada a la Tierra y la entrada a la atmósfera marciana usando el
diseño tipo Apollo.
El ascenso de una nave más pequeña para reducir peso.
Comentarios históricos:
Nada más presentarse el proyecto de Boeing, el 30 de enero de 1968,
Vietnam del norte invadió Vietnam del sur. A finales de mayo, y por causa del
contraataque que realizaron el ejército de EE.UU., esté último demandó al
senado de su país 3,9 mil millones de dólares de suplemento, de los cuales 2,9
mil millones irían destinados a la sustitución de 700 helicópteros destruidos en
la contienda.
El 4 de abril de 1968 matan de un disparo a Martin Luther King,
desencadenando una ola de violencia racial a lo largo de todo el país. Ese
mismo mes estudiantes de la universidad de Columbia en Nueva York se
hacen con el control de algunos edificios de la universidad, para protestar por la
guerra de Vietnam.
2 Estudio de las misiones más representativas
39
Todos estos acontecimientos producen una progresión de los cortes
presupuestarios de la NASA. Llegando a un corte presupuestario en 1969 de
casi 1,3 mil millones de dólares respecto al año 1966.
Estos recortes provocan numerosas cancelaciones de proyectos de
investigación. El proyecto NERVA (destinado a la prueba de reactores
termonucleares) se libró milagrosamente de estas cancelaciones.
El 21 de diciembre de 1968, Frank Borman, James Novell, y William Anders,
son los primero astronautas en ser lanzados al espacio utilizando un Saturn V y
los primeros en orbitar la Luna. Finalmente el 20 de julio de 1969 el
comandante Neil Armstrong y el piloto del módulo lunar Edwin “Buzz” Aldrin, se
posaron en la Luna, en el Mar de la Tranquilidad. Aldrin describió el paisaje
como “una desolación magnífica”. Pasadas 21 horas, Armstrong y Aldrin
ascendieron al módulo orbitacional comandado por Michael Collins.
Ese mismo año el Mariner 6 y Mariner 7 fotografían el hemisferio sur
confirmando el panorama desolador que obtuvo Mariner 4 en 1965. Estas
nuevas informaciones disminuían enormemente las posibilidades de vida en el
planeta rojo, quitando gran parte de las motivaciones que habían motivado la
exploración humana de Marte. Esto unido a los recortes presupuestarios sumió
a la NASA en un ambiente pesimista. Pese a que inicialmente se pensaba que
el poner un hombre en la Luna supondría un paso de gigante en la exploración
espacial, hemos de decir a titulo personal que produjo el efecto contrario, ya
que al realizarse lo más deprisa posible la carrera espacial, para ganar la
contienda
a
los
rusos,
EE.UU.
delimitó
muchísimo
sus
proyectos
consiguiéndose unos cohetes de lanzamiento con tan poca potencia que hacía
prohibitivo una misión interplanetaria.
2.2.8 Misión de Paine y Von Braun
El actual director de la NASA Paine y el ilustre científico de misiles Von
Braun, intentaron levantar los ánimos y luchar contra la opinión política,
mediante el diseño de una misión a Marte que fuese barata y sobretodo que
2 Estudio de las misiones más representativas
40
utilizase la tecnología desarrollada anteriormente para alcanzar la Luna y para
otro tipos de viajes, ya que el diseño de nuevas tecnologías se veía imposible
con las reticencias políticas reinantes, y en mi opinión Von Braun pese a que
nunca lo dijo, o al menos no lo he leído en ningún informe, creo que se dio
cuenta que la anterior carrera espacial, dirigida solo a un objetivo, la Luna,
había sido un error y se debía apostar por el desarrollo de una amplía
tecnología que fuese aplicable a misiones de muchas índoles.
La misión sólo diseñaría un hardware específico para Marte que sería el de
la nave de exploración marciana (la nave auxiliar de descenso/ascenso a
Marte).
La misión se compondría de dos nave formada cada una de ellas por tres
propulsores termonucleares NERVA (Von Braun apostaba firmemente por la
continuación del proyecto NERVA) y un módulo en el que viajarían los
astronautas y se encontraba la nave de exploración marciana. La nave estaría
configurada con dos NERVA en los laterales y un cuerpo central formado por
otro NERVA y el módulo de la misión. La nave mediría en total 30,5 metros de
ancho y 82 metros de largo.
Los propulsores y el módulo serían lanzados mediante cohetes Saturn V, y
parte del combustible, comida, agua y la tripulación, de seis personas por nave,
serían transportados por transbordadores espaciales. En la órbita terrestre
cada nave pesaría 725 toneladas de las cuales el 75% era hidrógeno utilizado
cono combustible por los propulsores termonucleares.
Para conseguir el incremento de velocidad necesario para salir de la órbita
terrestre rumbo a Marte se encenderían los propulsores de babor y estribor.
Cuando la nave ya tuviese la velocidad necesaria, estos propulsores laterales
se desacoplarían y regresarían a la órbita terrestre donde serían recuperados
por la estación espacial, que les haría un mantenimiento para que pudiesen
estar operativos para futuras misiones.
2 Estudio de las misiones más representativas
41
A la llegada a Marte de la nave formada por un solo NERVA y el módulo,
habiendo aligerado el peso total hasta las 300 toneladas, deceleraría activando
su propulsor termonuclear para poder orbitar alrededor de Marte. Una vez en la
orbita marciana lanzaría sondas que tomarían muestras de la superficie
marciana y que regresarían a la nave para ser analizadas. Si no existiese
ningún peligro para la tripulación, tres tripulantes descenderían en la nave de
exploración marciana que pesaba 43 toneladas, la otra permanecería de
reserva. Von Braun dijo textualmente que el primer paso del hombre en Marte
no será menos excitante que el primer paso de Neil Armstrong en la Luna.
Los astronautas permanecerían entre 30 y 60 días en la superficie marciana,
y sus objetivos serían:
Entender la geología marciana “porque el origen y la evolución de
Marte es probablemente paralelo al de la Tierra”
Buscar cualquier forma de vida y estudiar el comportamiento de formas
de vida terrestres en el ambiente marciano.
Perforar en busca de agua, ya que sería muy útil para obtener
combustible para el regreso de futuras misiones.
Como en anteriores misiones, al finalizar la estancia, regresarían a la nave
orbital utilizando una nave de ascenso cuya plataforma de lanzamiento sería
parte de la nave de exploración marciana utilizada para el descenso. Una vez
de regreso a la nave, esta pondría rumbo a la Tierra, pasando al lado de Venus
para reducir, mediante la gravedad de Venus, la velocidad de llegada a la
Tierra. Una vez en la Tierra maniobrarían para acoplarse a la estación espacial,
donde la tripulación sería examinada por doctores para comprobar su estado
de salud y ver si transportan agentes patógenos peligrosos para la Tierra.
De esta misión, hemos considerado que las ideas más relevantes y cuya
utilización hoy en día son más factibles para modelar nuestra misión son:
2 Estudio de las misiones más representativas
42
Utilización de propulsores termonucleares.
Recuperación de todos los propulsores y del módulo habitacional,
pudiéndose utilizar para futuras misiones, reduciendo así el coste por
misión.
Salida y reentrada de la Tierra por trasbordadores espaciales, pasando
previamente en el regreso por la estación espacial para verificar la
presencia de cualquier agente patógeno.
Comentarios históricos
Esta misión no consiguió animar o reactivar el interés nacional en un viaje a
Marte, y todos los esfuerzos de la NASA durante los años setenta se
destinaron a la puesta en marcha de los trasbordadores espaciales.
Pese a los excelentes resultados obtenidos en el proyecto NERVA, éste fue
desmantelado en enero del año 1973 por cuestiones políticas. Consideraban
que era peligroso las pruebas nucleares y los costes eran demasiado elevados
para un presupuesto tan recortado como era el de la NASA en aquellos
tiempos.
Mariner 9 fue la primera sonda en orbitar alrededor de Marte, y pudo
observar una de las mayores tormentas de arena que el hombre ha visto en
Marte. Durante esa tormenta gigante que cubría el planeta bajo un manto de
arena e impedía la visualización de la superficie, Mariner 9 estudio las dos
lunas que posee Marte, Deimos y Probos. Un dato curioso que se ha publicado
recientemente, es que Probos, la luna más próxima a Marte, se estrellará
contra el planeta rojo en un futuro lejano por la constante atracción del planeta,
que le va acercando poco a poco.
En diciembre de 1971 la tormenta de arena se disipó y dio pie a una vista
impresionante de Marte, en el que dejo atónitos a numerosos miembros de la
NASA y a la humanidad en general. Mariner 9 mostró un hemisferio sur muy
accidentado, con cráteres, montañas, desfiladeros, etc. Y un hemisferio norte
menos accidentado, es decir un hemisferio más joven. Gracias a estas
2 Estudio de las misiones más representativas
43
revelaciones, se pudo determinar posibles puntos de aterrizaje para las sondas
Viking 1 y 2.
Gracias a los datos obtenidos de los Viking 1 y 2, tanto de la atmósfera
como de la superficie (sólo consiguieron obtener muestras muy superficiales,
en las que detectaron la presencia de calcio, cloro, silicio, hierro y titanio ), se
volvió a despertar el interés por Marte al realizar la NASA, en los años ochenta,
los primeros estudios de la utilización de recursos in-situ en Marte (ISRU en
inglés). A partir de ahora utilizaremos mucho este concepto, y utilizaremos las
siglas en ingles ISRU, In-Situ Resource Utilization, para referirnos a él.
Estos estudios servirán para reducir notablemente el peso de las futuras
misiones, al poder obtener combustibles, agua y oxigeno utilizando recursos
existentes en el ambiente marciano.
Un estudio más detallado de los conceptos del ISRU será descrito en la
misión propuesta por nosotros.
2.2.9 Misión de Singer
Nos ha parecido interesante describir esta misión, ya que establece una idea
novedosa y que habíamos pensado incorporarla como propuesta en nuestro
estudio, pero al realizar el estudio de las misiones precedentes a la nuestra,
nos percatamos que nuestra supuesta idea “original” ya había sido propuesta
en la “propuesta PH-D” por el señor Fred Singer en la conferencia pública de
Marte de1981.
La idea básica consiste en montar la base de operaciones en la luna
Deimos, la más apartada de Marte, para minimizar el peso de la misión lo
máximo posible. Ningún astronauta pisaría Marte en la misión de Singer. Marte
sería explorado durante un periodo de 2 a 6 meses por una veintena de rovers
automatizados y dirigidos por los astronautas desde la base de operaciones. La
ventaja de esto es que los retardos de las comunicaciones Marte-Base serían
de tan sólo 15 segundos.
2 Estudio de las misiones más representativas
44
Una sonda con capacidad de retorno tomaría muestras de la luna interior
Probos, ya que la luna Deimos sería examinada in situ por los seis astronautas.
La expedición de Singer utilizaría propulsores eléctrico solares, en el que
mediante paneles solares se produciría una electricidad que se le comunicaría
al combustible formado por un gas de argón, para que se ionizase el gas y por
efectos electroestáticos este gas se propulsase a gran velocidad, dando una
aceleración a la nave. Los sistemas de propulsión se explicarán con más
detenimiento en el apartado de la elección del sistema de propulsión de nuestra
misión.
El problema de los propulsores eléctricos es que aportan un pequeño
empuje y por ello tarda mucho más tiempo en lograr los incrementos de
velocidades necesarios. Esto supone un problema al pasar por los cinturones
de radicación de Van Allen, ya que la tripulación está más tiempo expuesta a
altos niveles de radiación al paso de estas zonas. Por ello Singer, con el fin de
reducir el tiempo de paso por estos cinturones de radioactividad, configuró una
misión en la que la parte principal de la nave, que era propulsada
eléctricamente, partiría antes de la Tierra y cuando hubiesen pasado los
cinturones de Van Allen, el módulo de la tripulación propulsada por propulsores
químicos, que aportan más velocidad, partiría rumbo a la parte principal de la
nave, donde se acoplarían.
Con la propulsión eléctrica que consume menos combustible, el utilizar el
efecto gravitatorio de Venus para ganar velocidad y cambiar el rumbo sin el uso
de la utilización de combustible, y sin aterrizar la nave en Marte, suponía un
ahorro de 270 toneladas. Singer estimo que el coste de la misión, sin contar el
coste de los propulsores eléctricos, hoy en día aún en experimentación, estaría
entorno a los 10.000 millones de dólares.
De esta misión, hemos considerado que las ideas más relevantes y cuya
utilización hoy en día son más factibles para modelar nuestra misión son:
2 Estudio de las misiones más representativas
45
Uso de la propulsión eléctrica para ahorrar peso de combustible.
Que la tripulación pase los cinturones de radiación de Van Allen con
sistemas de propulsión no eléctricos, para que el paso por estas zonas
de altos niveles de radiación, sea lo más breve posible.
Utilizar el efecto gravitatorio de Venus para disminuir consumos de
combustibles.
Establecer la base en alguna de las lunas de Marte.
Análisis y comentarios de la misión de Singer:
Consideramos atractiva la idea de aterrizar la nave principal en Deimos para
ahorrar combustible a la hora de escapar del efecto gravitatorio que ejerce
Marte para volver a la Tierra. También supondría un resguardo de los posibles
meteoritos que pudiesen colisionar con nuestra nave, si ésta estuviese
orbitando alrededor de Marte. Pero creemos que el hecho de que no exista
ninguna nave auxiliar tripulada a Marte, convierte a la misión de Singer en una
misión totalmente robotizada, y hoy en día no hace falta arriesgar una
tripulación para llevar a cabo este tipo de misiones.
Consideramos que si se asume el riesgo de llevar a una tripulación a Marte,
que como hemos visto existen numerosos riesgos, estos astronautas deben
descender y pisar Marte.
Hoy en día sabemos que el riesgo de la colisión de posibles meteoritos en la
órbita de Marte no es tan elevado como se pensaba antiguamente, y muchos
de ellos se podrían esquivar con los nuevos sistemas automatizados de
pilotaje.
2.2.10 Misión de de la Science Applications Internacional Corporation
(SAIC)
Para ir a Marte, la tripulación de cuatro personas irían en una módulo
interplanetario que rotaría a 3 rpm para conseguir una gravedad artificial de una
cuarta parte de la gravedad terrestre, unido a un módulo denominado módulo
2 Estudio de las misiones más representativas
46
de exploración marciana que consistía en una nave orbital de 17 toneladas,
nave de descenso a Marte de 49 toneladas y una nave de salida de 9
toneladas.
Cuando llegasen a Marte, el módulo de exploración marciana sería el único
en aminorar para descender a la órbita marciana, mientras el módulo
interplanetario quedaría a la deriva. El módulo de exploración marciana
dispondría de una aerofreno de 54 metros de diámetro. El aerofrenado y el
hecho de sólo frenar el módulo de exploración, reducía notablemente el peso
necesario de combustible para frenar.
Cuando estuviesen orbitando alrededor de Marte, tres de los cuatro
tripulantes descenderían a Marte en la nave de descenso, mientras el cuarto
astronauta permanecía en la nave orbital.
Tras haber explorado Marte durante un mes gracias a un rover presurizado,
los tres exploradores ascenderían y se unirían con su compañero en la órbita
marciana, con más de 400 Kg de muestras.
Meses antes se habría enviado desde la Tierra una nave de regreso que
realizaría una trayectoria flyby. Cuando la nave de regreso estuviese próxima a
Marte, los tripulantes embarcarían en la nave de salida y se dirigirían a la nave
de regreso, donde realizarían una maniobra de acoplamiento en la lejanía de la
órbita marciana. (Nos ha parecido oportuno matizar que el acoplamiento con la
nave de retorno es fuera de la órbita marciana, ya que al tener una trayectoria
flyby la nave de retorno, en la que la nave no orbita alrededor de Marte, sólo
tendrían una única oportunidad de realizar correctamente el acoplamiento.)
Una vez que los astronautas llegasen a las proximidades de la Tierra,
embarcarían en una cápsula de retorno y harían una reentrada tipo Apollo.
Dejando a la nave de retorno rumbo al Sol.
De esta misión, hemos considerado que las ideas más relevantes y cuya
utilización hoy en día son más factibles para modelar nuestra misión son:
2 Estudio de las misiones más representativas
47
No frenar la totalidad de la nave en la órbita marciana, para ahorrar
combustible.
Utilizar rovers presurizados para la exploración.
Que la nave de regreso tenga una trayectoria flyby, que minimiza
enormemente la necesidad de combustible. Pero esta idea supone un
riesgo tan elevado que preferimos que nuestra misión sea menos
económica, pero que reúna unas óptimas condiciones de seguridad
para los astronautas.
Que a la Tierra sólo descienda la tripulación con las muestras en una
cápsula pequeña y de poco peso, para no tener que decelerar la nave
entera.
2.2.11 Misión de Bekey
Nos parece oportuno comentar esta misión, ya que es una de las primeras
en las que se empiezan a introducir planes de fabricación de combustibles
utilizando recursos marcianos, lo que anteriormente definimos como ISRU.
El grupo de ingenieros encabezados por Bekey propuso instalar un ISRU en
la luna interior de Marte, Phobos, para la producción de combustibles. Veremos
más adelante que en los años noventa la idea de utilizar ISRU es el eje central
de la mayoría de las misiones. Phobos fue escogido porque se creía que
poseía materiales ricos en agua.
El equipo de Bekey propuso como primera opción el ir a Phobos para
adquirir experiencia y en un segundo viaje ya se descendería a la superficie
marciana. Se enfatizo mucho en la creación de nuevos diseños de cohetes,
que pudiesen transportar una carga más pesada para reducir el número de
ensamblajes en la órbita terrestre.
Bekey halló, que asumiendo una trayectoria opposition-class con un flyby
por Venus para la expedición inicial a Phobos y una trayectoria conjunction-
2 Estudio de las misiones más representativas
48
class para las expediciones de aterrizaje en Marte, supondría que el peso
máximo de la nave destinada a la expedición de Phobos sería igual al peso
mínimo de la nave destinada a la expedición de aterrizaje en Marte, alrededor
de 630 toneladas. Lo que le llevo a tomar la decisión de proponer como destino
del primer viaje la luna Phobos, para así adquirir experiencia.
En el 2004, tres astronautas viajarían a Phobos con un módulo habitacional
preparado para aterrizar en Marte. Este módulo aterrizaría en Marte sin ningún
astronauta, y permanecería deshabitado hasta la próxima misión, en la que ya
se descendería a Marte.
Los tres astronautas de la primera misión probarían una planta piloto de
ISRU en Phobos, y transcurrido un mes retornarían a la Tierra.
En el 2007, cinco astronautas viajarían a Marte y aterrizarían próximos al
módulo habitacional que había sido enviado en la primera misión. Tras
permanecer un año en la superficie marciana regresarían a la Tierra.
En la siguiente expedición cinco astronautas viajarían otra vez a Phobos e
instalarían la primera fase de una planta de producción de combustible y luego
aterrizarían nuevamente en Marte.
La cuarta expedición finalizaría el montaje de la planta de producción en
Phobos, lo que llevaría al establecimiento de un puesto de avanzadilla en
Marte.
Bekey propuso el lanzamiento de los componentes y combustibles de la
nave en lanzaderas mejoradas, las lanzaderas-Z, que incorporarían cuatro
motores principales de las lanzaderas existentes, un tanque externo y dos
cohetes sólidos. El coste de lanzamiento de estas nuevas lanzaderas no se
vería incrementado respecto a las lanzaderas convencionales y podrían
transportar de cuatro a seis veces más de carga. El equipo de Bekey confiaba
en que si se añadiese a las lanzaderas-Z una etapa especifica diseñada para
2 Estudio de las misiones más representativas
49
los viajes a Marte, estas podrían depositar hasta 150 toneladas en la órbita
terrestre.
Con las lanzaderas-Z, sólo harían falta dos lanzamientos para montar la
nave y tres para llevar el combustible. Los astronautas serían llevados de la
Tierra a la nave mediante una lanzadera orbital.
El coste estimado de todo este despliegue suponía un coste optimista de
40.000 millones de dólares por cada uno de los dos aterrizajes en Marte.
De esta misión, hemos considerado que las ideas más relevantes y cuya
utilización hoy en día son más factibles para modelar nuestra misión son:
Instalación de una planta de producción de combustible.
La mejora de los cohetes de lanzamiento para no tener que realizar
muchos ensamblajes.
El transporte a la nave de los astronautas por una lanzadera, ya que
esta es reutilizable y pese a los accidentes como el Challenger, tienen
una tecnología madura.
El envío de un módulo habitacional a Marte en el que se puede utilizar
para varias misiones.
2.2.12 Misión de Semynov y Gorshkov
Esta misión se planeo en el año 1991, en el que gracias a los esfuerzos del
presidente estadounidense Bush y el presidente soviético Gorbachev, en el año
anterior las dos superpotencias aeroespaciales empezaron a querer trabajar
juntas. Y dado que la NASA quería mandar hombres a Marte, algunos
ingenieros rusos empezaron a diseñar planes de viaje a Marte para demostrar
que tenían la tecnología suficiente.
Desde nuestro punto de vista los soviéticos al centrarse en el desarrollo y
montaje
de
la
estación
MIR,
estaban
mejor
preparados
que
los
2 Estudio de las misiones más representativas
50
estadounidenses para realizar un viaje a Marte. Mientras los estadounidenses
habían estado centrados en el desarrollo de las lanzaderas, realizando recortes
presupuestarios en el diseño de nuevos cohetes más potentes y cancelaban
proyectos de propulsión nuclear, como el NERVA en el setenta y tres, los
soviéticos habían desarrollado el cohete Energia que superaba al cohete
estadounidense Saturn V, y habían montado una estación espacial, en la que
habían sido necesario realizar bastantes acoplamientos en la órbita terrestre.
Todo esto daba una cierta ventaja a los soviéticos, que disponían de cohetes
de lanzamiento más potentes y una experiencia de acoplamientos en el
espacio que los estadounidenses no tenían tan desarrollada y que era
imprescindible para un viaje a Marte.
A nuestro modo de ver, los soviéticos ya habrían pisado Marte antes de
2007, si no hubiesen tenido la fuerte crisis económica y política que sufrieron
en la década de los noventa.
Los soviéticos determinaron que la configuración de la nave dependía por
completo en el sistema de propulsión elegida. Descartaron la propulsión
química, ya que decían que con esa propulsión la nave pesaría más de 2000
toneladas en la órbita terrestre. Si se utilizase la propulsión termonuclear, la
nave reduciría su peso hasta las 800 toneladas. Y si utilizaban la propulsión
electricosolar o la electriconuclear, la nave se aligeraría hasta pesar entre 350 y
400 toneladas.
Semynov y Gorshkov defendían en su estudio, que gracias a los más de
cincuenta vuelos realizados en su estación MIR, y a los impecables resultados
de los experimentos de los sistemas de propulsión eléctrica, contaban con la
experiencia necesaria para realizar acoplamientos de la nave en la órbita
terrestre.
Decidieron utilizar sistemas de propulsión eléctricosolares, ya que la opinión
publica, con el accidente de Chernobyl aún reciente (1986) era reacia al
lanzamiento de energía nuclear.
2 Estudio de las misiones más representativas
51
La nave de 355 toneladas, sería lanzada por partes en cinco cohetes
Energia y ensamblada en la órbita terrestre. Los ingenieros proponían paneles
solares de 40 000 metros cuadrados para conseguir 7.6 MW de electricidad en
las proximidades de la Tierra y 3,5 MW al llegar a Marte. Ya que al estar más
alejado Marte del Sol, recibe menos energía solar. Los soviéticos diseñaron
cabinas individuales para los cuatro astronautas, rodeadas por tanques de
agua que servirían para proteger de la radiación a la tripulación cuando
durmiesen.
Al igual que los estadounidenses, durante los años setenta los soviéticos
habían trabajado en el diseño de naves de descenso a Marte con forma cónica,
como hemos visto en las misiones anteriores. Pero en esta misión era cilíndrica
con la punta cónica, una forma escogida para que se acoplase mejor a la
manta de carga utilizada en los cohetes Energia. La nave de descenso a Marte
aterrizaría horizontal, y al igual que en misiones ya comentadas, al cabo de una
semana los dos astronautas que habían descendido a Marte, volverían a
reunirse con sus camaradas gracias a una etapa de ascenso integrada en la
nave de descenso.
Al llegar a Tierra los astronautas descenderían en una cápsula de reentrada
similar al Apollo, pero en vez de amarizar como los estadounidenses (reentrada
tipo Apollo), aterrizarían.
De esta misión, hemos considerado que las ideas más relevantes y cuya
utilización hoy en día son más factibles para modelar nuestra misión son:
Utilización de sistemas de propulsión eléctricosolar por el gran ahorro
de peso que supone. Aunque veremos en nuestro estudio de selección
de sistemas de propulsión, que este sistema ofrece la desventaja de
tener una baja fuerza de empuje.
Una nave de descenso a Marte de forma cilíndrica.
La utilización de cohetes Energia por su mayor potencia.
2 Estudio de las misiones más representativas
52
Rodear las cabinas individuales de los astronautas con tanques de
agua para protegerles mejor de la radiación.
2.2.13 Misiones Stafford
Durante el principio de los noventa, se diseñaron misiones de viaje a Marte
que consideraban como principio básico adquirir práctica en la Luna y utilizar la
estación internacional para efectuar la misión a Marte.
Stafford, astronauta del Apollo 10, que fueron los primeros en orbitar
alrededor de la Luna, encabezo un equipo en el que defendía que una misión a
Marte debía ir encabezada por misiones y establecimientos de bases en la
Luna, que retrasarían la misión a Marte veinte años.
Las misiones a Marte no diferían en misiones anteriomente comentadas,
luego sólo diremos que Stafford apostaba por la propulsión termonuclear y la
utilización de ISRU en Marte y la Luna.
Valoración de las misiones Stafford
Lo único que nos gustaría resaltar es que los planes como los de Stafford,
que proliferaron mucho a principio de los noventa, provocaban unos tiempos y
costes tan elevados en llevar a cabo una misión a Marte, que originaba un
desaliento y una percepción de lejanía el poder llegar a Marte, que hacía
perder el interés del público y el de los políticos. Por eso no apostamos por una
misión como la de Stafford.
2.2.14 Misión Mars Direct
La mayor parte de los planes elaborados desde 1992 se basan en la misión
Mars Direct ideada en el año noventa por Martin Marieta. Hemos de decir que
la misión Mars Direct es a nuestro parecer uno de los mejores planes ideados
de la inmensa multitud de estudios que se han propuesto en estos últimos
cincuenta años. Ya que emplea ISRU, aerofrenado, uso de naves auxiliares, y
la generación de gravedad artificial. Además, lo que compartimos con más
2 Estudio de las misiones más representativas
53
entusiasmo es el hecho de que el plan Mars Direct sea una misión de tipo
conjunction-class, ya que nuestra misión será también conjunction-class y
hasta la creación de Mars Direct, la mayor parte de las misiones optaban por el
empleo de un plan opposition-class.
La misión de Mars Direct comenzaría en 1996 con el lanzamiento de un
cohete de gran carga, que provenía de la mejora del cohete de la lanzadera. El
cohete denominado Ares, consistiría en un tanque externo, usado para lanzar
las actuales lanzaderas, pero con algunas modificaciones, dos cohetes sólidos
de nueva generación, y cuatro motores principales de la lanzadera espacial
acoplados en la parte inferior del tanque externo modificado.
El tanque externo llevaría acoplado un sistema de propulsión de hidrógeno
liquido/ oxigeno líquido, unido a un módulo de carga. Estos irían cubiertos bajo
un envoltorio aerodinámico para que nos supusiera un menor esfuerzo llevar la
carga a la órbita terrestre.
El módulo de 36 toneladas de carga, incluiría un escudo térmico de
aerofrenado, motores de descenso, una nave de regreso a Tierra, una factoría
ISRU de fabricación de combustible, 5,2 toneladas de hidrógeno para la posible
obtención de combustible en la factoría, mediante un proceso de Sabatier, y un
reactor nuclear de 100 KW integrado en un camión teledirigido.
Este módulo de carga sería lo suficientemente ligero para poder ser
propulsado directamente por el sistema de propulsión de hidrógeno liquido/
oxigeno líquido, sin necesidad de repostar ni de realizar ningún acoplamiento
adicional en la orbita terrestre, de ahí el nombre de Mars Direct (Marte Directo).
El modulo de carga realizaría un aerofrenado en la atmósfera marciana y
aterrizaría. Después del amartizaje, el camión teledirigido con el reactor nuclear
se desplazaría hacia una depresión en el terreno o generaría uno mediante
explosivos, para descargar el reactor en él, y así proteger mejor de la radiación
a los astronautas. Se conectaría el reactor al módulo de carga para satisfacer
la demanda energética de la factoría de combustible.
2 Estudio de las misiones más representativas
54
La factoría de combustible usaría el proceso de Sabatier, propuesto por
primera vez en 1978 por Robert Ash, William Dowler, y Giulio Varsi, para la
obtención de metano y agua utilizando el CO2 de la atmósfera Marcia y el
hidrógeno traído de la Tierra.
El metano producido se almacenaría y el agua se electrolizaría par la
obtención de oxigeno e hidrógeno. El oxigeno se almacenaría y el hidrógeno se
reutilizaría para continuar con el proceso. Se obtendría oxigeno adicional
mediante la descomposición del CO2 en CO y oxigeno. En un año se esperaba
conseguir 97 toneladas de metano y oxigeno.
Una vez que se hubiesen manufacturado los combustibles y se diese la
siguiente oportunidad de transferencia de mínima energía, que se esperaba en
1999, se enviaría la segunda parte de la misión que consistía en otro módulo
de carga igual que el anterior y la nave tripulada. La nave tripulada se
parecería, según los mismos creadores, a un gran disco de jockey, de 8,4
metros de diámetro y casi 5 metros de altura. Estaría dividido en dos pisos, el
piso superior iría destinado al alojamiento de los cuatro tripulantes y el inferior
almacenaría la carga y equipamiento, así como un rover presurizado. Esta
nave pesaría aproximadamente 34,5 toneladas.
Al igual que el módulo de carga, la nave tripulada sería propulsada por el
sistema de propulsión químico que llevaban incorporado, pero a diferencia de
los módulos de carga, este sistema de propulsión se separaría de la nave
después de la propulsión, manteniéndose unida a esta por un cable de 1,5 Km.
Gracias a esta separación sólo sería necesario la rotación de 1 rpm para
conseguir una aceleración similar a la de Marte.
Con estos datos queremos hacernos una idea aproximada del peso del
sistema de propulsión, ya sin combustible (al suponer que todo el combustible
ha sido utilizado en propulsar la nave hacia Marte, ya que en Marte no realiza
2 Estudio de las misiones más representativas
55
ninguna propulsión de frenado) para futuros razonamientos a la hora de elegir
nuestro sistema de propulsión.
Datos; an ≈ g
3
w = 2π
60
a n = w 2 * r , pero el radio de rotación no será el centro de los dos cuerpos, ya
que el peso del sistema de propulsión y el de la nave es diferente, luego en el
centro de los dos cuerpos no tenemos un momento nulo.
a
r = n2 ≈
w
(
g
2π
3
)
2
60
≈ 298m
Si hacemos la simplificación de considerar el
sistema de propulsión y la nave como dos masas puntuales (no tenemos datos
para hacer un cálculo más real, y tampoco nos aportaría mucha más
información hacerlo con gran precisión)
Luego
si
en
el
centro
de
rotación
∑M
r = 298
=0;
34,5 * 298 − X * [750 + (750 − 298)] = 0 → X = 8,55toneladas
El sistema de propulsión pesa 8,55 toneladas.
Una vez en Marte, se desengancharía el cable, junto al sistema de
propulsión, y descendería sólo la nave habitacional. La nave realizaría un
2 Estudio de las misiones más representativas
56
aerofrenado en la órbita marciana e intentaría amortizar al lado de la factoría
del 96.
Como en la misión de la Science Applications Internacional Corporation
(SAIC), anteriormente descrita, los astronautas tienen la necesidad de
encontrar los combustibles de regreso. Es decir, en la misión SAIC, la
búsqueda del combustible era en la lejanía de la órbita marciana, donde
realizarían un acoplamiento, y en esta misión la búsqueda es en el propio
planeta rojo, ya que una vez que aterricen han de buscar la factoría de
combustible.
En principio la peligrosidad de la búsqueda en la misión Mars Direct, es
mucho menor que en la de la misión SAIC. Pero si el amartizaje de la nave
tripulada se realizase por error a más de 965 Km de la factoría, es decir, a una
distancia superior a la máxima autonomía del rover presurizado, no podrían
regresar a la Tierra.
Es por ello que se manda un segundo módulo de carga, ya que si sucede el
error descrito anteriormente, los astronautas podrían mandar una señal para
que el módulo de carga, enviado en el 99, amartizase al lado de ellos. Si los
astronautas hubiesen amartizado en las coordenadas establecidas y no se
requiriese la utilización del módulo de carga del 99, este módulo amortizaría a
800 Km de la carga del 96 para una futura misión. De esta forma se irían
formando, sucesivamente, colonias en Marte. Esto era visto, por los creadores
de este plan, como una réplica de la colonización del oeste de Estados Unidos
de Norteamérica, en el que se iban construyendo fuertes y puestos fronterizos,
que a medida que eran más seguros se iban expandiendo.
Después de 500 días de estancia y tras haber explorado un vasto territorio
marciano gracias al rover presurizado, los astronautas regresarían a la Tierra
en la nave de regreso enviada en el módulo de carga.
Esta nave sería propulsada por motores químicos, alimentados por el
metano y oxigeno elaborados en Marte. Utilizaría como lanzadera el módulo de
2 Estudio de las misiones más representativas
57
carga, e iría directa a la Tierra. Transcurridos seis meses de viaje en
ingravidez, la nave de regreso llegaría a la Tierra y haría una reentrada tipo
Apollo.
Dado que esta misión la hemos calificado como misión base, al ser a
nuestro parecer una buena base de partida para configurar nuestra misión,
resaltaremos los puntos débiles y fuertes para adoptar algunos de sus mejores
ideas y encontrar soluciones a sus flaquezas.
Valoración personal:
Puntos fuertes:
Envío de una planta de producción de combustible antes de la llegada
de los astronautas.
Envío de la misión tripulada una vez que se ha confirmado la
generación del combustible para volver a la Tierra.
Envío de un segundo módulo de carga, que amortizaría cerca de la
zona de amartizaje de los astronautas si estos hubiesen amartizado en
una ubicación errónea.
Uso de un rover presurizado.
Puntos débiles:
Transporte y almacenamiento de hidrógeno para la producción de
metano y oxigeno.
La vuelta a la Tierra en una nave pequeña y sin gravedad artificial.
La nave de retorno debe ser pequeña para pesar poco, ya que la
producción de combustible esta limitada en función de la energía,
tiempo e hidrógeno transportado. Luego a mayor nave de regreso,
mayor peso y por tanto mayor cantidad de combustible necesario, que
provoca un aumento de tiempo necesario de la producción y sobretodo
2 Estudio de las misiones más representativas
58
se necesitaría enviar una cantidad mayor de hidrogeno desde la Tierra.
Este es uno de las mayores debilidades de la misión Mars Direct.
El peso estimado de los módulos de carga es un peso demasiado
optimista y parece muy difícil cumplirlo.
Empleo de propulsión química en la ida, que aumenta mucho el peso
necesario en el lanzamiento.
2.2.15 Misión Design Reference Mission (DRM)
La mayor debilidad de la misión Mars Direct es la vuelta a la Tierra en una
nave pequeña. Muchas personas consideraban que era demasiado pequeña.
En 1993 el grupo de estudio de exploración marciana elaboro un plan que
integraba muchas ideas del plan Mars Direct y del plan de Synthesis Group
Mars liderado por Stafford, esta misión recibió el nombre de Design Referente
Mision (DRM).La misión DRM es la misión madre de varias versiones
posteriores que se realizaron.
Las características principales de esta misión son:
La ausencia de operaciones o ensamblajes en la órbita terrestre. Es
decir, no se apoyan en el uso de la estación internacional para realizar
cualquier aspecto de la misión.
No realizar operaciones en la Luna como entrenamiento o como punto
de partida. (Esta opción es a nuestro parecer un acierto porque como
ya comentamos en la misión de Stafford, el empleo de la Luna como
paso previo a Marte lo único que provoca son grandes aumentos en
tiempos y costes, que desalienta y da una percepción de gran lejanía a
un futuro viaje a Marte).
El uso de cohetes de gran capacidad, capaces de poner 215 toneladas
en la órbita terrestre, y 90 toneladas en la órbita marciana. Esto supone
el diseño de un cohete que sea el doble de potente que un Saturn V.
2 Estudio de las misiones más representativas
59
Misiones de tipo conjunction-class, es decir tiempos de transito
pequeños y largas estancias en la superficie marciana desde la primera
misión.
Una tripulación formada por seis astronautas para dotar a la expedición
de una variedad de destrezas en diferentes capos científicos, como el
tener una potente mano de obra para realizar cualquier obra o tarea en
Marte.
Diseños estándares para el módulo habitacional de transporte como de
estancia.
La diferencia más significativa entre el plan Mars Direct y el DRM es la
concepción de la nave de retorno. En el plan de DRM, la nave de retorno
estaría integrada por un módulo principal que permanecería en la órbita
marciana, y una nave auxiliar de ascenso de la superficie marciana, que
utilizaría los combustibles manufacturados por la factoría ISRU. Es decir, sólo
una pequeñísima nave auxiliar de ascenso sería la que utilizase el combustible
de la factoría ISRU, y esta nave sólo necesitaría el combustible necesario para
ascender a la órbita marciana y una vez ahí se acoplaría a la nave de retorno.
Este acoplamiento supone un riesgo, para la tripulación, inexistente en el plan
Mars Direct. Pero es la única opción viable para poder contar con una nave de
retorno lo suficientemente amplia para albergar una tripulación de seis
personas.
En septiembre de 2007, se preveía el primer lanzamiento, dado la buena
oportunidad de lanzamiento. (Realmente no se esperaba poder preparar la
misión antes de 2007, pero dada la buena oportunidad de este año, tomaron la
opción de referir el comienzo de la misión a este año).
La primera expedición se compondría de tres lanzamientos de cohetes de
gran capacidad, cada uno de ellos transportando una nave sin tripular con un
sistema de propulsión nuclear. Las naves sin tripular eran un módulo de carga,
la nave de regreso a la Tierra que estaría orbitando alrededor de Marte, y un
módulo habitacional para la estancia en Marte. El módulo de carga
2 Estudio de las misiones más representativas
60
transportaría la nave de ascenso, la factoría de combustible ISRU,
contenedores de hidrógeno, un rover presurizado y carga diversa. Estas naves
pesarían entre 55 y 68 toneladas, un peso estimado mucho más realista que el
propuesto por el Mars Direct.
Se estimaba que llegasen a Marte en agosto o septiembre de 2008. La nave
de regreso realizaría un aerofrenado, mientras el módulo de carga y el módulo
habitacional descendían a la superficie.
La factoría manufacturaría 5,2 toneladas de metano y 18,8 toneladas de
oxigeno para ser utilizados por la nave de ascenso.
El módulo de regreso a la Tierra, así como el módulo habitacional de Marte
eran diseños basados en módulos estándares y se parecían mucho al
propuesto por Mars Direct.
En la siguiente oportunidad de lanzamiento (alrededor de 26 meses
después), que se estimaba entre octubre y noviembre de 2009, se enviaría la
segunda expedición, que era igual que la primera expedición salvo que en este
viaje irían los astronautas.
La nave tripulada descendería lo más cerca posible del módulo habitacional
enviado en 2007. La nave tripulada es idéntica al módulo habitacional, excepto
por la notable diferencia de que esta dotada con ruedas para poder
desplazarse en la superficie marciana para realizar el acoplamiento con el
módulo habitacional.
2 Estudio de las misiones más representativas
61
Nave tripulada. Obsérvense las ruedas.
NASA Foto S93-050645
Nave de 2009 y módulo de 2007 ya
acoplados junto al rover presurizado.
NASA Foto S93-45582
El rover presurizado permitiría a la tripulación realizar travesías de hasta
diez días de duración y con una autonomía de 500 Km.
En octubre de 2011, la tripulación ascendería a la órbita marciana en la nave
de ascenso transportada en el primer viaje (2007), y se acoplarían a la nave de
regreso, también enviada en el 2007. Una vez en las proximidades de la Tierra,
los astronautas entrarían en la nave de ascenso acoplada a la nave de retorno
y se eyectarían, entrando sólo la nave de ascenso en la atmósfera, mientras la
nave de retorno quedaría a la deriva rumbo al Sol.
Valoración de la misión DRM:
2 Estudio de las misiones más representativas
62
Como es fácil de intuir, el hecho de tener que adaptar los cohetes para que
puedan transportar una mayor carga es un problema, por ello se opto unos
años más tarde, en cambiar algunos aspectos de esta misión. Se opto por
lanzar por separado los módulos y los sistemas termonucleares de propulsión,
y ensamblarlos en la órbita terrestre. También se estimo oportuno reducir el
peso de la misión mediante la disminución del diámetro de los módulos,
mediante el empleo de materiales más ligeros y combinando las funciones del
casco en escudo de aerofrenado y de envolvente aerodinámico en la Tierra.
Con estas medidas se conseguían unas reducciones de casi 68 toneladas,
rebajando el peso de la primera expedición a unas 275 toneladas.
Esta misión nos parece excepcional, y creemos que se debería seguir
encaminar los pasos en esta dirección. Nuestra misión se asemejará en parte a
esta misión, incorporando nuevas ideas, como el hecho de seleccionar nuestra
zona de amartizaje en un lugar con altas trazas de hidrógeno para poder
obtener agua del suelo. También incluiremos ideas recientes, como la
obtención de agua de la atmósfera a través del WAVAR, ideado por una
universidad estadounidense.
3 Riesgos en el viaje interplanetario
63
3
Riesgos en el Viaje
Interplanetario
3 Riesgos en el viaje interplanetario
3
64
Estudio de los riesgos del viaje interplanetario
3.1
Riesgos
Cuando hablamos de un viaje interplanetario, es obvio que existen infinidad
de riesgos inherentes a la misión, como fallos en el sistema de propulsión,
descompresión de la cabina, errores de órbita, etc. Pero en este punto no nos
queremos explanar en todos los posibles riesgos existentes, sino en los riesgos
principales que existen en el espacio durante el viaje de la Tierra a Marte.
Comentaremos tanto los riesgos potenciales para la nave como los de la
tripulación.
Los principales riesgos son:
Ingravidez
Vacío:
Salida de gases
Soldadura en frió
Transferencia de calor
Meteoritos
Sol:
Radiación ambiental
Partículas cargadas :
o Llamaradas y vientos solares
o Rayos cósmicos galácticos
o Cinturones de Van Allen
Carga psicológica
3 Riesgos en el viaje interplanetario
65
3.1.1 Ingravidez
La ingravidez absoluta, como tal, no la tendremos durante nuestra misión, ya
que siempre estaremos sujetos a fuerzas gravitatorias. Es más, cuando
estamos orbitando alrededor de la Tierra, imaginémonos a una distancia de
300 Km (atura a la cuál orbitan los trasbordadores espaciales de la NASA), los
tripulantes parecen estar en un estado de ingravidez, pero si nos remitimos a la
ley de la gravitación universal postulada por Newton:
“La fuerza gravitatoria entre dos cuerpos es directamente proporcional al
producto de sus masas e inversamente proporcional a su distancia al
cuadrado”
Fg =
G * m1 * m2
R2
Ecuación 3-1
Donde:
Fg = Fuerza gravitatoria [N]
2


G = Constante gravitacional universal = 6,67*10-11  N * m
2
Kg 

m1, m2 = Masas de los cuerpos [Kg]
R = Distancia entre los dos cuerpos [m]
3 Riesgos en el viaje interplanetario
66
Por tanto a 300 Km de distancia la aceleración que experimentarán debido a
la gravitatoria será:
a=
Fg
m2
=
G * mTierra
= 8,939
RTierra 2
Luego la fuerza gravitatoria que realmente están experimentando los
astronautas no es nula como la gente piensa al ver las imágenes de los
astronautas flotando, sino alrededor de un 91,2% de lo que experimentamos
en la Tierra.
¿Por qué parece que no están sometidos a la gravedad y por qué no cae la
nave si esta sometido a una fuerza de atracción gravitatoria?
La respuesta es sencilla, parecen que están en un estado de gravedad cero
porque no experimentan ninguna fuerza de reacción o de contacto, es decir,
nosotros notamos la gravedad porque sufrimos una fuerza igual y contraria por
parte del suelo (Tercera ley de Newton, principio de acción y reacción), pero
tanto la nave como los tripulantes están en caída libre, luego no están
sometidos a ninguna fuerza de contacto.
No
caen a
la Tierra
porque
tienen una
velocidad
horizontal lo
suficientemente elevada para eludir el contacto, ya que la curvatura de la Tierra
es tal que cada 8 Km se desciende 5 metros. Luego si un objeto se traslada
con una velocidad horizontal, tal que al descender 5 metros por efecto de la
gravedad, haya recorrido una distancia horizontal de 8 Km, volverá a la altura
inicial, pese haber caído 5 metros.
3 Riesgos en el viaje interplanetario
67
Figura 3-1 Curvatura de la Tierra
¿Qué velocidad horizontal tiene que tener para que pase esto?
Es un problema sencillo, lo único que tenemos que hacer es dividir el
problema en dos partes, ver cuanto tiempo tarda en caer por efecto de la
gravedad y luego calcular la velocidad necesaria para recorrer 8 Km en ese
tiempo.
Tiempo en caer 5 metros:
d2y
= 8,939 dy = 8,939 * t * dt
dt 2
5
t
t2
∫0 dy = 8,939∫0 t * dt 5 = 8,939 * 2
t=
5* 2
= 1,057 s
8,939
Velocidad para recorrer 8000 metros en 1,057 segundos:
V =
e 8000
Km
=
= 7,56
t 1,057
s
3 Riesgos en el viaje interplanetario
68
Por tanto, si el trasbordador, situado en una órbita de 300 Km respecto al
nivel del mar, tiene una velocidad horizontal de 7,56
Km
, seguirá en órbita
s
indefinidamente si no tenemos en cuenta el rozamiento que sufre con la
atmósfera superior.
Una vez visto porque los astronautas están en caída libre, cosa que ocurrirá
durante todo el viaje, ya que cuando estemos realizando nuestro viaje
interplanetario estaremos orbitando alrededor del Sol, es importante analizar
las consecuencias que conlleva un estado de caída libre durante un tiempo
prolongado, como será nuestro caso en el viaje a Marte.
Nota: Cuando los astronautas realicen el trayecto a Marte, durante
buena parte del viaje estarán fuera del campo de influencia gravitacional de la
Tierra y de Marte, y pese a que estemos bajo la influencia gravitacional del Sol,
los astronautas estarán sometidos a una gravedad minúscula en comparación
con el de la Tierra, luego realmente podemos catalogar esta parte del viaje
como zona de ingravidez en vez de caída libre hacia el Sol.
Los tres posibles problemas físicos producidos por un estado de caída libre
son:
Alteración en la distribución de los fluidos corporales.
Mareos.
Alteración en los huesos y en los músculos.
3.1.1.1 Alteración en la distribución de los fluidos corporales
En la Tierra la gravedad empuja a los fluidos corporales hacia nuestras
piernas. Por tanto, la presión sanguínea es normalmente mayor en nuestros
pies que en nuestra cabeza. Bajo condiciones de caída libre los fluidos ya no
son empujados hacia nuestras piernas, sino que se distribuyen uniformemente.
Como resultado, la presión aumenta en nuestra cabeza y decrece en las
3 Riesgos en el viaje interplanetario
69
piernas, pudiéndose perder hasta un litro de fluidos cada pierna, lo que supone
alrededor de un 10% de su volumen. Este efecto provoca varios cambios.
Los riñones trabajan más tiempo para eliminar lo que ellos consideran
como “extra” fluido en la parte superior del cuerpo. Lo que provoca un
aumento de la orina, y el volumen total del plasma corpóreo puede
decrecer hasta casi un 20%.
Esta subida de fluidos puede provocar demás en la cara.
El corazón late más rápido y con gran irregularidad y pierde masa
porque no tiene que trabajar tan fuerte en el estado de caída libre.
3.1.1.2 Mareos
Los ojos y el oído interno determinan nuestra orientación y la sensación de
aceleración. A veces, sentimos una sensación con nuestro oído interno y
percibimos otra con nuestra vista, lo que nos lleva a una descoordinación de
sentidos que desencadena en posibles mareos y nauseas. Esto es lo que
sucede en una montaña rusa y la razón por la cuál las personas nos mareamos
más en los asientos traseros de un coche, ya que sentimos el movimiento, pero
nuestros ojos no lo perciben.
Como nuestro oído interno esta calibrado para trabajar a un g (g=
aceleración terrestre), nuestro sistema de equilibrio se desajusta durante un
tiempo hasta que se vuelve a calibrar. Durante ese tiempo de recalibrado los
astronautas sufren mareos, aunque cuanto más veteranos son los astronautas,
menos tiempo tarda en recalibrarse el oído interno y menos mareos sufren, por
lo tanto no es un gran problema.
3.1.1.3 Alteración en los huesos y en los músculos
Un estado de caída libre conlleva un atrofización de los músculos y una
pérdida de calcio y debilitamiento de los huesos. La médula ósea también se ve
afectada, reduciéndose el número de glóbulos rojos.
3 Riesgos en el viaje interplanetario
70
Estos cambios no suponen un gran perjuicio para los astronautas mientras
estén en esas condiciones de caída libre, pero si lo será cuando vuelvan a un
estado de alta gravedad, como es el caso de Marte o la Tierra. (Marte tiene u
tercio de la gravedad terrestre, pero aún así puede suponer un problema).
Los científicos hoy en día siguen estudiando maneras para aliviar estos
problemas. Ejercicios de fuerza previenen de una atrofización rápida o severa
de los músculos, pero aún no se ha descubierto como prevenir los problemas
de los huesos. Muchos científicos sugieren la creación de gravedad artificial en
la nave, cuando los astronautas realicen un largo viaje.
Por tanto nosotros diseñaremos nuestra misión con gravedad artificial
mediante la rotación de la nave tripulada. Intentaremos que la rotación de la
nave produzca una gravedad equivalente a la gravedad marciana, es decir, un
tercio de la gravedad terrestre.
Luego si queremos que nuestros tripulantes tengan un tercio de la gravedad
terrestre, mediante la mínima rotación de la nave, nuestra módulo habitacional
se ha de situar en un extremo de la nave.
Para obtener una gravedad de un tercio, necesitaríamos situar nuestro
módulo respecto al centro de rotación de nuestra nave, a una distancia r =
siendo a n = g
3
= 3,26 m
s2
an
,
w2
, y w la velocidad de rotación en rad .
s
Como a grandes velocidades de giro, el efecto coriolis se agudiza,
reduciendo así la confortabilidad de los tripulantes. Ya que cuando quisiesen
avanzar recto, lejos del centro de rotación, tenderían a desviarse, y cuando
girasen la cabeza les podría producir nauseas. Debemos mantener la rotación
de la nave por debajo de las 5 rpm. Este nivel de revoluciones máximas ha sido
recomendado por la NASA en algunas de sus misiones a Marte.
Si nuestra nave rotase a la máxima velocidad de confort, nuestro módulo
habitacional se debería encontrar a una distancia mínima de 11,9 metros.
3 Riesgos en el viaje interplanetario
71
Estimamos que podemos conseguir que nuestro módulo habitacional se
encuentre a una distancia superior a los 12 metros del centro de rotación, ya
que es muy factible disponer la carga de nuestra nave para situar el centro de
gravedad lo más alejado del módulo habitacional. Y como nuestra nave medirá
más de 30 metros, obtendremos un radio de giro, en torno al centro de
gravedad, mayor de 12 metros.
3.1.2
Vacío
El vacío del espacio como tal no supone un problema en sí mismo para los
astronautas en tanto en cuanto estén dentro de la nave. Realmente el mayor
afectado por la presencia de vacío (o ausencia de aire, según como se vea) es
la nave espacial.
Los tres principales problemas son:
Soldadura en frío
Salida de gases
Transferencia de calor
3.1.2.1 Soldadura en frío
Lo único que debemos saber es que en el vació del espacio, el diminuto
espacio relleno de aire entre dos piezas se elimina, juntándose las piezas
mecánicas. Esto puede suponer un problema en mecanismos.
Para solucionar este problema se suele orientar zonas de la nave cara al
Sol, para que por efectos térmicos, se dilate una de las piezas integrantes en el
mecanismo, facilitando así la separación.
3.1.2.2 Salida de gases
No supone ningún problema, pero si diseñásemos la nave deberíamos saber
que algunos materiales constructivos atrapan pequeñas burbujas de gases a
3 Riesgos en el viaje interplanetario
72
presión ambiente, y en el vacío se escapan esos gases pudiendo afectar a
sensores próximos.
3.1.2.3 Transferencia de calor
Simplemente es necesario saber que el único intercambio de calor posible
en el vacío es mediante la radiación, ya que la convección y la conducción son
inviables.
Por tanto la radiación será el único procedimiento para evacuar o incorporar
calor a la nave.
3.1.3 Meteoritos
En 1965, la sonda Mariner 4, fue la primera sonada en llegar a Marte,
tomando las primeras fotografías del planeta. En su viaje la sonda registró
menos impactos de meteoritos de los esperados. Confirmándose que el riesgo
de un impacto grave es muy reducido. Por tanto aparte del blindaje propio de la
nave, como la incorporación de un sistema de detección de meteoritos de gran
masa o elevada velocidad, no hemos de tomar ninguna medida adicional.
3.1.4
Sol
En el centro de nuestro sistema solar se encuentra el Sol, siendo la estrella
más cercana a la Tierra. El Sol es el que mayor relevancia tiene en el medio
espacial. En él se produce la fusión de grandes cantidades de hidrógeno cada
segundo, aproximadamente 6000 millones de toneladas por segundo. Los
fenómenos que más nos interesan debido a ese proceso de fusión son:
Radiación electromagnética
Partículas cargadas
3.1.4.1 Radiación electromagnética
La energía liberada en esa fusión nuclear esta gobernada por la famosa
fórmula de Einstein E = mc 2 . Esta energía se libera fundamentalmente en
3 Riesgos en el viaje interplanetario
73
forma de radiación electromagnética para poder trasladarse en el vacío del
espacio. La energía proveniente del Sol se radia desde su superficie a todas
las direcciones del espacio. Clasificamos estas ondas de radiación energética
según su longitud de onda λ . El espectro de ondas abarca desde las
altamente energéticas como los rayos X, hasta las ondas de gran longitud de
onda como las de radio. La luz y la radiación se mueven a la velocidad de la luz
300.000 Km .
s
El efecto de la radiación electromagnética en la nave depende de la longitud
de onda. El aspecto más beneficioso de la radiación electromagnética es la
obtención de energía eléctrica a través de paneles fotovoltaicos, y los más
perjudiciales sobre la nave son:
Calentamiento excesivo en las superficies de incidencia.
Degradación o rotura de superficies u componentes electrónicos.
Presión solar.
Calentamiento excesivo en las superficies de incidencia
La radiación infrarroja o térmica, puede ser beneficiosa o perjudicial para la
nave, dependiendo de las características de la superficie. Los aparatos
electrónicos internos de la nave suelen necesitar una temperatura de 20ºC. En
algunos casos, la energía térmica solar puede calentar en exceso componentes
electrónicos internos de la nave, provocando su deterioro. Por ello se hace
imprescindible el diseño de un control térmico en la nave.
Degradación o rotura de superficies u componentes electrónicos
3 Riesgos en el viaje interplanetario
74
Una exposición prolongada de radiación ultravioleta puede producir la
degradación de capas del fuselaje. Este tipo de radiación es especialmente
perjudicial en paneles solares y también puede ocasionar daños en los
componentes electrónicos, lo que nos obliga a blindarlos.
Presión solar
Otra manera de visionar la energía en vez de en ondas, es en fotones. Estos
fotones se mueven a la velocidad de la luz. Estos fotones ejercen una presión,
denominada presión solar, que ronda los 5 N
Km 2
.
Aunque parezca una presión ridícula puede provocar pequeñas alteraciones
en la orientación de la nave. Actualmente se está pensando en el uso de
enormes velas solares, que gracias a la presión solar, podrían desplazar la
nave sin necesidad de usar combustibles. Pero esta idea tiene numerosos
inconvenientes, como la necesidad de una superficie inmensa para conseguir
fuerzas lo suficientemente grandes, con lo que la probabilidad de que un
meteorito impacte contra ella se multiplica.
3.1.4.2 Partículas cargadas
Es el otro fenómeno que nos interesa debido a la fusión nuclear que ese
produce en el Sol, son las partículas cargadas.
Durante la fusión, el interior del Sol experimenta unas enormes
temperaturas. A estas temperaturas existe un cuarto estado de la materia (los
otros tres eran sólido, líquido y gas), donde se comienza a descomponer las
moléculas.
Finalmente, los átomos se descompondrán en sus partículas
básicas y formarán el denominado plasma caliente. Por tanto, dentro del Sol
tendremos una espiral de una sopa caliente de partículas cargadas, que son
electrones y protones, (un neutrón rápidamente se junta con un protón y un
electrón).
3 Riesgos en el viaje interplanetario
75
Estas partículas cargadas se ven afectadas por campos magnéticos, y como
el Sol posee un gran campo magnético, los electrones y protones son
expulsados del Sol a velocidades elevadísimas, de unos 700 Km . Este chorro
s
de partículas cargadas se denomina viento solar.
Ocasionalmente, se producen violentas erupciones de partículas cargadas
en áreas de la superficie del Sol. A este fenómeno se le denomina llamarada
solar.
Figura 3-2 Llamarada Solar
Normalmente duran un par de días o incluso menos, y algunas de ellas son
tan violentas que su efecto es apreciable a distancias más alejadas que la
órbita terrestre (unos 150 millones de Km). Afortunadamente, estas largas
llamaradas son infrecuentes y se concentran en regiones específicas del
espacio.
3 Riesgos en el viaje interplanetario
76
Seguramente el aspecto más peligroso del medio espacial sean las
partículas cargadas. Estas partículas tienen tres orígenes principales:
o Las llamaradas y vientos solares
o Rayos cósmicos galácticos
o Cinturones de radiación de Van Allen
Las llamaradas y vientos solares
Como habíamos visto el Sol expulsaba cargas cargadas como parte del
viento solar, con un ratio de 1 *10 9 Kg
s
. El número de partículas cargadas se
incrementa notablemente en las llamaradas solares.
Rayos cósmicos galácticos (RCG)
Los RCG son partículas similares a las que se hayan en el viento solar o en
las llamaradas solares, pero tienen su origen en las lejanías del sistema solar.
RCG representa el viento solar de estrellas lejanas, los vestigios de una estrella
explotada, o a lo mejor, de la “metralla” de la explosión “Bing Bang” que creo el
universo. Realmente no se sabe con certeza todas sus fuentes, pero para lo
que nos interesa, que es el efecto que producen, los podemos concebir como
un conjunto de partículas cargadas provenientes del exterior del sistema solar.
Cinturones de Van Allen
Los cinturones de radiación de Van Allen son regiones del espacio con una
elevada cantidad de partículas de alto nivel energético, principalmente protones
y electrones, que están cautivos por la influencia magnética de la Tierra.
Existen dos cinturones de radiación que rodean a la Tierra.
3 Riesgos en el viaje interplanetario
77
El cinturón interior, más próximo a la Tierra y denominado por muchos como
el cinturón de Van Allen, ya que fue él quien lo descubrió en 1958, esta a unos
2,5 Km de la superficie terrestre. Este cinturón es pequeño pero muy intenso,
consiste principalmente de protones altamente energéticos (10-50 MeV) y esta
ocasionado por los rayos cósmicos galácticos.
El cinturón exterior, descubierto por las sondas estadounidenses Pioneer 3
y Pioneer 4. Es un cinturón más ancho que el interior, con forma de plátano y
está situado rodeando al cinturón interior.
No se sabe con certeza como se formaron estos cinturones, pero se cree
que se produjeron de la siguiente forma:
Los
rayos
cósmicos,
como
habíamos
comentado
anteriormente,
bombardean la Tierra desde todas las direcciones. Cuando los rayos cósmicos
impactan en los gases atmosféricos, partículas derivadas de la colisión salen
disparadas en todas direcciones, siendo la mayoría absorbidas de nuevo por la
atmósfera o por la tierra, pero otras salen disparadas al espacio. Si estas
partículas están cargadas eléctricamente, como electrones o iones, serán en su
mayoría atrapadas por el campo magnético terrestre, aunque no permanecerán
atrapadas durante mucho tiempo, ya que antes o después entrarán otra vez en
la atmósfera.
En cambio si las partículas no están cargadas eléctricamente, como son el
caso de neutrones, que representan casi la mitad del peso del átomo. Estas
partículas no se ven afectadas por el campo magnético terrestre, y al moverse
a tanta velocidad pueden escapar de la gravedad terrestre.
Los neutrones libres son radiactivos y al cabo de diez minutos se descompone
en un protón y un electrón. En algunas ocasiones cuando se produce este
fenómeno el neutrón sigue bajo la influencia del campo magnético terrestre, lo
que ocasiona que los protones sean capturados por el campo magnético
terrestre a una distancia lo suficientemente lejana para que no regresen a la
Tierra.
3 Riesgos en el viaje interplanetario
78
Figura 3-3Cinturón Interior y Exterior de Van Allen
Figura 3-4 Partículas cargadas
Pese a que denominamos a estas regiones cinturones de radiación, el
espacio no es realmente radiactivo. Normalmente los científicos engloban las
partículas cargadas con la radiación electromagnética y las llaman radiactivas
porque sus efectos son muy similares. Pero hemos de ser conscientes que
estamos tratando con partículas cargadas.
3 Riesgos en el viaje interplanetario
79
Estas partículas cargadas, provengan directamente del viento solar,
indirectamente de los cinturones de Van Allen, o de otras partes de la galaxia,
pueden dañar la nave de tres formas:
Cargando la nave
Lijado la nave
SEP (Single Event Phenomenon)
Cargando la nave
Al pasar la nave por zonas de un alto contenido de partículas cargadas, la
nave se puede ir cargando, lo que puede derivar en una brusca descarga,
provocando efectos desastrosos como:
Daños en la superficie de los recubrimientos de la nave.
Degradación en los paneles solares.
Pérdidas de potencia eléctrica.
Desconexión temporal o permanente de instrumentos electrónicos.
Lijado en la nave
Las partículas, debido a su gran velocidad van produciendo un desgaste en
la superficie de la nave que al cabo de una exposición muy prolongada pueden
dañar los forros térmicos y sensores superficiales de la nave.
SEP (Single Event Phenomenon)
Este fenómeno sucede raramente. Se trata de la penetración de una
partícula cargada dentro de la nave, que dañe o altere un componente
electrónico. La SEP es producida por las llamaradas solares y los RCG.
Un caso particular de este fenómeno es el conocido como SEU (Single Event
Upset) en el que una partícula cargada resetea una parte de la memoria de la
3 Riesgos en el viaje interplanetario
80
computadora de un 1 a un 0. Este cambio de un “insignificante” bit puede
alterar funciones de la nave, provocando por ejemplo la desorientación de la
antena de comunicación o la alteración de la ruta programada. Se cree que la
ruta errática que describió la sonda Magellan fue efecto de un SEU.
La radiación electromagnética y las partículas cargadas desde el punto de
vista biológico se pueden tratar de una manera común. La gravedad total de los
daños biológicos producidos tanto por la radiación electromagnética y las
partículas cargadas viene dada por la dosis total. La dosis es la medida de la
exposición acumulada.
La cuantificación de la dosis se basa en la energía contenida en la radiación
o en las partículas y en la denominada efectividad biológica relativa (RBE en
inglés, Relative Biological Effectiveness). Medimos la dosis de energía en
términos de RAD, siendo 1 RAD = 100 erg = 1 *10 −5 J
gramo
.
El RBE representa el poder destructivo de la dosis en el tejido humano. Una
RBE de 10 es diez veces más destructiva del tejido que una REB de 1. La
dosis total es cuantificada como el producto del RAD y del RBE, que da una
medida de la dosis en roentgen equivalent man (REM). La dosis REM es
acumulativa a lo largo de toda la vida de una persona.
Los efectos potenciales de una exposición de radiación y de partículas
cargadas sobre las personas dependen del tiempo en el que se ha producido
una determinada dosis. Así por ejemplo, si una persona es sometida a una
dosis de 50 REM en un día, será mucho más perjudicial para su salud que si
esa misma dosis se hubiese producido a lo largo de un año. Las dosis de poca
duración se denominan dosis agudas. Estás dosis agudas son más
perjudiciales principalmente por el efecto que causan a las células de rápida
reproducción, como son las del tracto gastrointestinal, médula espinal, etc.
A continuación representamos una tabla con los efectos sobre el cuerpo
humano derivados de una exposición de dosis aguda.
3 Riesgos en el viaje interplanetario
81
Efecto
Dosis (REM)
Cambios en la sangre
15-50
Vómitos “Umbral efectivo”
100
Muerte “Umbral efectivo”
150
DL50 con cuidados mínimos
320-360
DL50 con máxima atención médica
480-540
Tabla 3-1 Efectos biológicos en función de la dosis REM [DDFA__]
Nota:
Umbral efectivo se denomina a la dosis mínima que provoca estos efectos
en al menos un miembro de la población expuesta a esa dosis.
DL50 significa dosis letal en el 50% de la población expuesta.
Los efectos acumulativos de dosis repartidas a lo largo de muchas
exposiciones prolongadas, provocan cataratas, y varios canceres, como la
leucemia.
Como la población es muy sensible con todo lo que suene a radiactivo y a
dosis de radiación, queremos poner una tabla con las dosis que experimentan
habitualmente la población para que pueda valorar la cantidad a la que los
astronautas van a ser expuestos, y a la vez que tengan una idea más concreta
de que es una dosis de 1REM.
Actividad
Vuelo transcontinental
Radiografía de rayos X en el pecho
Vivir un año en una ciudad
convencional* a nivel del mar (ej.
Houston, Texas)
Vivir un año en una ciudad
convencional* a 1600 m de altura (ej.
Denver, Colorado)
Skylab 3 durante 3 meses
Misión de una lanzadera
Estadounidense
Dosis (REM)
0,004
0,01
0,1
0,2
17,85
0,65
Tabla 3-2 Estimaciones de dosis frecuentes de radiación [DDFA__]
3 Riesgos en el viaje interplanetario
82
Convencional* = Que no este en una zona de alta radiactividad.
Excepto por llamaradas solares, los astronautas son expuestos a dosis muy
repartidas a lo largo de sus misiones o carreras. La NASA ha fijado una dosis
máxima de 50 REM en un año. En comparación, la industria nuclear limita la
exposición de los trabajadores en 5 REM al año.
Dado que nuestros astronautas van a estar expuestos a dosis de radiación
durante un viaje de aproximadamente seis meses de ida y otros seis de vuelta,
hemos de proteger a nuestra tripulación con escudos hechos de aluminio u
otros materiales ligeros.
Para proteger a nuestra tripulación de las llamaradas solares y de zonas con
un alto contenido de partículas cargadas, como los cinturones de Van Allen,
hemos de diseñar refugios con un mayor blindaje, en el que cobijaría a los
astronautas hasta que se extinguiesen las llamaradas solares o se
abandonasen las zonas de alto contenido de partículas cargadas.
Sin embargo lo que más nos preocupa son los RCG, ya que estas partículas
tienen tanta masa, que es prácticamente imposible proporcionar el suficiente
blindaje para proteger a la tripulación. Además la interacción de los RCG con
las propios materiales de blindaje produce una radiación secundaría que
también es perjudicial.
En esta imagen vemos como se produce la
radiación secundaria al colisionar el RCG (protón)
con otra materia.
3 Riesgos en el viaje interplanetario
83
La radiación secundaria pude ser más perjudicial que el propio RCG. Tratar
de proteger a la tripulación con materiales pesados como el plomo es como
intentar hacer un chaleco antibalas de pequeños perdigones, que al impactar la
bala sobre él provoca que, aunque se pare la bala, cientos de perdigones
salgan disparados.
Los materiales más ligeros como el carbono y el hidrógeno protegen de la
radiación secundaria de una forma más eficaz que los materiales pesados.
Como el polietileno está compuesto enteramente por átomos ligeros de
carbono e hidrógeno resulta ser un buen protector, que minimiza la radiación
secundaria.
Estos elementos más ligeros no pueden frenar completamente la radiación
espacial, pero pueden fragmentar las partículas de la radiación recibida,
reduciendo enormemente sus efectos perjudiciales.
“Fragmentando —sin producir demasiada radiación secundaria— es como se
gana o se pierde la batalla", dice Barghouty, científico del proyecto de
Protección contra la Radiación Espacial de la NASA (Space Radiation Shielding
Project), en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales.
Barghouty y sus colegas han estado tratando de mejorar el polietileno para
uso aeroespacial. De estos estudios se ha logrado el RXF1, que es
extraordinariamente fuerte y ligero: tiene 3 veces la resistencia a la tensión del
aluminio, y es 2,6 veces más liviano —impresionante incluso para los
estándares aeroespaciales. Las especificaciones acerca de cómo está hecho el
RXF1 son secretas porque está pendiente la patente del material.
Según el científico Raj Kaul, quien ha inventado el RXF1 junto a Barghouty,
este material es un escudo balístico que puede desviar micrometeoritos.
El único aspecto en el que deben trabajar más es en la inflamabilidad y la
tolerancia de altas temperaturas, ya que el polietileno puro es muy inflamable.
Para disminuir la dosis de radiación a la que se verá expuesta nuestra
tripulación, hemos tomado dos medidas:
3 Riesgos en el viaje interplanetario
84
Realizar un viaje rápido
Crear refugios blindados dentro de la nave
Realizar un viaje rápido
Como veremos en el apartado de cálculo de fechas de lanzamiento, un viaje
de la Tierra a Marte de mínima energía, conlleva una duración media de 260
días. Cuanto más tiempo dure el viaje, más probabilidades habrá de que se
produzcan llamaradas solares en el trayecto, lo que aumentaría notablemente
la dosis recibida de la tripulación.
Por tanto, hemos seleccionado una fecha de lanzamiento, cuya energía
necesaria para llevarse a cabo el trayecto no exceda del 1,5% de la energía
requerida para realizar una transferencia de Hohmann. Y cuya duración sea lo
mínima posible.
Como más adelante se expondrá, la fecha seleccionada para el viaje
tripulado ha sido en febrero de 2016, ya que es una oportunidad de mínima
energía y la duración del viaje interplanetario es de sólo 150 días.
Creación de refugios blindados
Para proteger a nuestra tripulación de las llamaradas solares y de zonas con
un alto contenido de partículas cargadas, como los cinturones de Van Allen,
hemos de diseñar refugios con un mayor blindaje, en el que cobijaría a los
astronautas hasta que se extinguiesen las llamaradas solares o se
abandonasen las zonas de alto contenido de partículas cargadas. Esta idea ha
sido mencionada en numerosas misiones del capítulo 2, Estudio de las
misiones más representativas.
Dichos habitáculos serían empleados para alojar las camas de nuestros
astronautas, y tendrán un blindaje superior al de la nave, estando también
rodeados de agua para disminuir aún más la radiación.
Los astronautas dormirían en los habitáculos blindados, y dado que
podemos saber, gracias a los campos magnéticos del Sol, cuando se están
produciendo llamaradas solares, nuestros astronautas serían avisados de dicho
fenómeno y permanecerían en el interior del habitáculo blindado el máximo
tiempo posible diario, hasta que las llamaras solares se extinguiesen.
3 Riesgos en el viaje interplanetario
85
Para proteger a la nave de los RCG, creemos que se debe potenciar la
investigación del polímero RFX1, para que sirva de material estructural de la
propia nave.
3.1.5
Carga psicológica
Nos ha parecido importante señalar la carga psicológica como posible riesgo
en la misión, ya que leyendo las misiones de la última mitad de siglo, en
muchas de ellas, como la misión de Paine y Von Braun que hemos comentado,
se apuesta por un viaje de ida a Marte de mucho trabajo para los astronautas,
en el que deberían realizar múltiples experimentos con el fin de que fuese lo
más rentable posible la misión. Esta manera de enfocar el viaje es
comprensible ya que los costes de la misión son elevadísimos. Pero hoy en día
tenemos más experiencia en los efectos psicológicos que sufren los
astronautas al desempeñar grandes cargas de trabajo y hemos de puntualizar
que no debemos imponer a la tripulación una carga de trabajo excesiva, ya que
el exceso de trabajo cansa prematuramente a la tripulación, con el consiguiente
descenso del rendimiento durante la estancia en Marte y durante el retorno a la
Tierra.
Creemos firmemente que uno de los mayores riesgos de la misión es la
desmoralización de los integrantes de la misma. Hay que tener en cuenta que
los astronautas estarán expuestos a altos niveles de estrés durante un periodo
de tiempo muy prolongado, y una desmoralización puede desencadenar en
motines y protestas de la tripulación que ocasionarían unas situaciones de gran
tensión e incertidumbre. Por ejemplo, en una misión Skylab de los Estados
Unidos, la tripulación se puso en huelga durante un día entero para protestar
por la gran carga de trabajo a la que estaban sometidos. Problemas similares
se registraron en la estación espacial rusa Mir.
El aislamiento junto al estrés se convierten en una mezcla ideal para
provocar estados depresivos en misiones de larga duración. Vivir en
3 Riesgos en el viaje interplanetario
86
habitáculos pequeños con las mismas personas día tras día puede provocar
peleas entre ellos.
Ha quedado constancia que en los destacamentos científicos de la Antártica,
en el que una de las principales características es su aislamiento, (el continente
más cercano es Sudamérica, aproximadamente a 1000 Km), se han producido
fuertes depresiones y peleas entre los miembro del equipo.
Es por ello que debemos tener en cuenta estos factores a la hora de
planificar nuestra misión. Proporcionado descansos periódicos a la tripulación,
comunicaciones con sus familiares para aliviar la sensación de aislamiento, y
videos, música y juegos para evitar el aburrimiento.
Deberemos hacer una cuidadosa selección de los integrantes de la
misión que trabajen bien entre ellos, en espacios pequeños y durante largos
periodos de tiempo. Además debemos hacer una selección que asegure que la
tripulación posee las cualidades técnicas necesarias para desarrollar todos los
estudios y tareas que tendrán que realizar en Marte. La selección del número y
de cualidades que ha de integrar la expedición se estudiarán más adelante.
A continuación mostramos un cuadro general de los principales riesgos del
viaje interplanetario y sus soluciones.
3 Riesgos en el viaje interplanetario
87
Ingravidez
Gravedad Artificial
RCG
Blindaje
Llamaradas
Radiación
Solares
Viaje Rápìdo
Cinturones
Van Allen
Selección
Tripulación
Carga
Psicológica
Apoyo emocional
Apoyo Emocional
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
88
4
Cálculo de los Incrementos de
Velocidades Necesarios
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
4
89
Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
4.1
Introducción a los principios gravitacionales y demostración de las leyes
de Kepler
Para poder comprender como es un viaje interplanetario, primero hemos de
ver cómo y por qué orbitan los cuerpos alrededor de otros. Para ello haremos
un estudio de la Ley de Gravitación Universal de Isaac Newton, mediante las
cuales podremos comprender las leyes de Johannes Kepler, que fue el primer
hombre en postular las leyes de los movimientos planetarios, que fueron
deducidas empíricamente a partir del estudio del movimiento de los planetas,
para lo cual se sirvió de las precisas observaciones realizadas por Tycho
Brahe.
Requiere su tiempo demostrar las leyes de Kepler y encontrar relación entre
las leyes de Newton y la forma de las órbitas, pero es un trabajo que se ha de
hacer para poder realizar un cálculo medianamente detallado de los
incrementos de velocidades que tendremos que proporcionar a nuestra nave
para llegar a Marte. Es por ello que tendremos que ir explicando y
desarrollando brevemente conceptos físicos fundamentales, como la energía
mecánica, momentos lineales, angulares, y otros más, para poder comprender
y explicar como hemos realizado nuestros cálculos y suposiciones.
4.1.1 Primera Ley de Kepler
Los planetas en su desplazamiento alrededor del Sol describen elipses,
con el Sol ubicado en uno de sus focos.
Las elipses planetarias son muy poco excéntricas, lo que quiere decir que
se asemejan mucho a una circunferencia, y por tanto la diferencia entre las
posiciones más lejanas y cercanas de un planeta al Sol son mínimas. La
máxima distancia de un planeta al Sol se denomina afelio y la mínima
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
90
perihelio.
La Tierra, por ejemplo, su perihelio esta situado a 147,5 millones de
kilómetros del Sol, mientras que su afelio no supera los 152,6 millones de
kilómetros de distancia.
Una elipse es una figura geométrica que tiene las siguientes características:
Ra + Rp
2
Semieje mayor a =
Semieje menor b
Semidistancia focal c =
La relación entre los semiejes es 2a = 2b + 2c
La excentricidad se define como el cociente e =
Ra − Rp
2
2c Ra − Rp
=
2a Ra + Rp
En el que e=0 en el caso de un círculo y e=1 en una parábola.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
4.1.2
91
Segunda Ley de Kepler
Las áreas barridas por el segmento que une al Sol con el planeta (radio
vector) son proporcionales a los tiempos empleados para describirlas.
Esta ley implica que el radio vector barre áreas iguales en tiempos iguales;
esto indica que la velocidad orbital es variable a lo largo de la trayectoria del
astro siendo máxima en el perihelio y mínima en el afelio (la velocidad del astro
sería constante si la órbita fuera un círculo perfecto). Por ejemplo, la Tierra
viaja a 30,75 Km en el perihelio y "rebaja" a 28,76 Km en el afelio.
s
s
4.1.3
Tercera Ley de Kepler
El cuadrado del período de revolución de cada planeta es proporcional al
cubo de la distancia media del planeta al Sol. P2=k·a3
La tercera ley permite deducir que los planetas más lejanos al Sol orbitan a
menor velocidad que los cercanos; dice que el período de revolución depende
de la distancia al Sol.
Pero esto sólo es válido si la masa de cada uno de los planetas es
despreciable en comparación al Sol. Si se quisiera calcular el período de
revolución de astros de otro sistema planetario, se debería aplicar otra
expresión comúnmente denominada tercera ley de Kepler generalizada.
Esta ley generalizada tiene en cuenta la masa del planeta y extiende la
tercera ley clásica a los sistemas planetarios con una estrella central de masa
diferente a la del Sol.
Antes de describir la Ley de Gravitación Universal de Isaac Newton
empezaremos por enunciar las Leyes de Newton.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
4.1.4
92
Primera Ley de Newton o Ley de la Inercia
Un cuerpo permanece en reposo o describe un movimiento rectilíneo y
uniforme a menos que se le aplique una fuerza externa sobre él
Dentro de esta ley hemos de destacar el concepto de momento, que
representa la resistencia o la oposición al cambio que tiene un cuerpo en
cambiar su velocidad y dirección de moviendo. Este momento es el resultado
de combinar la masa del cuerpo con su velocidad. Como un cuerpo puede
tener una velocidad lineal o angular, distinguimos dos tipos de momentos, el
lineal y el angular.
El momento lineal: Es el producto de la masa de un cuerpo en movimiento y
de su velocidad lineal. El momento es una cantidad vectorial, lo que significa
que tiene magnitud, dirección y sentido.
→
→
p = mv
→
p = Vector del momento lineal  Kg * m s 
m = Masa [Kg ]
v = Vector velocidad lineal [m s ]
→
El momento angular : Es el producto del momento de inercia del cuerpo I y
de su velocidad angular.
→
→
H =Iw
→
H
2


= Vector del momento angular  Kg * m 
s


I = Momento de inercia [Kg * m 2 ]
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
93
w = Vector velocidad angular [rad s ]
→
También podemos expresar el momento angular como:
→
H=
→
H
→
→
R*m v
2


= Vector del momento angular  Kg * m 
s


→
R = Posición [m]
m = Masa [Kg ]
v = Vector velocidad tangencial [m s ]
→
Con la segunda Ley de Newton podremos determinar el esfuerzo necesario
para cambiar el momento de un cuerpo.
4.1.5
Segunda Ley de Newton
El ratio del tiempo de variación y del cambio del momento de un cuerpo es
→
∂p
igual a la fuerza aplicada sobre el objeto.
=
∂t
→
F
Es decir, si queremos cambiar el momento de un cuerpo rápidamente,
hemos de aplicar una fuerza muy grande. Y si no tenemos prisa en cambiar el
momento de un objeto podemos aplicar una fuerza menor durante mayor
tiempo.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
94
→
→
→
∂ v ∂m →
∂ p ∂ ( m v)
=
=
m
+
F = ∂t
∂t
∂t
∂t v
→
Si la masa del cuerpo permanece constante en el tiempo,
→
F =m
→
∂v
∂t
∂m
= 0 , luego
∂t
→
= ma
→
F = Vector fuerza [N ]
a = Aceleración [m s
→
4.1.6
2
]
Tercera Ley de Newton o Principio de Acción-Reacción
Cuando un cuerpo ejerce una fuerza sobre otro, éste ejerce sobre el primero
una fuerza igual y de sentido opuesto.
4.1.7 Ley de la Gravitación Universal de Newton
La Ley de la Gravitación Universal de Newton establece que la fuerza
gravitatoria entre dos cuerpos, es directamente proporcional al producto de las
masas, e inversamente proporcional al cuadrado de la distancia que las separa.
Fg
=G
m1m2
R2
Fg = Fuerza gravitatoria [N ]
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
95
2


G= Constante de gravitación universal = 6,67 * 10 −11  N * m
2
Kg 

R= Distancia entre los cuerpos [m]
m1,m2= Masas de los cuerpos [Kg ]
Luego si sabemos de la segunda Ley de Newton que F=ma (Nos olvidamos
de los vectores porque nos interesan en las magnitudes), sacamos la
aceleración de la gravedad:
ma g =
G * m * mTierra
R2
ag =
GmTierra
R2
ag =
µ Tierra
R2
[ s]
[m s ]
a g = Aceleración de la gravedad m
µ Tierra = GmTierra = 3,986*1014
2
3
2
Ahora ya tenemos las herramientas necesarias para estudiar las órbitas
descritas por cualquier cuerpo alrededor de otro. Como el viaje de nuestra
misión la dividiremos en tres partes, la primera y la última, órbitas alrededor de
la Tierra y Marte respectivamente, y la segunda órbita de transferencia de la
Tierra a Marte. Estudiaremos primero cómo orbita un cuerpo alrededor de la
Tierra, siendo en Marte el mismo concepto a excepción que la masa de Marte
es menor que la de la Tierra.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
4.2
96
Órbita alrededor de la Tierra u otro cuerpo
Aplicamos la segunda Ley de Newton a una nave que este orbitando
alrededor de la Tierra:
→
→
→
→
→
→
→
∑ F Exteriores = F Gravedad + F Rozamiento + F Aceleración + F TercerCuerpo + F Otras = m a
Si hacemos las siguientes simplificaciones al problema:
1- Nuestra nave esta lo suficientemente alta para poder despreciar el
→
rozamiento con la atmósfera: F Rozamiento ≈ 0
2- Nuestra nave no realiza ninguna maniobra, luego despreciamos la
→
fuerza de aceleración: F Aceleración ≈ 0
3- Nuestra nave esta muy próxima a la Tierra, luego la atracción
gravitatoria de otros cuerpos, como el Sol, la Luna, etc, se pueden
→
considerar despreciables: F TercerCuerpo ≈ 0
4- Consideramos despreciables las fuerzas de origen electromagnético,
por radiación solar, etc. (Recuérdese que habíamos comentado en el
apartado de riesgos interplanetarios que la presión solar era de unos
5N
Km 2
).Luego como nuestra nave no va a estar orbitando un tiempo
muy prolongado, es factible despreciar la presión solar, pero para
satélites que orbitan durante varios años, hay que tener en cuenta que
se acabarán desplazando de su órbita unos grados por el efecto de la
presión solar.
5- La masa de la Tierra es muchísimo mayor que el de la nave
6- Asumimos que la Tierra es perfectamente esférica y con densidad
uniforme. Así podemos considerar que matemáticamente, la gravedad
está actuando desde el centro de la Tierra.
7- La masa de la nave permanece constante: Luego podemos decir que
→
→
∑F = ma
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
97
8- El sistema de coordenadas que vamos a utilizar, geocéntricoecuatorial, es suficientemente inercial para poder aplicar las leyes de
Newton.
Aplicando estas simplificaciones obtenemos la ecuación:
→
→
→
∑ F Exteriores = F Gravedad = m a
Ahora aplicamos la Ley de la Gravitación Universal de Newton:
→
F Gravedad = −
−
µ * mnave
R2
µ * mnave
R
2
→
r
→
∂2 r
r = mnave * 2
∂t
→
→
∂2 r µ →
−
r =0
∂t 2 R 2
Llegamos a una Ecuación Diferencial de 2º Orden
Resolviendo esta ecuación diferencial, obtenemos:
R=
c1
1 + c 2 * cosν
→
R= Magnitud del vector de posición de la nave, r
→ →
C1=constante que depende de µ , r , V
→ →
C2=constante que depende de µ , r , V
→
ν = Ángulo polar medido desde el eje mayor de la órbita hasta r
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
98
La ecuación que hemos obtenido representa la relación de cualquier círculo,
elipse, parábola o hipérbola. Kepler comprobó que las órbitas de los planetas
eran elipse, pero no supo demostrar porqué. Nosotros lo acabamos de
demostrar.
Anteriormente habíamos definido los parámetros de la elipse. Con estos
parámetros podemos sustituir en nuestra ecuación polar las constantes c1 y c2.
a (1 − e 2 )
R=
1 + e * cosν
a = Semieje mayor [Km]
e = Excentricidad
Los radios del perigeo ( R p ) y apogeo ( Ra ) son:
R v = 0 º R p = a (1 − e)
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
99
R v = 180º Ra = a (1 + e)
4.3
Constantes del movimiento orbital
Como vemos, la nave se mueve en un campo conservativo, luego la energía
mecánica y el momento se conservan.
4.3.1 Energía mecánica
E=
1
µm
mV 2 −
2
R
La energía mecánica específica es:
E V2 µ
ε= =
−
m
2 R
Como la energía mecánica se conserva, ésta debe ser la misma a lo
largo de toda la órbita descrita por nuestra nave, luego en el apogeo la nave
esta ganando energía potencial al encontrarse a la distancia más lejana del
foco ocupado (la Tierra en nuestro caso) y por tanto ha de disminuir su
velocidad para que se conserve la energía mecánica total. En cambio en el
perigeo la nave tiene la mínima energía potencial y por ello aumenta su
velocidad para conservar la energía mecánica.
Acabamos de demostrar la
segunda Ley de Kepler.
[
La velocidad en Km
s
] de nuestra nave será:
µ

V = 2 + ε 
R

Podemos expresar la energía mecánica específica como:
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
100
ε =−
µ
2a
Luego simplemente conociendo la órbita de nuestra nave sabemos la
energía mecánica específica.
Conociendo la energía mecánica podemos obtener el periodo orbital P
expresado en segundos.
P = 2π
a3
µ
Como vemos se cumple la tercera Ley de Kepler, en la que afirmaba que
2
P =k·a3.
Habiendo demostrado todas las Leyes de Kepler, ya tenemos las
herramientas suficientes para comprender cómo orbitará nuestra nave y como
serán sus trayectorias.
4.4
Cálculo de órbitas
Como la cantidad de combustible es un parámetro crítico para cualquier
maniobra en el espacio, realizaremos las maniobras más eficientes para reducir
el consumo de combustible. El mínimo consumo de combustible para realizar
cambios de órbitas en el mismo plano, se consigue con la transferencia de
Hohmann.
La transferencia de Hohmann utiliza transferencias de órbitas elípticas
tangenciales a las órbitas inicial y final. Así sólo es preciso cambiar el módulo
de la velocidad sin necesidad de cambiar la dirección de la misma para llegar a
otra órbita que este en el mismo plano que la primera. Esto supone un ahorro
drástico del combustible.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
101
Si queremos llegar de una órbita de un semieje mayor a1 a una órbita de
semieje mayor a 2 en el mismo plano, hemos de cambiar la energía mecánica
de la nave, ya que ε = −
µ
2a
.
Este cambio de energía mecánica sólo lo podremos realizar cambiando la
cantidad de energía cinética mediante incrementos de velocidades ∆V .
Si queremos hacer un cambio de plano:
θ
Hemos de aplicar un ∆Vsimple = 2∆Vinicial Sen( ) .
2
4.4.1
Viaje Tierra- Marte
Lo primero que hemos de hacer es definir nuestro sistema de coordenadas.
Ya que la buena elección del sistema simplificará nuestros cálculos. Durante el
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
102
viaje interplanetario la gravedad de la Tierra y Marte serán menos importantes
que la fuerza gravitatoria del Sol. Es por ello que definimos como centro de
coordenadas el Sol mismo, estableciendo el denominado sistema heliocéntrico.
El plano fundamental será el plano eclíptico, plano en el que está la órbita de la
Tierra alrededor del Sol.
Como hemos visto las trayectorias están regidas por la Ley de la
Gravitación Universal de Newton. Pero al existir cuatro cuerpos en nuestro
problema, el Sol, la Tierra, Marte, y nuestra propia nave, los cálculos se hacen
muy complicados si tratamos de resolver el problema de una forma global. Por
eso aplicamos el lema “Divide y vencerás” y dividimos el problema en tres
regiones.
Región 1: Órbita de transferencia del planeta Tierra a Marte alrededor
del Sol. La fuerza dominante es la fuerza gravitatoria del Sol.
Región 2: Salida de la Tierra. La gravedad terrestre es la dominante en
esta región.
Región 3: Llegada a Marte. En esta región la fuerza gravitatoria de
Marte es la dominante.
Calculando estas trayectorias por separados podremos determinar el ∆VTotal
y así obtendremos la cantidad total de combustible que necesitaremos.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
103
Datos de las órbitas de la Tierra y Marte:
Distancia media al Sol
Tierra
Marte
1.AU = 1,496x108 km
1,524 AU = 2,279x108
km
Velocidad orbital
29.8 km/s
24.1 km/s
Inclinación de la órbita
23° 27'
25° 11'
Inclinación respecto al
0°
1°50'59"
0.0167
0.093
365,256 days
686.98 días
media
plano eclíptico
Excentricidad de la
órbita
Periodo sideral
1.88 años
Diámetro (ecuador)
12,756 km
6794 km
Masa
5,976x1024 kg
6,42x1023 kg
Velocidad de escape
11,2 km/s
5,0 km/s
Simplificaciones a la hora de realizar los cálculos de ∆V :
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
104
1. Consideraremos que las órbitas de la Tierra y Marte alrededor del
Sol son una circunferencia perfecta, es decir que la excentricidad es
nula. Por tanto tomaremos como radio la distancia media al Sol.
2. Consideraremos que la órbita marciana se encuentra en el plano
eclíptico.
3. Los campos gravitacionales de otros planetas no se tendrán en
cuenta.
Estas simplificaciones son lo suficientemente válidas para proporcionarnos
una idea muy aproximada de cuanto ∆V necesitaremos, pudiendo determinar
así la cantidad de combustible necesario.
Vista general del viaje:
La nave se encontrará orbitando al comienzo de la misión en una órbita baja
terrestre (LEO) con una velocidad VoT .Una vez que haya permanecido algún
par de días alrededor de la Tierra y se hayan comprobado todos los sistemas
de abordo por los controladores de Tierra, el sistema de propulsión se
encenderá para aportar un ∆V . Este aporte de velocidad provocará un
aumento de la energía mecánica específica de la nave, para obtener una
trayectoria hiperbólica de salida con una velocidad ViT . Una vez que la
gravedad de la Tierra se pueda despreciar en comparación con la del Sol, la
nave tendrá una velocidad V fT .
En esta fase del viaje cambiamos nuestro sistema de coordenadas a uno
heliocéntrico, con lo que vemos a la nave describir una órbita de transferencia
elíptica, como la descrita por Hohmann.
La siguiente fase del viaje será cuando la nave entre dentro del campo de
influencia gravitacional marciano con una velocidad ViM , cambiando nuestra
perspectiva a una en Marte. Aquí se volverán a encender los motores para
proporcionar otro ∆V que disminuya la velocidad de la nave de una V fM hasta
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
105
una velocidad VoM para poder describir una órbita alrededor de Marte. También
podemos optar por el descenso directo o por realizar un aerofrenado.
Por tanto, realizaremos dos ∆V , es decir, necesitaremos una fuerza de
aceleración y otro de frenada, proporcionada por los motores de nuestra nave.
∆V1 = ViT - VoT
∆V2 = V fM - VoM
Dividiremos el problema en tres regiones para poder simplificar las
operaciones de cálculo. Pero debemos tener cuidado al cambiar de sistema de
coordenadas en cada región, ya que la velocidad de un cuerpo será vista de
forma distinta según el sistema en el que nos encontremos.
4.4.1.1 Región 1: Órbita de transferencia de la Tierra a Marte
La fuerza dominante es la fuerza gravitatoria del Sol.
La órbita de transferencia de Hohmann tiene como perihelio la Tierra y como
afelio Marte, ya que su foco ocupado es el Sol. El eje mayor de dicha elipse es
la suma de los radio de las órbitas “circulares*” de la Tierra y Marte.
*:Véase la simplificación 1
atransferencia =
rTierra + rMarte 1,496x108 + 2,279x108
=
= 1,8875 x108 Km
2
2
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
106
Figura 4-1 Transferencia de Hohmann, Tierra-Marte
Luego las velocidades en el perihelio y afelio serán:
Habíamos deducido que la velocidad en cualquier órbita venia dada por:
µ

µ µ 
1 1 
V = 2 + ε  = 2 −  = 2 µ  − 
R

 R 2a 
 R 2a 
Ahora µ no es el de la Tierra, para la cual habíamos demostrado esta
ecuación, sino el del Sol, es decir µ Sol = G * M Sol
Siendo G la constante de gravitación universal, pero ¿cuál es la masa del
Sol?
Lo resolveremos partiendo de los datos que conocemos de la Tierra y de su
órbita. Como hemos deducido, la velocidad de un cuerpo orbitando alrededor
de otro viene determinada por :
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
107
1 1 
V = 2µ  − 
 R 2a 
Considerando la órbita terrestre como una circunferencia perfecta, entonces
la velocidad de la Tierra girando alrededor del Sol será:
V=
G * M Sol
RTierra − Sol
Sabiendo la velocidad media de la Tierra alrededor del Sol es de 29,8 km/s,
obtenemos que la masa del Sol es:
M Sol =
V 2 * R 29800 2 * 1,496 x1011
=
= 1,991x10 30 Kg
−11
2*G
2 * 6,67 x10
Luego µ Sol = 1,3285 x10 20 m
3
s2
Por último obtenemos las velocidades en el perihelio y afelio de la elipse de
transferencia:
 1
1

1
1

Vperihelio = 2µ Sol 
−  = 2 *1,3285x1020 
−
 = 32744,9 m
11
11 
s
R
2
a
1
,
496
x
10
2
*
1
,
8875
x
10


 Tierra

 1


1
1
1
Vafelio = 2µ Sol 
−  = 2 *1,3285x1020 
−
 = 21494,68 m
11
11 
s
2 *1,8875x10 
 2,279x10
 RMarte 2a 
4.4.1.2 Región 2: Órbita de salida de la Tierra
La gravedad terrestre es la dominante en esta región.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
108
La nave se encuentra orbitando circularmente a una distancia de
aproximadamente 300 Km. de la superficie, con una velocidad VoT . Una vez se
han comprobado todos los sistemas desde los controladores terrestres, se da
la orden de puesta en marcha de los motores para proporcionar un ∆V que
proporcione una velocidad ViT capaz de proporcionar una energía cinética que
eleve la energía mecánica a una que otorgue el nivel energético necesario para
alcanzar una órbita con el eje mayor igual a la suma de la distancias del Sol a
la Tierra y a Marte.
1 1 
V oT = 2 µ  −  =
 R 2a 
µ
R oT
=
3,986 x1014
= 7713,14 m
s
6700 x10 3
V fT es la velocidad de la nave en el perihelio, pero vista desde la Tierra,
recuérdese que en la región 2 estamos en un sistema de coordenadas
geocéntrico.
V fT = V perihelio − VTierra = 32744,9 − 29800 = 2944,9 m
s
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
109
¿Cuánto es ViT ?
Muchos autores no calculan ViT y simplemente consideran que ∆V1 = V perihelio VTterra . Esa aproximación se aleja mucho de la realidad. Ya que no se tiene en
cuenta la posición de la órbita inicial de la nave. Es decir, una nave orbitando a
baja altitud y otra a gran altitud, necesitarían el mismo incremento de
velocidades para llegar a la órbita de escape hiperbólica. Y eso como hemos
visto, difiere mucho de la realidad, ya que la velocidad inicial de la nave
depende de la altura de la órbita, luego una nave a gran altitud no necesitaría
tanto incremento de velocidad que una nave que estuviese a baja altitud.
Nosotros asumiremos una mayor precisión en nuestros cálculos y lo
resolveremos mediante energías.
Sabemos que una nave tiene una energía mecánica específica para una
órbita determinada, ya que habíamos demostrado que ε = −
µ
2a
. Luego si
tenemos una ε 0T al estar orbitando alrededor de la Tierra, hemos de
proporcionar un incremento de velocidad para que la nave pueda llegar a la
órbita de escape con su ε fT , que es la energía mecánica específica que tiene
la nave en la hipérbola de salida cuando abandona la influencia gravitatoria de
la Tierra.
Para calcular ε fT necesitaremos conocer el semieje mayor de la hipérbola.
Por tanto hemos de hallar los parámetros característicos de la hipérbola.
¿Qué esta viendo un observador en la Tierra?
El observador terrestre ve a la nave describir una hipérbola de salida,
que coincide con la elipse de Hohmann si nos situamos en el Sol.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
110
Si nos alejamos más, la hipérbola se iría viendo como la parte final de una
elipse:
¿Cuáles son los parámetros de la hipérbola?
Asumimos que la hipérbola de salida coincide con la elipse de transferencia
vista desde la Tierra, luego hagamos un zoom a dicha elipse en los alrededores
de la Tierra:
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
111
Elipse Vista desde la Tierra
15000000000
10000000000
5000000000
0
1,5E+11 1,5E+11 1,5E+11 1,5E+11 1,5E+11 1,5E+11 1,5E+11 1,5E+11 1,5E+11 1,5E+11 1,5E+11
Elipse Vista desde la Tierra
-5000000000
-10000000000
-15000000000
De la Ley de la Gravitación Universal obtuvimos que los cuerpos bajo la
influencia gravitatoria describían trayectorias de tipo cónica. Ya que
→
F Gravedad = −
−
µ * mnave
R2
µ * mnave
R2
→
r
→
∂2 r
r = mnave * 2
∂t
→
→
∂2 r µ →
−
r =0
∂t 2 R 2
Resolviendo esta ecuación diferencial, obteníamos:
R=
c1
1 + c 2 * cosν
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
112
→
R= Magnitud del vector de posición de la nave, r
→ →
C1=constante que depende de µ , r , V
→ →
C2=constante que depende de µ , r , V
→
ν = Ángulo polar medido desde el eje mayor de la órbita hasta r
Y para una trayectoria de tipo sección cónica (elipses, parábolas e
hipérbolas) las constantes eran:
R=
a (1 − e 2 )
1 + e * cosν
a = Semieje mayor [Km]
e = Excentricidad
Luego tenemos como incógnitas el semieje mayor y la excentricidad de
nuestra elipse, y sólo tenemos una ecuación por el momento. Necesitamos otra
ecuación que nos permita conocer la excentricidad o el eje mayor para poder
encontrar todos los parámetros de la hipérbola.
En el perigeo de nuestra hipérbola, al coincidir con el perihelio de nuestra
elipse de transferencia, la nave tiene una velocidad V fT .
 1
1
Luego como V fT = 2µ 
−
R
 Esfera 2a hiperbola

 , y REsfera es la distancia a la cual


hemos considerado que la nave esta fuera de la esfera de influencia
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
113
gravitacional. Algunos autores consideran R Esfera = ∞ . Esto matemáticamente
sería cierto, pero para hacerlo más real, tomaremos que R Esfera = 1x10 6 Km , lo
que nos dará un resultado muy próximo a
R Esfera = ∞ , ya que es una gran
distancia.
Por tanto el eje mayor de la hipérbola es:
a hipérbola = −50614356,13metros
Conociendo ahipérbola podemos obtener la excentricidad, sabiendo un punto
de la hipérbola. Como haremos coincidir el perigeo de la hipérbola con nuestra
órbita inicial de rotación alrededor de la Tierra, para así salir tangencialmente
de nuestra órbita de rotación a la hipérbola de salida. Esto nos obliga a tomar
como punto de perigeo a: PPerigeo = [ R = 6700 x10 3 ,0 º ] :
e = 1−
Rp
a
= 1+
6700000
= 1,132
50614356,13
A continuación mostramos una gráfica que muestra la trayectoria hiperbólica
de salida, cuyos parámetros acabamos de determinar. En triángulos verdes
hemos representado la hipérbola, y en cuadrados azules representamos la
órbita a la cuál se encuentra orbitando nuestra nave antes de encender el
sistema de propulsión para escapar de la influencia gravitatoria terrestre y
dirigirse a Marte.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
Figura 4-2 Órbita hiperbólica de salida de la Tierra
114
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
Por tanto ε fT = −
µ
2a hipérbola
=
115
2
3,986 x1014
= 3,937 x10 6 m 2
s
2 * 50614356,13
Como la energía mecánica se compone de la suma de la energía potencial y
cinética de la nave. Para cambiar la energía mecánica sólo podremos modificar
la energía cinética cuando estemos orbitando a una altura determinada. Es
decir, necesitaremos incrementar la velocidad de VoT a una ViT que haga que
ε iT = ε fT en la órbita a la que se encuentra orbitando la nave.
 µ
ViT = 2
+ ε iT
 RoT

 3,986 x1014

 = 2
+ 3,937 x10 6  = 11263,17 m
5
s
 6,7 x10


Finalmente ∆V1 es:
∆V1 = ViT - VoT =3550 m
s
≈ 3,6 Km
s
4.4.1.3 Región 3: Llegada a Marte
En esta región la fuerza gravitatoria de Marte es la dominante. La trayectoria
de transferencia de Hohmann tiene como afelio Marte. Luego la nuestra nave
llega a la esfera gravitacional de Marte con una velocidad: Vafelio = 21494,68 m ,
s
pero como en esta parte del problema nos encontramos en un sistema de
coordenadas situado en Marte, la velocidad que mediremos a la llegada a
Marte, ViM , será:
ViM = V Marte − Vafelio = 24,1x10 3 − 21494,68 = 2605,32 m
s
Desde Marte vemos llegar a la nave con una trayectoria hiperbólica, cuyos
parámetros lo resolvemos igual que en el caso de la Tierra, a excepción que
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
116
asumiremos que el radio de la esfera de influencia gravitacional es diez veces
menor que el de la Tierra, al ser la masa de Marte aproximadamente 10 veces
menor
que
el
de
la
µ Marte = Gm Marte = 4,28 x10 13 m
Tierra.
Y
que
µ Tierra ≠ µ Marte .
Siendo
3
s2
En esta fase de la misión tenemos cuatro alternativas de aproximación.
Como nuestra misión estará configurada por una nave de carga y otra
tripulada, para cada nave diseñaremos una aproximación que mejor se ajuste a
los estándares requeridos de ambas.
Posibles alternativas:
Descenso directo
Frenado propulsivo\Aerofrenado
Aerocaptura
Frenado propulsivo puro
Descenso directo:
Como su propio nombre indica, supone realizar un descenso
directamente en Marte sin haber frenado previamente para situarse en una
órbita de Marte, y de ahí iniciar el descenso.
Emplearemos esta alternativa para la nave de carga, pero en cambio,
para la nave tripulada valoraremos tanto la opción de frenado puramente
propulsivo, así como la del frenado por aerofrenado.
Frenado puramente propulsivo:
Consiste enfrenar la nave mediante el uso exclusivo de la fuerza de
empuje proporcionada por nuestros sistemas de propulsión.
Si queremos describir una órbita circular entorno a Marte de altura 450 Km,
el incremento de velocidades necesario, será:
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
117
Nuestra nave entrará en la influencia gravitatoria marciana con una
velocidad ViM = 2605,32 m , y seguirá una trayectoria elíptica de semieje
s
mayor a hipérbola = −7215478,8 m .
s
 1

1
 , entonces a hipérbola = −7215478,8 m
−
Como ViM = 2 µ 
R

s
2
a
hiperbola 
 Esfera
Cuando estemos alineados con Marte, a una distancia de 450 Km de la
superficie, cosa que pasará en el perigeo de nuestra hipérbola de entrada,
encenderemos nuestro sistema de propulsión para frenar la nave con el objeto
de reducir la energía mecánica específica y ser capturados por la gravedad
marciana en una órbita circular de radio respecto al centro de Marte de 3.850
Km.
La velocidad en el perigeo de esa órbita circular es:
VoM =
µ
RoM
= 3356,06 m
s
La velocidad en el perigeo de la hipérbola de entrada será:
ε fM = ε iM = −
µ
2a
= 2,9658 x10 6 m
 µ
V fM = 2
+ ε fM
R
p

2
s2

 = 5334,6 m
s


Por tanto la reducción de velocidad que debemos aplicar si optamos por un
frenado puramente propulsivo:
∆V2 PROPULSIVO = V fM − VoM = 1978,5 m ≈ 2 Km
s
s
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
118
Frenado propulsivo\Aerofrenado:
El aerofrenado es una maniobra de bajo riesgo, que consiste en frenar la
nave mediante su rozamiento con la atmósfera superior del planeta. Esta
maniobra se realiza después de que la nave haya sido insertada en alguna
órbita inicial, para cambiar la excentricidad de dicha órbita o cambiar la altitud
de la misma. Normalmente el calor y los picos de temperatura producidos por el
rozamiento no suponen un gran problema, pudiendo no ser necesario la
protección de un escudo térmico. La maniobra de aerofrenado puede llevar
varios meses. Para nuestra nave de carga preferimos realizar múltiples
pasadas ahorrándonos así combustible. Pero para nuestra nave tripulada,
preferimos realizar una frenada propulsiva mayor en el transcurso de la
maniobra de aerofrenado para que así nuestra tripulación no este demasiado
tiempo orbitando alrededor de Marte.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
119
Realizaremos los cálculos para nuestra nave tripulada:
Queremos tener una órbita final en Marte de 3850 Km., lo que equivale
a una altura de 450Km respecto a la superficie.
Realizaremos una aproximación a Marte con una trayectoria hiperbólica
de entrada.
Según nuestros cálculos, nuestra nave entrará en la influencia
gravitatoria marciana con una velocidad ViM = 2605,32 m , y seguirá una
s
trayectoria elíptica de semieje mayor a hipérbola = −7215478,8 m .
s
 1

1
 , entonces a hipérbola = −7215478,8 m .
−
Como ViM = 2 µ 
R

s
2
a
hiperbola 
 Esfera
Hemos diseñado nuestra trayectoria tal que pase a 300 kilómetros de Marte,
para frenar la nave durante varias pasadas. Cuando estemos alineados con
Marte, a una distancia de 300 Km de la superficie, que lo habremos diseñado
para que suceda en el perigeo de nuestra hipérbola de entrada, encenderemos
nuestro sistema de propulsión para frenar la nave con el objeto de reducir la
energía mecánica específica y ser capturados por la gravedad marciana.
Si estuviéramos bajo la influencia marciana, existen una infinidad de órbitas
elípticas posibles que cumplan con la condición de contorno de tener el perigeo
a 3700 Km del centro de Marte. Es decir, como la energía mecánica específica
en un punto depende de la energía potencial (posición) y de la energía cinética
(velocidad), hemos de definir la velocidad a la que debe orbitar nuestra nave
para que describa una circunferencia, o dar otro punto de la hipérbola. Cuanto
más elíptica sea la órbita de captura alrededor de Marte menos ∆V deberemos
aplicar a nuestra nave. Por tanto, probamos con la elipse de captura de eje
semimayor aOC = 16,85 x10 6 metros (En los cálculos utilizaremos la nomenclatura
OC=órbita de Captura, para referirnos a dicha órbita.). Lo que equivale a una
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
120
órbita elíptica cuyo perigeo, es obviamente 3700Km, y su apogeo 30.000Km
respecto al centro de Marte.
El incremento de velocidad necesario para capturar nuestra nave en está
órbita elíptica, proviniendo de una trayectoria hiperbólica de entrada, será:
La velocidad de nuestra nave en el perigeo de la hipérbola es:
ε fM = ε iM = −
µ
2a
= 2,9658 x10 6 m
 µ
V fM = 2
+ ε fM
R
 p
2
s2

 = 5391,36 m
s


La velocidad en el perigeo de la órbita OC:
 1
1
VOC = 2µ 
−
R
 p 2aOC

 = 4538,2 m
s


La reducción de velocidad necesaria para llegar a la órbita de captura:
∆V2.a = V fM − VoM = 853,26 m ≈ 0,86 Km
s
s
Ya estamos en la órbita OC, ahora necesitamos frenar la nave en el apogeo
de la OC, para que disminuir nuestro perigeo hasta tocar con la atmósfera. Esta
maniobra tiene algo de incertidumbre, ya que la densidad atmosférica de la
atmósfera superior no es constante. La sonda Odyssey recogió estas
variaciones de densidades durante su aerofrenado:
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
121
Vemos que las estimaciones de densidad no son totalmente fiables y
pueden contener un error considerable. Por eso se establece la nave en una
órbita inicial de captura y poco a poco se va iniciando el descenso del perigeo,
hasta llegar a una altura cuya densidad sea la que queramos.
Las estimaciones de densidad de la atmósfera en Marte se rigen por la
función exponencial:
ρ = ρoe
−1, 275 x10 −4 *h
ρ o = 0,057 Kg
m3
h = Altura en metros
Debemos encontrar la órbita cuyo perigeo este a una altura tal que el
rozamiento de la nave con atmósfera no suponga una aerofrenado de muchas
pasadas hasta conseguir el apogeo deseado (450 Km de la superficie). Lo más
seguro es que para no prolongar durante varios días esta maniobra,
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
122
deberemos realizar progresivos frenados mediante los motores, gastando así
combustible.
Nuestro máximo incremento total de velocidad que podemos aplicar para
que nos sea rentable esta maniobra es teóricamente de 2 Km
s
, ya que si no,
la maniobra de aerofrenado nos saldrá más cara que un frenado puramente
propulsivo, en el que ∆V2 ≈ 2 Km . Como ya hemos utilizado 0,86 Km para
s
s
ser capturados en la órbita OC, sólo tenemos margen para 1,14 Km . Pero
s
dado que esta maniobra conlleva tiempo, y por tanto una mayor exposición de
radiación a la tripulación, sólo veremos factible esta maniobra si conseguimos
reducir el incremento de velocidad necesario en al menos un 25%. Por tanto, la
maniobra total no debe exceder de 1,7 Km , dejándonos un margen de
s
0,84 Km .
s
¿Cuál es la mínima velocidad a la que ha de orbitar una nave en Marte para
que no se estrelle si orbita circularmente?
Como el radio de Marte es 3.400 Km, la curvatura del planeta es tal que
cada 4,3175 Km desciende 2,74 metros.
Luego si un objeto se traslada con una velocidad horizontal, tal que al
descender 2,74 metros por efecto de la gravedad, haya recorrido una distancia
horizontal de 4,3175 Km, volverá a la altura inicial.
¿Qué velocidad horizontal tiene que tener para que pase esto?
Tiempo en caer 2,74 metros:
La gravedad en Marte es solo un 38% de la que encontramos en la Tierra al
nivel del mar.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
123
d2y
= 3,397 dy = 3,397 * t * dt
dt 2
2 , 74
∫
t
dy = 3,397 ∫ t * dt 2,74 = 3,397 *
0
0
t=
t2
2
2,74 * 2
= 1,27 s s
3,397
Velocidad para recorrer 4317,5 metros, lo que equivale 0,08º respecto a
Marte, en 1,27 segundos:
V =
e 4317,5
Km
=
= 3,4
t
1,27
s
Luego como esa velocidad coincide con la órbita de altura 300 Km, hemos
de ir aplicando pequeños impulsos a nuestra nave cuando estemos en
rozamiento con la atmósfera, que será a una distancia inferior a los 300 Km,
para corregir nuestra altura en el perigeo. Hemos leído informes sobre algunas
aerofrenados, y no le dan mucha importancia a estos incrementos de
velocidades para corregir el perigeo, luego supondremos que su consumo es
pequeño.
¿A que altura debemos realizar el aerofrenado? Como hemos dicho, al tener
incertidumbre la densidad atmosférica de Marte a esas alturas, nos fijamos en
la altura del perigeo de la sonda Odyssey, al realizar su aerofrenado.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
124
Figura 4-3 Altura de aerofrenado de la sonda Odyssey
Si consideramos que situamos la nave en una elipse de frenado, tal que su
perigeo este a 100 Km de la superficie marciana, la elipse vendrá definida por
los parámetros:
a frenada ,inicial = 16750 x103 metros
e = 0,79
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
125
Figura 4-4 Estimación del rozamiento con la atmósfera
Apreciamos en la gráfica que durante aproximadamente 80º, nuestra nave
trascurrirá por una altura de 100Km. La velocidad media durante ese trayecto
es V± 80 º = 4,6 Km .
s
Tendremos una fuerza de rozamiento en ese recorrido de:
Froz =
1
C D ρA f V 2 [N ]
2
A f =Proyección del área frontal
CD= Coeficiente de rozamiento, que consideraremos próximo a la unidad,
porque no tenemos los suficientes datos para determinarla. Aún así nso hemos
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
126
fijado en CD utilizados para cálculos de la NASA y este valor se encuentra
siempre entorno a la unidad.
ρ = ρ o e −1, 275 x10
−4
*100 x103
= 1,654 x10 −7 Kg
m3
Luego, en función de la proyección del área frontal efectiva de nuestra nave,
tendremos una fuerza de rozamiento:
Figura 4-5 Fuerza de rozamiento en función del área efectiva
Vemos que si utilizásemos un sistema de propulsión eléctrico solar, el área
frontal efectiva sería enorme, ya que los ingenieros de la misión de Semyonov
y Gorshkov proponían paneles solares de 40 000 metros cuadrados. Con lo
que se obtendría una Froz = 76.216 N , sólo con los paneles solares.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
127
Nosotros utilizaremos un sistema termonuclear, pero también llevaremos
paneles solares para abastecer a nuestra nave. Estos paneles solares serán
mucho menores que los de la misión de Semyonov y Gorshkov, ya que no
proporcionarán la potencia para propulsarnos, sino para abastecer a la nave de
suministro eléctrico.
Si tomamos como suministro eléctrico de la nave 16KW, según los cálculos
de la misión de Semyonov y Gorshkov, necesitaríamos un área de 184 m 2 de
paneles solares. Tomando como medidas comparativas, las del trasbordador
espacial, donde podríamos obtener un área de oposición frontal efectiva de
885,7 m 2 , podemos estimar que nuestra nave, cuyas dimensiones han de ser
mayores a las del trasbordador, y unido a los paneles solares, podremos
obtener un área frontal efectiva de aproximadamente 1100 m 2 , lo que nos da
una Froz ≈ 2000 N .
Con lo que simplificando, obtendríamos una aceleración de a =
Froz
.
m
Si tomamos las masas propuestas por las misiones DRM 1.0 y DRM 3.0,
vemos que DRM 3.0 propone 66 tn y DRM 4.0, 60 tn. Si nos quedamos con la
masa media de las dos misiones, obtenemos que nuestra masa estará entorno
a 63 toneladas.
a=
Froz
≈ 3,33 x10 −2 m 2
s
m
Luego el incremento de velocidades que obtendríamos por cada pasada
sería: ∆V = a * t
Siendo t el tiempo que emplea la nave en recorrer los 80º, donde roza con
la atmósfera.
Simplificando t ≈
1,4rad
1,242 x10 −3 rad
≈ 1130 segundos .
s
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
128
∆Vaerofrenado = a * t ≈ 38 m
s
Nuestra última órbita de frenada será cuando nuestro apogeo este a 450 Km
de la superficie, es decir Rapogeo = 3850 Km . Los parámetros de la curva son:
a frenada , final = 3675Km
e = 0,046
 1
1
V perigeo = 2µ 
−
R
 perigeo 2a frenada, final

 = 3579,23 m
s


Para alcanzar esa órbita desde la órbita de frenada inicial, necesitamos un
frenado de:
∆V = V frenada ,inicial − V frenada , final = 1020 m
s
Realizamos un proceso iterativo, en el que a medida que varia la velocidad,
cambia la fuerza de rozamiento y el tiempo de frenada. Así determinaremos
aproximadamente el número de pasadas. Obtenemos que el número de
pasadas necesarias son aproximadamente 34.
Esto equivale a 6,3 días de frenada.
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
Tabla 4-1 Simulación del aerofrenado para un frontal equivalente de 1100m2
Figura 4-6 Periodo de las órbitas de aerofrenado en función del tiempo. (Af=1100m2)
129
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
130
Maniobra de aerofrenado:
Figura 4-7 Maniobra de aerofrenado
Esta duración la consideramos lo suficientemente breve para no tener que
aplicar ninguna maniobra propulsiva adicional al aerofrenado.
Hemos de reconocer que nuestras cifras son muy optimistas, ya que hemos
considerado que realizábamos todo el aerofrenado a una altura de la superficie
de 100 Km, que es bastante baja. También hemos considerado un área frontal
efectiva considerable.
Si tomásemos cifras más conservadoras, y tomásemos como área efectiva
de frenado sólo la de los paneles solares y la de la cara frontal de nuestra
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
131
nave, lo que equivaldría a unos 600 m 2 , la fuerza de rozamiento se vería
reducida a casi la mitad. Por tanto el número de pasadas para frenar la nave
serían 61, lo que equivaldría a 11,3 días. Tiempo que consideramos como
admisible.
Figura 4-8 Simulación del aerofrenado con un área frontal efectiva de 600 m2
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
132
Figura 4-9 Periodo de las órbitas de aerofrenado en función del tiempo (Af=600m2)
Si quisiéramos reducir la duración a una semana, como en el caso anterior,
deberíamos aplicar un incremento de velocidad de ∆V = 0,47 Km . Ya que en
s
una semana de aerofrenado habríamos obtenido un ∆V = 0,55 Km .
s
Ahora sólo nos queda determinar el último incremento de velocidad en el
apogeo de nuestra órbita elíptica para elevar el perigeo a una altura 450 Km
sobre la superficie marciana. Llegando así a la esperada órbita circular.
Sabemos que el apogeo estará a 450 Km. El perigeo de nuestra nave estará
a 100 Km., luego el eje semimayor de la elipse será:
a frenada , final ≈ 3675x10 3 metros
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
133
 1
1
Vapogeo = 2µ 
−
R
 apogeo 2a frenada, final

 = 3254 m
s


La velocidad en el apogeo la órbita circular final es:
VoM =
µ
RoM
= 3356,06 m
s
Por tanto el incremento aproximado de de velocidad que debemos aplicar
para llegar a la órbita circular:
∆V2.b = VoM − Vapogeo = 130 m ≈ 0,13 Km
s
s
Dando un incremento de velocidad total de la maniobra de aerofrenado de:
∆V2 AEROFRENADO = V2.a + V2.b ≈ 1 Km
s
Nota: A=1100m2, seis días de aerofrenado
A=600m2, once días de aerofrenado
Lo que equivale a un 50% menos de energía respecto a una frenada
puramente propulsiva.
Si estuviésemos en el caso de que A=600 m2, y queríamos obtener la órbita
de frenada final en una semana debíamos aplicar un ∆V adicional de 0,47 K ,
s
lo que daría un ∆V2 AEROFRENADO = ∆V2.a + ∆V2.b + ∆Vadicional ≈ 1,47 Km s .
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
134
No hemos podido obtener cálculos de maniobras de aerofrenado por parte
de la NASA ni de cualquier otra agencia aeroespacial. Por ello hemos tenido
que elaborar nosotros mismos los cálculos. Lo que si hemos obtenido son
cifras comparativas por parte de la JPL (Jet propulsión Laboratory) de la NASA,
en el que afirman que el incremento de velocidades se puede reducir entorno a
un 50% respecto a una frenada puramente propulsiva. Lo que es exactamente
la solución que hemos obtenido.
Conclusión:
Dado que podemos ahorrar hasta un 50% de combustible mediante la
maniobra de aerofrenado, maniobra que no esta catalogada como arriesgada,
optamos que nuestra nave tripulada la realice. Nuestra nave de carga realizaría
un descenso directo. Necesitando, alrededor de 0,2 Km , para realizar dicha
s
maniobra.
Una vez que la nave principal este orbitando circularmente alrededor de
Marte, toda la tripulación descenderán con una nave de descenso a la
superficie marciana.
Cuando hayan finalizado su estancia, los astronautas ascenderán con una
nave de ascenso llevada por la nave de carga, y se acoplarán a la nave
principal para volver a la Tierra.
Para tener una comunicación entre nuestra base y los rovers, o/y nuestra
base y la Tierra, se trasportaría un satélite de comunicación en nuestra nave
de carga. Dicha sonda sería liberada antes de entrar en la influencia
gravitatoria marciana, dándole un pequeño impulso, para que entrase en la
esfera de influencia gravitacional marciana con una hipérbola cuyo perigeo
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
135
estuviese a 26.000Km, distancia que coincide con una órbita semisíncrona,
ideal para las sondas de comunicaciones.
4.4.1.4 Llegada a Marte del satélite de comunicaciones
A continuación mostramos una gráfica en el que se ve la hipérbola de
entrada del satélite de comunicaciones, en puntos cuadrados azules, la esfera
de influencia gravitacional marciana en triángulos rojos, y la órbita semisícrona
en puntos redondos de color rosa:
Figura 4-10 Puesta en órbita semisíncrona del satélite de comunicaciones
4 Cálculo de los incrementos de velocidades necesarios
136
Obtención de los parámetros de la hipérbola:
 1

1
 , entonces a hipérbola = −7215478,8 m
−
Si ViM = 2 µ 
R

s
2
a
hiperbola 
 Esfera
Conociendo ahipérbola podemos obtener la excentricidad, sabiendo un punto
de la hipérbola, por ejemplo el punto Pperigeo = [ R = 26 x10 6 ,0 º ] :
e = 1−
R
26 x10 6
= 1+
= 3,603
a
7215478,8
Luego si queremos orbitar en una orbita geoestacionaria a 26000 Km. de
distancia respecto al centro del planeta rojo, tendremos una velocidad final de
VoM =
µ
RoM
= 1283,03 m .
s
Como se conserva la energía mecánica tendremos la misma energía
mecánica específica a la entrada de la región 3 que a la altura del perigeo,
donde encenderemos los motores de nuevo para frenar la nave hasta la VoT .
Luego en el perigeo tendremos ε fM = ε iM = −
µ
2a
= 2,9658 x10 6 m
 µ
+ ε fM
da una velocidad en el perigeo de V fM = 2
R
p

2
s2

 = 3037,1 m .
s


Por consiguiente hemos de realizar un frenado de:
∆V2 = V fM − VoM = 1757 m ≈ 1,8 Km
s
s
. Lo que nos
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
137
5
Determinación de las Fechas de
Lanzamiento
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
5
138
Determinación de las fechas de lanzamiento
5.1
Fechas en función de la transferencia de Hohmann
Para estimar la duración del viaje, calcularemos la duración de un ciclo de la
órbita de transferencia y lo dividiremos entre dos, ya que como se ve en la
gráfica “Transferencia Hohmann Tierra-Marte”, la Tierra esta en el perihelio y
Marte en el afelio, que coincide con la mitad de la elipse de transferencia, o si
lo desean con la variación de 180º desde el foco (el Sol).
¿Cuánto es el periodo de la órbita de transferencia?
La tercera Ley de Kepler nos decía que el cuadrado del período de
revolución de cada planeta es proporcional al cubo de la distancia media del
planeta al Sol. P2=k·a3 , y más tarde demostramos que conociendo la energía
mecánica podíamos obtener el periodo orbital P expresado en segundos.
P = 2π
a3
µ
Luego en nuestro caso, al orbitar alrededor y bajo la influencia gravitatoria
del Sol el periodo será:
P = 2π
atransferencia
µ Sol
3
= 2π
6,7245 x10 33
= 44,7 x10 6 seg
20
1,3285 x10
Luego la duración del viaje será:
Ttransferencia =
P
= 22,35 x10 6 s Ttransferencia = 258,68días Ttransferencia ≈ 8,5meses
2
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
5.1.1
139
Cálculo de la posición de los planetas para el lanzamiento
Como hemos comentado en el punto anterior, nuestra nave saldrá de la
Tierra y llegará a Marte con una diferencia de 180º. Luego nuestra nave a de
partir a Marte cuando se den las condiciones que a la llegada a Marte, éste
este alineado con el Sol y la posición de la Tierra en el momento de partida
del viaje.
Figura 5-1 Posición de los planetas en la órbita de transferencia de Hohmann
Como Marte tiene una velocidad orbital menor que la Tierra, Marte debe
estar adelantado a la Tierra en el momento del inicio del viaje.
Hemos de calcular el tiempo que tarda Marte en realizar una vuelta completa
al Sol.
PMarte = 2π
a Marte
µ Sol
3
= 2π
1,1836 x10 34
= 5,93x10 7 seg ≡ 686,98días
20
1,3285 x10
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
140
Representamos matemáticamente que Marte, a la llegada de la nave esté
alineado con el Sol y con la posición de la Tierra en el momento del inicio del
viaje:
 Ttransferencia
 PMarte
θ Tierra − θ Marte + 2π 

 = π

Esto nos indica que la diferencia de ángulos entre la posición inicial de Marte
y la Tierra en el momento del inicio del viaje ha de ser:
 258,68 
 = 0,7756rad → 44,44º
 686,98 
θ Tierra − θ Marte = π − 2π 
5.1.2
Cálculo de las ventanas de lanzamiento
Debemos calcular el número de días necesarios para que Marte y la
Tierra se posicionen de tal manera que existan 0,7738 radianes de diferencia
entre sus respectivos ángulos medidos desde un sistema heliocéntrico.
Para ello “fijaremos” Marte y haremos mover la Tierra con una velocidad
angular igual a la diferencia de las velocidades angulares de ambos planetas.
 2π
2π
−
 PTierra PMarte
θ Inicial + θ lanzamiento + t lanzamiento 

 = 2π

θ lanzamiento = θ Tierra − θ Marte = 0,7756rad
PTierra = 365,256dias = 31558118,4 segundos
PMarte = 686,98días = 59355072 segundos
t lanzamiento = tiempo que falta para la alineación correcta de la Tierra y Marte.
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
141
θ Inicial = Una diferencia de ángulos de referencia.
Para θ Inicial hemos escogido un día en concreto y hemos medido la diferencia
de ángulos θ Tierra − θ Marte . Hemos seleccionado el día 22 de septiembre de
2005, ya que así la Tierra tiene un ángulo θ Tierra = 0º , según nuestro sistema
escogido.
Hemos utilizado un simulador orbital que indica la posición de Marte y la
Tierra para cada día. El 22 de septiembre de 2005 los planetas estarán en esta
posición:
Figura 5-2 Posición de la Tierra y Marte el 22/9/2005
θ Inicial = 0,3187rad=18,263º
Luego el tiempo que falta para una alineación correcta será:
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
t lanzamiento =
142
2π − θ Inicial − θ lanzamiento
 1
1
2π 
−
 PTierra PMarte



Sustituyendo calores obtenemos que la primera oportunidad de lanzamiento
la tendremos en t lanzamiento = 55.669.403,37 segunos ≈ 644,3días desde el 22/9/2005,
por lo que el 29 de junio de 2007 será la fecha de lanzamiento. Como sabemos
que tardará 258,7 días en llegar a Marte, la llegada al planeta rojo se producirá
el 16 de abril de 2008.
En la fórmula utilizada hemos considerado la velocidad angular media de las
órbitas terrestre y marciana, es decir hemos considerado una velocidad angular
w = 2π
P
constante durante toda la órbita. Pero esto, sólo es cierto si la
excentricidad de las órbitas de Marte y de la Tierra fuese cero, ya que serían
perfectamente circulares las órbitas, y por tanto la velocidad sería constante. La
órbita terrestre tiene una excentricidad de 0,0167, luego la aproximación de
considerar que la Tierra tiene una velocidad angular constante durante toda la
órbita no se aleja mucho de la realidad. Pero la órbita marciana tiene una
excentricidad de 0,093, lo que provocará que la velocidad angular sea mayor
en las proximidades del perihelio y menor en las del afelio.
Como veremos, el viaje pronosticado transcurre en los meses de septiembre
a abril. Por lo que la mayor parte del viaje se produce cuando Marte está
próximo al perihelio, lo que hace que la velocidad angular estimada de Marte
sea menor a la que realmente tiene. Esto ocasionará un adelantamiento de la
posición de Marte.
El siguiente esquema lo muestra claramente:
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
143
Figura 5-3 Posición real y estimada de Marte a nuestra llegada el 16/4/2008
El 29/6/2007 se produce el lanzamiento, cuando la Tierra está a 278,66º
respecto a nuestro sistema heliocéntrico. Dado que el viaje es 180º, Marte
debería estar a 98,66º el día de la llegada prevista de la nave, es decir, el
16/4/2008.
Pero como vemos, el 16 de abril de 2008 Marte está a 144,6º, lo que
tenemos un error de θ error = 46º . Es decir, Marte está más adelantado de lo que
habíamos predicho. Esto se debe a que durante la mayor parte del viaje, de
259 días, Marte ha estado orbitando en el perihelio y en sus proximidades. Lo
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
144
que hace que vaya más rápido que la velocidad angular media que habíamos
introducido en la fórmula.
Por lo tanto, para que la fórmula sea más precisa deberíamos cambiar la
velocidad de Marte en función de su ángulo. Pero realmente no hará falta, ya
que sabemos que la fecha está próxima al 16 de abril, pero en esa fecha Marte
se ha adelantado porque ha ido la mayor parte del viaje por los alrededores del
perihelio. Por lo tanto si retrasamos o adelantamos la fecha, Marte se
encontrará más alejado del perihelio y transcurrirá casi la misma cantidad del
tiempo en las zonas de “alta” velocidad de su órbita (zonas próximas al
perihelio) y en las zonas de “baja” velocidad de su órbita (zonas próximas al
afelio).
En la segunda Ley de Kepler dice que las áreas barridas por el segmento
que une al Sol con el planeta (radio vector) son proporcionales a los tiempos
empleados para describirlas.
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
145
Figura 5-4 Aplicación de la Segunda Ley de Kepler
En la figura 5-1, inmediatamente superior, distinguimos las zonas de “alta” y
“baja” velocidad angular de Marte en función de su proximidad al foco ocupado
(el Sol). La zona de la derecha es la zona de “alta” velocidad y la zona de la
izquierda de baja velocidad. Es por ello que Marte tarda el mismo tiempo en ir
del punto A al punto B, que de ir del punto C al punto D, pese a que
apreciamos que hay más distancia de A a B, que de C a D.
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
146
Por lo tanto, si el viaje son 258,7 días, lo que corresponde con el 0,376 del
periodo de Marte, depende de dónde este Marte, recorrerá más o menos
distancia. Véase un ejemplo:
Las áreas azul y verde son las mismas, y ambas han sido recorridas en 258
días. Como el foco ocupado por el Sol se encuentra más próximo a la zona
verde, el radio vector es menor y por tanto debemos barrer un mayor perímetro
de la elipse para igualar el área azul, que tiene un radio vector mayor.
Una vez estudiado porqué nuestra ecuación no da la solución precisa,
vemos que Marte, el día del lanzamiento (29/7/2007) está a 352,5º, lo que da
un θ lanzamiento = 73,8º .
Habíamos comentado que para obtener una solución
más próxima a la realidad utilizando nuestra fórmula, debíamos conseguir que
Marte estuviese el mismo tiempo en las zonas de “alta” velocidad, como en las
de “baja”. Es decir, Marte debería estar a un ángulo del Sol, tal que recorriese
en la mitad del viaje (129 días), desde su posición inicial hasta el punto B o C
(situado a 1,66 radianes), donde empezaría la zona de “bajas” velocidades.
Por lo tanto, como hemos obtenido que Marte tiene una velocidad angular
media w ≈ 7,012 x10 −8 rad , en el tramo del punto B hasta el punto que recorre
s
en 159 días. Estimamos que el ángulo de Marte en el despegue debe estar
próximo a θ Marte ≈ 1,66rad − 7,012 x10 −8 rad * 13737600 s ≈ 0,696rad = 40º
s
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
147
Y vimos que debía ser aproximadamente θ lanzamiento = θ Tierra − θ Marte = 44,4º ,
luego a partir del 29/7/2007 vamos simulando hacia delante, para que Marte se
aleje del perihelio, hasta obtener el ángulo de diferencia similar al θ lanzamiento .
Obteniendo la fecha de lanzamiento el 21 de septiembre de 2007. Calculamos
que la fecha debe estar de dos a tres meses antes, o después que el 29 de
julio.
Probando con agosto y septiembre encontramos que para el 21 de
septiembre de 2007 Marte está a 44,1º de la Tierra. La Tierra se encuentra a
0,5º y al cabo de 259 días Marte se encuentra a 180,1º. Por lo tanto es una
magnífica fecha de lanzamiento.
Figura 5-5Posición de Marte y la Tierra para una transferencia de Hohmann
Si quisiéramos realizar una trayectoria de Hohmann la fecha de lanzamiento
más cercana sería:
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
148
Fecha de lanzamiento más cercana: 21 de septiembre de 2007
5.2
Ventanas de lanzamiento facilitados por la NASA
La trayectoria de transferencia de Hohmann es la que conlleva el mínimo
consumo de combustible. Pero estos cálculos habían sido realizados bajo tres
suposiciones:
1. Considerábamos que las órbitas de la Tierra y Marte alrededor del Sol
son una circunferencia perfecta, es decir que la excentricidad es nula.
2. Considerábamos que la órbita marciana se encuentra en el plano
eclíptico.
3. Los campos gravitacionales de otros planetas no se tendrán en cuenta.
Si asumimos una mayor precisión en nuestros cálculos, y eliminamos todas
las suposiciones. Obtendremos que la transferencia más eficiente entre la
Tierra y Marte, no coincide exactamente con la de Hohmann. Pudiendo ser este
viaje mayor o menor de 180º. (Recuérdese que la transferencia de Hohmann
era de 180º exactos.)
Estos viajes de mínima energía se clasifican según el ángulo que recorren
alrededor del Sol:
Tipo I: En el que el ángulo recorrido es menor que 180º.
Tipo II: En el que el ángulo recorrido es mayor que 180º.
Lógicamente, los viajes tipo I al ser más cortos, se realizarán en un menor
tiempo. Siendo la duración de cada trayecto variable en función de la
oportunidad. Cada 26 meses se abre una ventana de una transferencia
interplanetaria de poca duración (6 meses) y de baja energía. En algunas
ventanas, Marte está más lejos de la Tierra que en otras. Es decir, dentro de
las ventanas de baja energía, unas son más favorables que otras, pudiéndose
necesitar una aumento de aproximadamente un 60 % de combustible entre la
mejor y la peor oportunidad.
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
149
Hemos obtenido de la NASA, unas ventanas de lanzamiento con sus
respectivos valores C3 y sus tiempos de viaje.
Viaje de mínima
Viaje de baja
Viaje rápido
Viaje de
energía
energía
Tipo I
mínima
Tipo II
Tipo II
duración
Tipo I
Duración
Duración C3
Duración C3
Duración C3
Año C3
2
2
2
2
( Km )
(días)
( Km )
(días) ( Km )
(días)
( Km )
(días)
s
s
s
s
2009
11
325
12
300
23
175
2011
10
300
11
275
20
175
2013
10
325
13
275
15
175
2016
9
300
12
175
15
150
2018
14
280
12
175
15
150
2020
18
400
23
340
16
175
20
150
2022
14,5
400
17
350
22
175
2024
13
350
16
320
22
200
28
175
2026
11
300
12,5
275
17,5
200
23
175
Tabla 5-1 Ventanas de Lanzamiento. NASA. [RAPP__]
Tras comparar nuestro modelo de cálculo empleado en la determinación de
los incrementos de velocidades necesarios para salir de la influencia
gravitatoria terrestre con una órbita hiperbólica, hemos deducido que la variable
de la NASA C3 es nuestra variable VfT al cuadrado, que habíamos definido en
nuestro modelo de cálculo de la región 2. Véase el apartado 4.4.1.2.
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
150
V fT es la velocidad de la nave en el perihelio, pero vista desde la Tierra,
recuérdese que en la región 2 estamos en un sistema de coordenadas
geocéntrico.
Necesitamos encontrar la relación que nos permita obtener en función
de la variable de la NASA C3, el incremento de velocidad necesario para dicha
oportunidad.
5.3
Determinación del ∆V necesario para cada oportunidad de lanzamiento
Tras deducir paso a paso como obtener el incremento de velocidad
necesario para llegar a Marte según una transferencia elíptica de Hohmann.
Podemos obtener una expresión general para deteminar el incremento de
velocidad necesario para propulsarnos de la Tierra a Marte desde una órbita
dada.
Habíamos deducido que:
∆V1 = ViT - VoT
V iT =
 µ
2 
+ ε iT
R
 oT
1 1 
VoT = 2 µ  −
=
 R 2a 
 µ
∆V1 = 2
+ ε iT
 RoT



µ
RoT

µ
 −
RoT

Como :
 1
1
V fT = 2µ 
−
R
 Esfera 2a hiperbola

 ≈


µ
a hipérbola
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
151
ε fT = ε iT =
µ
2a hipérbola
=
V fT
2
2
Obtenemos la expresión general de:
∆V1 =
2µ
µ
2
+ V ft −
RoT
RoT
Ecuación 5-1
Siendo:
V ft = La velocidad de la nave a la salida de la influencia gravitacional
terrestre.
µ = GmTierra = 3,986 x1014 m
3
s2
RoT = Distancia del centro de la Tierra a nuestra nave, en la órbita inicial de
salida.
Gracias a la ecuación que hemos deducido anteriormente (Ecuación 5.1),
somos capaces de hallar el incremento de velocidad necesario para cada
ventana de lanzamiento y cada órbita inicial en la que nos encontremos.
La ecuación 5.1 es de gran utilidad, ya que podremos variar nuestra
distancia inicial orbital y calcular automáticamente el incremento de velocidad
necesario par ir a Marte en cada oportunidad.
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
152
Viaje de mínima energía Tipo II
Año
2009
2011
2013
2016
2018
2020
2022
2024
2026
C3
[ Km ]2
s
11
10
10
9
14
18
14,5
13
11
∆V
Km
[
]
s
3,68795915
3,64401906
3,64401906
3,5999083
3,81877492
3,99092175
3,84043355
3,77533517
3,68795915
Viaje de baja energía Tipo II
Año
2009
2011
2013
2016
2018
2020
2022
2024
2026
C3
[ Km ]2
s
12
11
13
∆V
Km
[
]
s
3,73173054
3,68795915
3,77533517
23
17
16
12,5
4,20260846
3,94812329
3,90516717
3,75355358
Viaje rápido Tipo I
Año
2009
2011
2013
2016
2018
2020
2022
2024
2026
C3
[ Km ]2
s
23
20
15
12
12
18
22
22
17,5
∆V
Km
[
]
s
4,20260846
4,07605257
3,86205165
3,73173054
3,73173054
3,99092175
4,16057304
4,16057304
3,96954212
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
153
Viaje de mínima duración Tipo I
Año
2009
2011
2013
2016
2018
2020
2022
2024
2026
C3
[ Km ]2
s
∆V
Km
[
]
s
15
15
20
3,86205165
3,86205165
4,07605257
28
23
4,41059956
4,20260846
Podemos apreciar que los valores de los incrementos de velocidades,
obtenidos realizando la transferencia de Hohmann son casi idénticos a los que
se obtienen en el viaje de mínima energía. Aunque la duración del viaje es
menor en el de Hohmann, ya que el ángulo recorrido entorno al Sol es menor.
Los viajes rápidos de tipo I, al ser el ángulo menor que 180º, apreciamos
unas reducciones de aproximadamente un 30% en la duración del viaje
respecto al de Hohmann. Pero al realizarse los viajes en un menor tiempo,
hemos de proporcionar un incremento de velocidad mayor a la nave.
Como debemos transportar un módulo de carga y un módulo tripulado. El
módulo de carga seguramente nos interesará enviarlo en un viaje de mínima
energía y mayor duración, ya que al no estar tripulado, una mayor exposición a
la radiación espacial no es un factor tan determinante. Mientras que el módulo
tripulado irá en una trayectoria tipo I, para minimizar la exposición a la radiación
espacial en el trayecto.
5.4
Fechas finales de lanzamiento
Nuestra misión se compone de un viaje de carga y otro tripulado.
En el viaje de carga se trasportará:
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
154
Módulo habitacional
Rovers presurizados
Nave de ascenso (NAM= Nave de Ascenso de Marte)
Dos generador eléctrico nucleares SP-100, para abastecer a las
plantas de producción y al módulo habitacional.
Satélite de comunicaciones Base-Rover, Base-Tierra
Plantas ISRU, para obtener combustible para la NAM, agua y oxigeno
de los recursos marcianos
En el viaje tripulado se transportará:
Cuatro astronautas
Comida para 1000 días:
• 150 días viaje de ida
• 150 días viaje de vuelta
• 600 días en la superficie marciana
• Comida para 100 días en caso de emergencia
Nave de descenso a Marte (NDM)
Comprobando la tabla de las ventanas de lanzamiento, la fecha más propicia
para iniciar nuestra misión es en el año 2013. Elegimos este año, porque el
incremento de velocidades necesario para enviar la carga en una órbita de
mínima energía de tipo II es muy bajo, siendo aproximadamente igual al
calculado para una transferencia de Hohmann. Esta carga necesitaría un
∆V ≈ 3,644 Km
s
(recuérdese que en nuestros cálculos de la transferencia de
Hohmann obtuvimos un ∆V ≈ 3,6 Km , lo que equivaldría a una desviación de
s
tan sólo un 1,2%) y tardaría 325 días (en nuestra transferencia de Hohmann
obteníamos un viaje de una duración un 20% menor).
Por razones técnicas, al requerirse una ventana de tiempo mayor entre el
viaje tripulado y el de carga para producir el combustible necesario para la nave
de ascenso de Marte (NAM), hemos optado por realizar el viaje de carga, en
vez de un viaje de mínima energía de tipo II, como un viaje rápido de tipo I de
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
175 días y con un incremento de velocidad necesario de
155
∆V ≈ 3,86 Km
s
,
aunque esto su ponga un mayor gasto de combustible. Por tanto, el viaje de
carga saldrá el 7 de diciembre y llegará el 1 de julio de 2014.
Nota: El razonamiento de cambiar de un viaje de mínima energía de tipo II a uno
rápido de tipo I, se explica más detalladamente en el apartado 8.6 Cálculo de los días
necesarios para obtener los combustibles necesarios.
A finales de febrero de 2016, si nuestras plantas de producción nos
informasen a través de nuestro satélite de comunicaciones, que todos los
combustibles, agua y oxigeno necesarios han sido obtenidos según lo previsto,
mandaríamos a nuestra tripulación a Marte en un viaje de mínima duración de
tipo I, cuya duración sería de 150 días con un incremento de velocidad
necesario de 3,86 Km
s
(lo que supone un 7% más que lo calculado por
nosotros para una transferencia de Hohmann). Llegarían a Marte a principio de
agosto de 2016.
Al cabo de 600 días, alrededor del 20 de marzo, los cuatro astronautas
ascenderían, en la NAM, a la órbita de espera de la nave principal, donde se
acoplarían a ella e iniciarían el viaje de regreso a la Tierra. El viaje de regreso
se estima que durará 200 días y el C3 establecido por la NASA es de
6,2 Km
2
s2
.
5 Determinación de las fechas de lanzamiento
2013
156
2014
2015
Salida el 7
Llegada el 1
de
de julio del
diciembre
módulo
del módulo
de carga
de
Inicio de la
producción
de
combustibles
2016
Comprobación de
la producción
2018
El 20 de
marzo,
ascenso en
la NAM a
Salida el
28 de
febrero de
la nave
ISRU.
Llegada a
la Tierra a
principios
de octubre.
Llegada el
29 de julio
de la nave
Aerofrenado
Descenso a
Marte a
medidos
El hombre
pisa Marte
6 Selección del sistema de propulsión
157
6
Selección del Sistema de
Propulsión
6 Selección del sistema de propulsión
6
158
Selección del sistema de propulsión
6.1
Introducción de los principios físicos de los sistemas de propulsión
En este apartado describiremos como se mueven las naves espaciales
gracias a los sistemas de propulsión. Haremos una descripción y comparativa
de los sistemas de propulsión espaciales, que actualmente existen, para de
esta forma seleccionar el que mejores prestaciones nos otorgue.
En el apartado anterior habíamos calculado el ∆VTotal para realizar el viaje.
Para producir un ∆V en un cuerpo hemos de cambiar su momento lineal.
Recuérdese que el momento lineal es el producto de la masa de un cuerpo en
movimiento y de su velocidad lineal. El momento es una cantidad vectorial, lo
que significa que tiene magnitud, dirección y sentido.
→
→
p = mv
Ecuación 6-1
→
p = Vector del momento lineal  Kg * m s 
m = Masa [Kg ]
v = Vector velocidad lineal [m s ]
→
Luego, si queremos una variación del momento lineal de nuestro sistema en
un determinado momento, debemos dar un impulso a nuestra nave. Siendo un
impulso la variación de la cantidad de movimiento: ∆p = p − p o .
6 Selección del sistema de propulsión
159
Habíamos visto que la segunda Ley de Newton dice que el ratio del tiempo
de variación y del cambio del momento de un cuerpo es igual a la fuerza
→
∂p →
aplicada sobre el objeto.
=
∂t F
→
→
→
∂ v ∂m →
∂ p ∂ ( m v)
=
=
m
+
F = ∂t
∂t
∂t
∂t v
→
Es decir, si queremos cambiar el momento de un cuerpo rápidamente,
hemos de aplicar una fuerza muy grande. Y si no tenemos prisa en cambiar el
momento de un objeto podemos aplicar una fuerza menor durante mayor
tiempo. Luego el impulso total será la fuerza aplicada durante su tiempo de
aplicación.
El impulso de nuestra nave, provendrá de la fuerza de empuje producida por
nuestro sistema de propulsión durante el periodo de tiempo que esté actuando.
Como dijimos, podemos obtener el mismo impulso con un sistema de
propulsión que ejerza un gran empuje durante un breve periodo de tiempo, y
otro que ejerza un pequeño empuje durante un largo periodo de tiempo.
Nuestro sistema de propulsión lo único que hará será proyectar a grandes
velocidades, y en sentido contrario a la dirección del desplazamiento, el
combustible, que no es más que parte de la masa de nuestra nave. Gracias a
esto cambiaremos la velocidad de nuestra nave, ya que si consideramos
nuestro sistema el formado por la nave espacial y el combustible expulsado,
vemos que ninguna fuerza externa está actuando sobre él. Por tanto, como
→
∂p
F=
= 0 , no habrá ninguna variación en el momento lineal del sistema.
∂t
→
→
→
p0 = p f
m nave v 0 = mnave* v f − mcombustible v combustible
6 Selección del sistema de propulsión
160
m nave = mnave* + mcombustible
Como vemos, cuanto más rápido salga despedido el combustible en la
dirección opuesta, más rápido irá nuestra nave.
También apreciamos que nuestro sistema de propulsión necesita masa de
combustible. Dado que la masa de nuestra nave es fundamental reducirla, ya
que lo más problemático de la misión será el coste de los lanzamientos
necesarios para posicionar toda la nave en una órbita terrestre. Cuanto más
ligera sea nuestra nave, menos lanzamientos de componentes requerirá la
nave para ser ensamblada en el espacio.
Por consiguiente, el saber sólo el impulso de nuestro sistema de propulsión
no es el único parámetro en el que nos debemos fijar para decantarnos por la
elección de uno u otro sistema. Es por ello que definimos el parámetro de
impulso específico, en el que nos da la relación entre la fuerza de empuje y el
peso del flujo másico que necesita.
I sp =
Fempuje
•
m* g
Ecuación 6-2
Cuanto mayor se el Isp mayor será la eficiencia del cohete y mayor fuerza de
empuje proporcionará para un determinado flujo másico de combustible, lo que
es equivalente a decir, que a mayor Isp, el sistema de propulsión necesitará
menos cantidad de combustible para obtener un
∆V . Y por tanto
necesitaremos menos combustible para realizar todos los incrementos de
velocidades que requiere nuestra misión.
6 Selección del sistema de propulsión
161
Aplicando la conservación del momento lineal de nuestro sistema, habíamos
obtenido que la fuerza de empuje dependía de la velocidad y de la cantidad de
masa propulsada por nuestro sistema de propulsión. A la masa propulsada la
denominaremos propulsor.
•
FEmpuje = m C
Ecuación 6-3
•
m =Flujo másico de combustible  Kg 
 s 
[ s]
C = Velocidad efectiva de los gases de combustión m
Como todos nuestros cálculos los hemos referido a incrementos de
velocidades, nos interesa expresar la relación anterior en incremento de
velocidades.
F =m
•
m=
∂v
∂m
∫ m ∂t = ∫ ∂t C
∂v
∂t
∂m
∂t
Ecuación 6-3
∫ ∂v = C ∫
∂m
m
6 Selección del sistema de propulsión
162
m
∆V = CLn o
m
 f




Ecuación 6-4
m0 = masa inicial de la nave antes de encender los motores [Kg ]
m f = masa final de la nave después de encender los motores [Kg ]
De la ecuación 6-2, vemos que C = I sp g , por lo que podemos expresar el
incremento de velocidades como:
m
∆V = I sp gLn o
m
 f




Ecuación 6-5
Ya sabemos como podemos obtener un incremento de velocidad en nuestra
nave, mediante la eyección a altas velocidades de los gases de combustión.
Para realizar este proceso hemos de conseguir altas velocidades de salida del
combustible aportando una energía al mismo.
6.2
Tipos de sistemas de propulsión
Dependiendo de cómo realicemos el proceso de conseguir altas velocidades
de salida del combustible, distinguimos dos tipos de sistemas de propulsión (A
partir de ahora denominaremos con las siglas SP al sistema de propulsión):
SP Termodinámicos (SPT): Usan la energía termodinámica para
realizar el proceso (Calor y presión)
6 Selección del sistema de propulsión
163
SP Electrodinámicos (SPE): Usan la energía electrodinámica (Campos
magnéticos y partículas cargadas)
6.2.1
Sistemas de Propulsión Termodinámicos (SPT)
La energía termodinámica es aportada al propulsor a través de calor y
presión. El propulsor puede producir calor a través de una reacción química o a
través de reacciones externas como fuentes eléctricas, solar, o nuclear. Los
propulsores líquidos o gaseosos son introducidos a presión en los tanques de
almacenamiento. Una vez que se a transferido la energía al propulsor, tenemos
un gas a alta temperatura y presión, es decir tenemos un gas con un gran nivel
energético termodinámico.
Un ejemplo de estos sistemas son los empleados por los trasbordadores
espaciales estadounidenses, cuyos motores principales están alimentados por
oxigeno líquido e hidrógeno líquido a alta presión.
Una vez que tenemos el propulsor con un alto nivel energético,
transformamos esta energía termodinámica en energía cinética a través de
toberas de expansión.
Estas toberas se rigen bajo el Principio de Bernoulli. Este principio nos dice
que la máxima velocidad que podemos alcanzar en una tobera es la velocidad
del sonido en la garganta de la tobera.
Un concepto importante de los SPT, es que el I sp aumentará cuanto mayor
sea la temperatura de combustión o cuanto menor sea la masa molecular del
combustible.
I spα
Tcombustión
M
6 Selección del sistema de propulsión
164
Tcombustión = Temperatura de combustión [K ]

M = Masa molecular  Kg
 mol 
Como el hidrógeno es el elemento con la mínima masa molecular de la tabla
periódica, y alcanza grandes temperaturas en la combustión,
es el más
empleado como combustible de SPT.
Análisis de los distintos Sistemas de Propulsión Termodinámicos:
Dentro de SPT clasificamos cinco tipos en función de la fuente energética
que utilizan:
1. Gas frío
2. Químico
3. Termo solar
4. Termoeléctrico
5. Termonuclear
1. Gas frío
Consiste en aportar energía termodinámica al fluido a través de presión, es
decir se almacena un gas a alta presión y cuando lo dejamos expandir a través
de la tobera adquiere velocidad, aportando una fuerza de empuje a la nave.
Los combustibles más empleados son el helio, el CO2 , aunque se puede
utilizar cualquier gas comprimido a altas presiones.
Valoración:
6 Selección del sistema de propulsión
165
Ventajas
o Funcionamiento muy simple.
o Muy fiable
Desventajas
o
I sp extremadamente bajo
( I sp ≈ 65s ).
o Seguro Bajas
Temperaturas de operación
o Podemos emplear CO2 de
combustible, que abunda
mucho en la atmósfera
marciana.
Tabla 6-1 Ventajas y desventajas del SPT-Gas frío
La mayor ventaja que presenta este sistema de propulsión es su extrema
simplicidad y seguridad, que unido al poder emplear CO2 como combustible,
que se encuentra en abundancia en la atmósfera marciana, hace que sea
atractiva su utilización para la nave de ascenso de Marte. Cuya finalidad es
transportar a los astronautas de la superficie marciana a la nave de regreso.
Pero esta opción la descartamos ya que presenta una enorme desventaja, y
es su escaso impulso específico.
2. Químico
La mayoría de los sistemas de propulsión elegidos en las misiones de los
últimos 50 años son SPT químicos. El propulsor libera energía de sus enlaces
químicos durante la combustión.. Los cohetes químicos se clasifican en tres
tipos según el propulsor que utilicen:
o 2.1 Líquidos
6 Selección del sistema de propulsión
166
2.1.1 Bipropulsor
2.1.2 Monopropulsor
o 2.2 Sólidos
o 2.3 Hibridos
2.1.1 SPT Líquido Bipropulsor
Consiste en mezclar un elemento denominado combustible y otro
denominado oxidante, que al unirse se produce una reacción química que
libera calor y subproductos que forma los gases de combustión.
Los oxidantes típicos son: Oxígeno líquido (LOX), N 2 O4 ,HTP
Los combustibles más utilizados son: Hidrógeno líquido ( LH 2 ), queroseno
( C 4 H 8 ), hidracina ( N 2 H 4 ).
Valoración:
Ventajas
o Alto I sp ≈ 455s .
o Se puede encender más de
una vez.
o Se puede regular el empuje
Desventajas
o Debemos manipular dos
propulsores (el oxidante y el
combustible).
o Problemas en la cámara de
mediante la manipulación de
combustión y en las toberas
la mezcla combustible-
por las altas temperaturas
oxidante.
que se alcanza en la
combustión.
o Hemos de almacenar los
propulsores a bajas
temperaturas
(criogenización).
6 Selección del sistema de propulsión
167
Tabla 6-2 Ventajas y desventajas del SPT-Químico
Los SPT líquidos son los que más se han utilizado en el pasado y los que se
emplean en la actualidad, por su gran fuerza de empuje y por la fiabilidad de
estos sistemas de propulsión, que han adquirido gracias a los numerosos años
de experiencia acumulados.
En la década de los sesenta fueron desplazados como sistema de
propulsión elegido para los viajes a Marte. Pero debido a la cancelación del
proyecto NERVA, para el desarrollo de los SPT termo nucleares, y después el
accidente de Chernobyl en 1986, en el que la opinión publica se hizo
extremadamente sensible a todo lo sonase nuclear, los SPT químicos volvieron
a resurgir en las primeras misiones de los noventa. Véase por ejemplo la
misión Mars Direct de 1992.
Nosotros vamos no vamos a seguir la misma tendencia y creemos
firmemente que no es la mejor opción. El principal problema que vemos en
estos SP, es la necesaria criogenización de los propulsores para que se
encuentren en estado líquido. Esto se supone en una gran desventaja para una
misión a Marte, ya que deberíamos mantener los propulsores a una
temperatura muy baja durante un gran periodo de tiempo, y eso supone un
problema técnico muy difícil de solventar.
Es cierto que existen propulsores que no deben ser almacenados a bajas
temperaturas, como la hidracina y el tetroxide de nitrógeno N 2 O4 , pero este
almacenamiento conlleva una penalización en el
I sp , rebajándolo a
aproximadamente los 300 s. Este impulso específico nos parece muy bajo en
comparación con otros SP que existen o están en desarrollo. Por lo tanto
preferimos descartar el SPT químico y contemplar otras alternativas
2.1.1 SPT Líquido Monopropulsor
6 Selección del sistema de propulsión
168
En este caso sólo existe un único propulsor que se descompone mediante
un catalizador.
Los propulsores más utilizados son la hidracina ( N 2 H 4 ),HTP.
Valoración:
Ventajas
o Es un SP simple y fiable.
o Sólo se manipula un único
propulsor.
o Las temperaturas que se
Desventajas
o Al ser menor las
temperaturas alcanzadas,
tenemos un I sp menor que
los bipropulsores.
alcanzan son menores que
Aproximadamente unos 300
en los bipropulsores, con lo
s.
que tenemos menos
problemas de materiales en
la cámara de combustión y
en la tobera.
Tabla 6-3 Ventajas y desventajas del SPT- Químico, Monopropulsor
Este SP lo descartamos por su bajo I sp , que nos obligaría a transportar una
gran cantidad de combustible para realizar todas las maniobras.
.
6 Selección del sistema de propulsión
169
2.2 SPT Sólidos
Consisten en formar un compacto de una mezcla de oxidante y combustible.
Valoración:
Ventajas
o Sistema simple y fiable.
Desventajas
o Sólo se puede encender una
o No hay que manipular el
propulsor, ya que ha sido
vez.
o Es muy difícil de apagarlo
previamente manipulado y
preparado en Tierra.
una vez encendido.
o Un I sp modesto, entre 200 a
o No tenemos que refrigerar la
300s.
cámara de combustión.
Tabla 6-4 Ventajas y desventajas del SPT-Químico, Sólido
Este sistema de propulsión lo encontramos inapropiado para nuestra misión,
ya que no tiene la posibilidad de encenderse más de una vez. Ya que una vez
que se enciende, la reacción química que se produce es difícil de parar y están
diseñados para dar una determinada fuerza de empuje, sin que se pueda
regular sobre la marcha. Todo esto hace que sea un SP poco flexible, y en una
misión como la que estamos planeando necesitamos la máxima flexibilidad, ya
que pueden surgir numerosos contratiempos.
2.3 SPT Híbridos
Como su propio nombre indica, es un mezcla de los SPT líquidos y sólidos.
Tiene un oxidante líquido y un combustible sólido.
Los oxidantes más empleados en este tipo de SP son: Oxigeno líquido
(LOX), y N2O.
Los combustibles sólidos típicos son: HTPB, PE.
6 Selección del sistema de propulsión
170
Valoración:
Ventajas
Desventajas
o Sistema más simple que los
o No se tiene tanta experiencia
bipropulsores, teniendo casi
como los SPT anteriores.
las mismas prestaciones que
o Un I sp modesto, alrededor de
éstos.
los 290s.
o Son más flexibles que los
monopropulsores.
o No tenemos que refrigerar la
cámara de combustión.
Tabla 6-5 Ventajas y desventajas del SPT-Químico- Híbrido
Pese a que este sistema de propulsión, elimina muchas desventajas de los
SPT anteriores, sigue teniendo el problema de ofrecer bajos Isp, con el
agravante que no está madura totalmente esta tecnología. Por tanto, dado los
bajos Isp que pueden alcanzar, no nos parece lógico invertir recursos en su
desarrollo y ensayos posterirores. Preferimos invertir estos recursos en
tecnologías con mayor potencial de Isp.
3. Termo solar
Consiste en proyectar y concentrar la energía solar, mediante espejos o
lentes, en un intercambio de calor. En el intercambiador de calor se hará pasar
un combustible, típicamente hidrogeno líquido por las buenas propiedades que
hemos comentado, que aumentará su temperatura y luego se expenderá en la
tobera, incrementando así su velocidad.
6 Selección del sistema de propulsión
171
Valoración:
Ventajas
o La fuente de energía se
Desventajas
o Es necesario recibir luz solar
considera ilimitada, ya que
directamente, y con mucha
proviene del Sol
intensidad.
o Potencialmente puede dar
o Se han de desplegar espejos
unos altos I sp , entorno a los
o lentes muy grandes y con
800s.
una gran precisión.
o No se han hecho nunca
ensayos de vuelo con este
SP.
Tabla 6-6 Ventajas y desventajas del SPT-Termo Solar
Hemos de decir, que nos pareció un sistema de propulsión muy interesante
por su originalidad y por sus altos Isp. Hemos estudiado seriamente su
candidatura, peor al final lo hemos descartado por tres motivos.
El primer motivo es que se deben desplegar largos espejos o lentes que
requieren una gran precisión de orientación para poder reflectar u concentrar la
luz solar. Al ser grandes los espejos, se eleva la probabilidad del impacto de un
micro meteorito o de cualquier objeto denominado como “basura espacial”
(partes de naves antiguas). Lo que podría provocar una pérdida de potencia,
que impidiera dar la fuerza de empuje necesaria para volver.
El segundo motivo es la lejanía de Marte, en el que se recibe
aproximadamente un tercio de la potencia solar que se recibe en la Tierra. Lo
que nos obliga a dimensionar más grandes aún los espejos o lentes.
Y por último, no se han hecho las suficientes pruebas para considerar esta
tecnología como fiable en vuelo.
6 Selección del sistema de propulsión
172
4. Termoeléctrico
El calor proviene de una resistencia eléctrica o de un arco eléctrico. Un
propulsor atraviesa la resistencia eléctrica o el arco eléctrico, con lo que
aumenta su temperatura para luego expandirse en la tobera.
Los propulsores típicos son la hidracina, y agua. Aunque, casi cualquier
propulsor empleado en otros sistemas de propulsión se pueden utilizar aquí.
Valoración:
Ventajas
o Un sistema simple y fiable.
o Con arcos eléctricos de gran
potencia se pueden obtener
Desventajas
o Se requiere una fuente
energética elevadísima.
o Ofrece una fuerza de empuje
altos I sp . Con NH3 se pueden
muy pequeña. Máximo 2
sobrepasar los 800s.
Newton.
Tabla 6-7 Ventajas y desventajas del SPT-Termoeléctrico
Este sistema no es malo para maniobras de posicionamiento orbital, en los
que se requiere normalmente poca fuerza de empuje y se pueden realizar en
un tiempo prolongado. Pero lo tenemos que descartar como sistema de
propulsión principal, porque pese a tener un elevadísimo Isp, ofrecen un fuerza
de empuje muy pequeña, con lo que ya no podríamos realizar la transferencia
tipo Hohmann, para la cuál hemos hecho los cálculos, y deberíamos hacer una
transferencia espiral. Esto supone un viaje más largo y por tanto una mayor
exposición de los astronautas a la radiación espacial.
6 Selección del sistema de propulsión
173
5. Termonuclear (NTR)
La fuente de calor de estos sistemas es la fisión nuclear. Se hace pasar el
propulsor, normalmente nitrógeno líquido por sus altas prestaciones, por el
corazón del reactor, absorbiendo así la energía térmica que se desprende de la
fisión. Luego este propulsor se expande en una tobera, produciendo una gran
fuerza de empuje, con un elevadísimo impulso específico.
1. Entrada del propulsor. Típicamente LH2.
2. Bomba del turbo alimentador.
3. Turbina, que es movida por una porción pequeña
de los gases de escape (3%).
4. Gases de escape del turbo alimentador.
5. Conducto de entrada del propulsor.
6. Tobera.
7. Conducto de alimentación del turbo alimentador.
8. Escudo de protección frente a la radiación.
9. Válvula de control de gases entrada a turbina.
Valoración:
Ventajas
o Un SP de alta duración
temporal, que puede ser
repuesto cuando se agote.
o Potencialmente se pueden
obtener altos I sp . Con LOH se
pueden llegar a los 1000s.
o Elevada fuerza de empuje,
unos 1x10 6 Newton.
Desventajas
o Problemas políticos y
medioambientales en las
pruebas de ensayo y a la
hora de lanzar el reactor
nuclear a bordo de un
cohete.
o No se han hecho nunca
ensayos de vuelo con este
SP.
Tabla 6-8 Termonuclear
6 Selección del sistema de propulsión
174
Analizando todas las opciones, hemos decidido apostar por un sistema de
propulsión termonuclear (NTR) para llevar a cabo nuestra misión espacial. A
continuación explicamos porqué hemos tomado esta decisión.
El sistema de propulsión NTR ofrecen una ventaja cualitativa sobre los SPT
químicos, ya que aportan una mayor fuerza de empuje y son unos 300% más
eficientes. Los NTR (o SPT termonucleares) ofrecen unas elevadísimas
prestaciones para viajes tripulados como el nuestro. Son capaces de dar
elevadas potencias con poco combustible. Gracias a estas características se
puede realizar el trayecto en muchísimo menos tiempo que los SPT
termoeléctricos y se consigue una nave mucho más ligera que con los SPT
químicos.
El realizar el viaje en un menor tiempo, supone una reducción del riesgo de
la tripulación. Ya que éstos estarán expuestos menos tiempo a la ya descrita
radiación espacial y de los demás inconvenientes producidos en el viaje, y que
han sido descritos en el apartado de riesgos en el viaje interplanetario.
El que tengan una alta eficiencia los NTR o SPT termonucleares, supone
una reducción del combustible o propulsor, de aproximadamente tres veces
menos. Esto conlleva un menor número de lanzamientos que abarataría
considerablemente la misión. Evitándose así un elevado número de
ensamblajes en un órbita baja terrestre (LEO), que siempre suponen un riesgo
añadido a la misión, pese a que se tiene mucha experiencia en realizarlos, al
haberse realizado numerosas veces estas maniobras en la unión de las
diferentes partes de la estación espacial internacional.
Hemos realizado un repaso histórico de las misiones más características en
las que se apostó por el uso de los NTR.
En la misión Lewis de 195,9 es la primera misión en la que se aconseja la
utilización de sistemas termonucleares en vez de los SP químicos. En el
6 Selección del sistema de propulsión
175
cincuenta y nueve no se habían desarrollado aún los NTR, ya que el proyecto
de desarrollo de los sistemas de propulsión termonucleares (NERVA), había
sido inaugurado sólo un año antes. Realmente se hacia mención a ellos porque
se consideraba que tenían un gran potencial. A principios de los años sesenta,
la NASA percibe los sistemas NTR como fundamentales para el desarrollo
evolutivo de los viajes interplanetarios, y en las misiones EMPIRE se hace
hincapié en la necesidad de desarrollar los NTR. Unos años más tarde, se
desarrolla la misión General Dynamics, en la que se vuelve apostar por el uso
de los NTR.
En la misión Hammock y Jackson se realiza un estudio
detallado de la diferencia de pesos entre los sistemas termonucleares y
eléctricos. Los datos hablan por si mismos a favor de los NTR, ya que pesaban
un 333% menos. En 1968 la misión Boeing es la primera en seleccionar
como sistema de propulsión, los ya desarrollados motores NERVA. En la
misión de Paine y Von Braun se vuelve apostar por los NTR, pero ya se va
viendo más oscura la decisión, ya que, pese a los excelentes resultados
obtenidos en el proyecto NERVA, éste fue desmantelado en enero del año
1973 por cuestiones políticas. Al considerarse peligroso las pruebas nucleares
y demasiado elevados los costes para un presupuesto tan recortado como era
el de la NASA en aquellos tiempos. A partir del accidente de Chernobyl en
1986, las misiones fueron descartando el uso de la energía nuclear. Véase la
misión de Semyonov y Gorshkov de 1991, en la que se descartó la
utilización de un SP eléctrico nuclear por uno elcéctrico solar por causas
políticas. Y en la misión Mars Direct de 1992 se volvio otra vez al uso de SP
químicos en vez de los NTR porque no está bien vista una misión que lleve un
reactor nuclear.
NOTA: Las misiones en negrita han sido comentadas y explicadas en la
primera parte del proyecto.
A continuación intentamos valorar y minimizar las desventajas que este SP
conlleva.
6 Selección del sistema de propulsión
176
Una de las mayores desventajas que habíamos valorado era la oposición o
desagrado de la población a lanzar al espacio naves con reactores nucleares a
bordo. Este temor es comprensible, ya que si el cohete de lanzamiento falla o
explosiona antes de salir de la atmósfera, se podría producir la rotura de la
vasija nuclear, dando lugar a una catástrofe de enormes dimensiones.
Como hemos dicho antes, el temor a un accidente en un lanzamiento es
comprensible, pero el riesgo que suceda este tipo de accidentes no es tan
elevado como la población piensa. Esto se debe a que cuando se realiza un
lanzamiento con éxito, de las decenas que se producen anualmente, no supone
una noticia. Mientras que cuando sucede un accidente aeroespacial, trasciende
a la opinión pública. Este hecho provoca una desconfianza en la población que
es difícil de contrarrestar.
En este aspecto sólo podemos decir que la probabilidad de lanzamientos
que se han realizado con éxito desde de las tres agencies más importantes, en
los últimos 15 años, roza el 96%.
A día de hoy, Rusia y Estados Unidos cuentan con más de cincuenta años
de experiencia, en el que han realizado cerca de cinco mil lanzamientos entre
los dos países, y tienen hoy en día, una tasa de fallo de sólo un 4%.
EE.UU.
Unión Soviética
Europa
De 1957–2000
87.5%
93.5%
90.7%
De 1960–2000
89.2%
93.6%
90.7%
De 1970–2000
92.9%
95.5%
92.1%
De 1980–2000
93.4%
95.8%
93.5%
De 1990–2000
93.6%
95.0%
95.6%
Número total
de Lanzamientos
1316
2770
129
País
Años
Tabla 6-9 Estadística de lanzamientos
6 Selección del sistema de propulsión
177
Por tanto, debemos ir filtrando a la población los éxitos aeroespaciales que
día tras día se van logrando, con el fin de dar a la población una visión o una
imagen de seguridad.
Por otro lado debemos estar prevenidos ante un posible fallo, por mínimo
que este sea. Debemos tomar todas las medidas a nuestro alcance para
garantizar la seguridad de las personas y del medio ambiente. Es por ello que
nuestros cohetes de lanzamiento serán químicos, para así reducir el riesgo de
accidente nuclear.
Lanzaremos nuestra nave con un sistema de propulsión termonuclear, que
estará sellado y blindado hasta que entre en operación en el espacio. Nuestro
sistema de propulsión iría dotado de los mayores avances tecnológicos para
que la vasija o el recipiente blindado que contenga el SP termonuclear, soporte
las peores condiciones de presión y temperatura que se pudiesen producir si
estallase el cohete químico de lanzamiento.
Para aportar mayor seguridad, nuestro NTR, no realizaría ninguna reentrada
a la Tierra, con el fin de reducir riesgos.
Dado que los ensayos NERVA mostraron una fiabilidad altísima en la
resistencia de los materiales del reactor, detectándose sólo algunos niveles de
alerta en los reactores KIWI, que fueron rápidamente subsanados y mejorados
en los posteriores reactores. Creemos firmemente que los reactores NTR son
muy fiables y el riesgo medioambiental que supone la puesta en marcha del
reactor en una órbita baja terrestre es mínimo. Aún así, previendo la oposición
de ciertos sectores de la población u organismos contrarios al uso de sistemas
nucleares, hemos barajado dos opciones para no tener que poner en marcha
nuestro sistema de propulsión en una órbita baja terrestre.
La primera opción que hemos barajado es la utilización de una fase inicial de
propulsión química, que elevaría nuestra nave hasta una órbita alta terrestre.
De esta forma el riesgo medioambiental sería mínimo. Ya
que ante una
6 Selección del sistema de propulsión
178
hipotética fuga de material radiactivo por un mal funcionamiento del sistema de
propulsión, no afectaría a la atmósfera superior terrestre por su lejanía.
Si suponemos que una órbita de 20.000 Km. esta lo suficientemente alejada
de la atmósfera superior para que no exista riesgo medioambiental alguno,
téngase en cuenta que la órbita baja terrestre se encuentra a 6.700 Km., lo que
supone una órbita cuatro veces mayor.
El incremento de velocidades necesario sería:
De órbita baja terrestre (OBT) a órbita alta terrestre (OAT):
µ
ε OBT = −
2a OBT
ε OAT = −
µ
2a OBT
2
3,986 x10 5
=−
= −29,75 Km 2
s
2 * 6700
=−
2
3,986 x10 5
= −9,97 Km 2
s
2 * 20000
2atransferencia = a OBT + aOAT = 26700 Km
ε transf = −
µ
2a OBT
=−
2
3,986 x10 5
= −14,93 Km 2
s
26700
Luego los incrementos de velocidades necesarios serán:
∆V1 = Vtransferencia ,OBT − VOBT
Incremento de velocidad para iniciar la
transferencia de la OBT a la OAT.
∆V21 = VOAT − Vtransferencia ,OAT Incremento de velocidad para acelerar la nave
en la órbita alta terrestre, y conseguir la suficiente energía mecánica específica
para mantener una órbita estable.
 µ
VOBT = 2
+ ε OBT
 ROBT

 3,986 x10 5

 = 2
− 29,75  = 7712,65 m
3
s
 6,7 x10


6 Selección del sistema de propulsión
 µ
+ ε transf
Vtransf , BOT = 2
 ROBT
179

 3,986 x10 5

 = 2
− 14,93  = 9440,6 m
3
s
 6,7 x10


∆V1 = Vtransferencia ,OBT − VOBT =1727,95 m ≈ 1,8 Km
s
s
 µ
VOAT = 2
+ ε OAT
 ROAT

 3,986 x10 5

 = 2
− 9,97  = 4463,18 m
3
s
 20 x10


 µ
Vtransf ,OAT = 2
+ ε transf
 ROAT

 3,986 x10 5

 = 2
− 14,93  = 3162,28 m
3
s
 20 x10


∆V2 = VOAT − Vtransferencia ,OAT =1300 m ≈ 1,3 Km
s
s
Figura 6-1 Órbita circular de seguridad a 20.000Km del centro de la Tierra
6 Selección del sistema de propulsión
180
Por tanto, en el caso de realizar una transferencia de tipo Hohmann , el
incremento necesario para ir a Marte estando en esta órbita alta terrestre sería:
 µ

 3,986 x1014

ViT = 2
+ ε iT  = 2
+ 3,937 x10 6  = 6909 m
6
s
 20 x10

 ROAT

∆V1 = ViT - VOAT =2445,8 m s ≈ 2,5 Km
Lo que equivaldría a un 30% menos de ∆V
s
necesario para enviar nuestra
nave a Marte siguiendo una trayectoria elíptica de Hohmann.
¿Pero a que precio? Deberíamos tener un sistema de propulsión químico
capaz de suministrar un ∆VTotal ≈ 3,0 Km , lo que se asemeja mucho a los
s
3,6 Km
s
que son necesarios para enviar nuestra nave a Marte, directamente
desde una órbita baja terrestre. Por tanto esta solución no es factible. Sería
preferible usar una propulsión totalmente química si fuese necesario ascender
a una órbita tan elevada para encender nuestro sistema de propulsión
termonuclear.
Otra opción sería, en vez de establecernos en una órbita alta terrestre
circular, describir la órbita de transferencia sin realizar el ∆V2 ,
con lo que
estaríamos describiendo una órbita elíptica, cuyo perigeo sería la Tierra y el
apogeo tendría la misma distancia que la órbita alta terrestre anterior (20.000
6 Selección del sistema de propulsión
181
Km.). Sería en el apogeo donde utilizaríamos la propulsión termonuclear para
propulsarnos a una trayectoria elíptica de Hohmann.
Figura 6-2 Órbita elíptica de seguridad, de apogeo 20.000 Km. del centro de la Tierra
Esta segunda opción es más viable que la anterior, ya que se utilizaría una
fase de propulsión química que debería proporcionar un ∆VTotal ≈ 1,8 Km
que supone un 40% menos que la primera opción.
s
. Lo
6 Selección del sistema de propulsión
182
Por tanto, en el caso de realizar una transferencia de tipo Hohmann , el
incremento necesario para ir a Marte estando en esta órbita alta terrestre sería:
 µ

 3,986 x1014

+ ε iT  = 2
+ 3,937 x10 6  = 6909 m
ViT = 2
6
s
 20 x10

 ROAT

 µ
Vapogeo = 2
+ ε transf
 ROAT

 3,986 x10 5

 = 2
− 14,93  = 3162,28 m
3
s
 20 x10


∆V1 = ViT - Vapogeo =3746,72 m s ≈ 3,746 Km
s
Aún así, nos sigue pareciendo un alto precio a pagar. Ya que el orbitar en
una órbita cuyo apogeo sea de 20.000 Km., nos supone utilizar el equivalente
al 50% del combustible necesario para ir a Marte desde una órbita baja
terrestre. Luego, como en el apogeo debemos realizar otro incremento de
velocidad para proyectar la nave a Marte, que es un 4% más que si
estuviéramos en una órbita baja terrestre, supone un gasto total de combustible
de un 50% más respecto a realizar el encendido en la órbita baja terrestre.
Esto supone que la reducción de peso no sea tan notable, y por tanto la
reapertura del programa termonuclear sólo sería factible si se fuesen a realizar
numerosos viajes con este sistema.
Profundizando más sobre la distancia de seguridad para encender nuestro
sistema de propulsión termonuclear, creemos que nos hemos excedido en la
distancia de seguridad. Muchos científicos de la NASA consideran que una
órbita “alta” terrestre, para encender nuestro sistema termonuclear, se podría
considerar a partir de 1000Km de la superficie terrestre.
Luego para esa
distancia de apogeo, unos 7600 Km, el incremento de velocidad necesario
sería:
6 Selección del sistema de propulsión
183
2atransferencia = a OBT + d apogeo = 14300 Km
ε transf = −
µ
2a OBT
 µ
VOBT = 2
+ ε OBT
 ROBT
 µ
Vtransf , = 2
+ ε transf
 ROBT
2
3,986 x10 5
=−
= −27,874 Km 2
s
14300

 3,986 x10 5

 = 2
− 29,75  = 7712,65 m
3
s
 6,7 x10



 3,986 x10 5

 = 2
− 27,874  = 7952,15 m
3
s
 6,7 x10


∆V1 = Vtransferencia ,OBT − VOBT =0,24 Km
s
Por tanto, en el caso de realizar una transferencia de tipo Hohmann, el
incremento necesario para ir a Marte estando en esta órbita alta terrestre,
sería:
 µ
ViT = 2
+ ε iT
 ROAT
Vapogeo

 3,986 x1014

 = 2
+ 3,937 x10 6  = 10619,26 m
6
s
 7,6 x10


 µ
= 2
+ ε transf
 ROAT

 3,986 x10 5

 = 2
− 27,874  = 7010,47 m
3
s
 7,6 x10


∆V1 = ViT - Vapogeo =3608,78 m s ≈ 3,6 Km
s
Este resultado es más razonable. Y creemos que se podría asumir.
La segunda desventaja que habíamos detectado era que los NTR no tienen
experiencia de vuelo, ya que el congreso de Estados Unidos retiró los fondos
del proyecto NERVA, antes de que estos ensayos de vuelo se llevaran a cabo.
6 Selección del sistema de propulsión
184
Como nos pareció que los NTR eran una magnífica elección, dedicamos
varias semanas a recabar información del estado de desarrollo de los mismos.
Hemos encontrado informes semiclasificados de la NASA donde se
describen los ensayos realizados en el proyecto NERVA donde se diseñaron y
se experimentaron con los primeros NTR.
El Gobierno de EE.UU. ha estado financiando desde 1955 numerosos
estudios para el desarrollo de la propulsión termonuclear. Estos esfuerzos se
realizaron para intentar encontrar una alternativa más económica a la
propulsión química.
Los sistemas termonucleares se desarrollaron bajo los programas ROVER y
NERVA. ROVER era el programa de investigación y NERVA el de
experimentación de los conceptos obtenidos del ROVER.
Se desembolso cerca de 1,5 mil millones de dólares entre 1955 y 1968. Bajo
estos
programas
se
construyeron
y
se
probaron
20
propulsores
termonucleares. En enero de 1973, se cancelaron por el cambio de prioridades
nacionales.
Hasta hace pocos años, el trabajo en propulsores termonucleares ha sido
ignorado. Hoy en día, con la vuelta a un primer plano de la exploración
espacial, se ha reanudado el estudio de este campo.
El programa ROVER:
Comenzó en 1953. Se fundamentó en dos estudios, KIWI (En Los Alamos
Scientific Laboratory, LASL) y TORY (en los Lawrence Livermore
Laboratory, LLL). Después de analizar los resultados obtenidos por los dos
estudios realizados separadamente, de decidió que KIWI continuaría hacia el
6 Selección del sistema de propulsión
185
desarrollo de la propulsión termonuclear, y TORY se orientaría al desarrollo del
denominado ramjet nuclear (PLUTO).
La fase principal del ROVER comenzó en 1955 en LASL bajo la dirección de
la Comisión de Energía Atómica (AEC en inglés) y las Fuerzas Áreas de
EE.UU.
Bajo este programa, varios reactores con combustible U235, H2 ,
moderadores de grafito y reflectores de Berilio fueron diseñados, construidos, y
probados. La serie de reactores resultantes del programa ROVER incluían los
KIWI, Phoebus, Peewee-1, and Nuclear Furnace-1.
Reactores KIWI:
Los
reactores
KIWI
fueron
los
primeros
reactores
termonucleares
construidos y probados. Los principales objetivos eran demostrar la tecnología
básica nuclear y mejorar la respuesta del reactor.
Se hicieron cuatro series de reactores:
La serie KIWI-A: Serie inicial donde se detecto la corrosión y fractura
de algunos elementos que hacia peligrar el reactor y la inestabilidad del
flujo.
La serie KIWI-B: Versión mejorada del KIWI-A, donde se amplio la
potencia. Aún seguían rompiéndose piezas relacionadas con el reactor
debido a las vibraciones producidas por la inestabilidad del flujo.
La serie KIWI-4B: Donde finalmente se corrigieron todos los errores de
la serie KIWI-B.
La serie KIWI-TNT: Para estudiar los efectos de una posible fisura y
explosión del reactor.
6 Selección del sistema de propulsión
Proyecto
186
Fecha
Potecia
Tiempo (Seg.)
Máx.(MWt)
KIWI-A
1 JUL 1959
70
300
KIWI-A'
8 JUL 1960
88
307
KIWI-A3
19 OCT 1960
112.5
259
KIWI-B1A
7 DEC 1961
1 225
36
KIWI-B1B
1 SEP 1962
880
Varios
KIWI-B4A
30 NOV 1962
450
Varios
KIWI-B4D
13 MAY 1964
990
40
KIWI-B4E
28 AUG 1964
937
480
10 SEP 1964
882
150
12 JAN 1965
-
-
KIWI-TNT
Tabla 6-10 Ensayo reactores KIWI [CINN92]
Reactores Phoebus
Estos reactores fueron concebidos con el propósito de satisfacer las
necesidades requeridas para realizar un viaje interplanetario. Su aplicación
principal era la elaboración de un sistema de propulsión fiable para una misión
tripulada a Marte. Los parámetros de diseño eran: Fuerza de empuje de 110
000 Kg. , un Isp=840 segundos, y una potencia de 5000 MWt. La serie 1 de los
reactores Phoebus fue un gran éxito, y la integridad del reactor fue mayor de la
esperada. Es por ello que en la serie de Phoebus II se incremento la potencia,
siendo el parámetro más restrictivo la refrigeración de la vasija a presión de
aluminio.
6 Selección del sistema de propulsión
Proyecto
187
Fecha
Potecia
Tiempo (Seg.)
Máx.(MWt)
Phoebus-1A
25 JUN 1965
1090
630
Phoebus-1B
23 FEB 1967
1450
1800
Phoebus-2A
26 JUN 1968
4082
750
Tabla 6-11 Ensayos Phoebus [CINN92]
A continuación mostramos los resultados de un motor Phoebus:
Potencia (MW)
•
m ( Kg
s
)
4500
114
Fuerza de empuje ( Kg )
110.000
Isp (s)
820
Masa ( Kg )
18.000
Tabla 6-12 Características reactor Phoebus [CINN92]
El programa NERVA:
Con los reactores NRX-EST y NRX-XE incorporaron en los motores todos
los componentes de los sistemas no nucleares del motor, como la turbo
alimentación y la refrigeración de la tobera con el LH2 de entrada (actúa como
un regenerador). A finales de 1971, un motor completamente equipado con
todos los subsistemas, fue probado con éxito bajo condiciones simuladas de
vuelo.
A continuación mostramos los resultados de un motor NRX:
6 Selección del sistema de propulsión
188
Potencia (MW)
1500
•
m ( Kg
s
92
)
Fuerza de empuje ( Kg )
34.000
Isp (s)
825
Masa ( Kg )
7.000
Tabla 6-13 Características reactor NRX[CINN92]
Se estimó que los motores NRX podían ser probados con éxito hasta los 900
s de Isp. Y se elaboró un informe en el que se afirmaba que conseguir un Isp de
casi 1000 s no era una tarea complicada.
Por tanto, pese a que los NTR no han sido probados en ensayos reales de
vuelo, tienen un gran camino recorrido gracias al programa NERVA.
Habiéndose mostrado ampliamente, en dicho programa, la viabilidad de estos
sistemas de propulsión. Por consiguiente estamos en desacuerdo con aquellos
que no consideran a los sistemas NTR como fiables.
La siguiente cuestión que nos debemos plantear, son los costes que
supondría la apertura de un nuevo programa de sistemas termonucleares.
Supuso un gran esfuerzo conseguir cifras estimativas. Pero con un poco de
suerte llegó a nuestras manos un escueto borrador del Laboratorio Nacional
Los Álamos, realizado 1985.
El borrador describía las ventajas y la viabilidad de los NTR, e iba destinado
al Centro de Vuelo Espacial Marshal. En él se decía que la utilización de NTR,
en vez de los SPT químicos, reduciría sustancialmente la masa a ensamblar en
la órbita baja terrestre. Estas reducciones de masa irían desde el 36% al 65%
para los casos en el que se realizase aerofrenado o frenado por propulsión a la
llegada a Marte. Por consiguiente, el ahorro económico que afirma que
obtendríamos, en el caso de realizar un frenado por propulsión en la Tierra y en
Marte, ascendería a los 7.000 millones de dólares, y de 3.500 millones de
6 Selección del sistema de propulsión
189
dólares, en caso de realizar un aerofrenado. Dinero que compensaría la
apertura de un nuevo programa de desarrollo termonuclear.
Las estimaciones de la reconstrucción de los NTR esta basado en los
presupuestos del programa NERVA, más los costes estimados del desarrollo
de un motor de vuelo. El coste total estaría situado entre los 4 mil y los 5 mil
millones de dólares.
Se recomendaba el emplazamiento de pruebas el atolón Jonson en el pacífico.
Estimándose un coste de menos de 1,4 mil millones de dólares en montar las
instalaciones necesarias.
6.2.2
Sistemas de Propulsión Electricodinámicos (SPE)
Obtienen la energía a través del movimiento de las partículas cargadas en
campos eléctricos y magnéticos. Normalmente, una molécula de combustible
tiene el mismo número de protones y electrones, con lo que están en equilibrio.
Pero si uno o más electrones son arrancados de la molécula, ésta se cargará
positivamente, formando un ion. Para formar estos iones hemos de aplicar una
energía electrodinámica.
Una vez que tenemos el propulsor cargado eléctricamente lo aceleramos a
través de campos electromagnéticos.
Análisis de los distintos Sistemas de Propulsión Electrodinámicos:
Dentro de SPT clasificamos dos tipos de sistemas:
1. Motores Iónicos o Electrostáticos
2. Motores de Plasma
1. Motores Iónicos o Electrostáticos
Aporta un campo eléctrico para acelerar el propulsor ionizado. Los primeros
motores iónicos
utilizaban como propulsores, mercurio y cesio porque son
6 Selección del sistema de propulsión
190
metales fácilmente ionizables. Pero al ser tóxicos, eran difíciles de manipular.
En la actualidad, el propulsor más utilizado es el Xenon.
Valoración:
Ventajas
o Se pueden obtener altos I sp .
Entre 2.000 s y 10.000 s.
o Una eficiencia eléctrica del
Desventajas
o Pequeñísima fuerza de
empuje. Entre 0,1 a 1
Newton.
90%.
De las misiones más características que hemos analizado y comentado,
comprobamos que en la Misión Stuhlinger, en 1962, se defiende el uso de este
sistema de propulsión, por consumir muy poca cantidad de propulsor, lo que
aligeraría el peso total a depositar en LEO. Hay que decir que Stuhlinger es
uno de los pioneros en la investigación de sistemas de propulsión eléctricos.
Nosotros no apostamos por este sistema de propulsión por su baja fuerza de
empuje. Lo que provocaría una mayor duración del viaje interplanetario,
aumentando la exposición radioactiva de la tripulación.
Consideramos que este SP es adecuado para misiones no tripuladas. La
sonda Deep Space 1 de la NASA ha utilizado este SP con magníficos
resultados.
6 Selección del sistema de propulsión
191
2. Motores de Plasma
Los motores de plasma sacrifican parte de su Isp y de su eficiencia eléctrica,
para obtener algo más de fuerza de empuje. Combinan campos magnéticos y
eléctricos los iones positivos del plasma.
Se han usado dos tipos de motores de plasma en el espacio:
o 2.1 Los HET o Motores de efecto Hall.
o 2.2 Los PPT o Motores de pulsos de plasma.
Estos motores los descartamos por los mismos motivos que los motores
iónicos. Ya que pese a sacrificar Isp y eficiencia eléctrica respecto a los iónicos,
tienen una fuerza de empuje inferior a los 2 Newtons.
6.3
Ratios de masa
Habíamos deducido que:
m
∆V = I sp gLn o
m
 f

.


m0 = masa inicial de la nave antes de encender los motores [Kg ]
m f = masa final de la nave después de encender los motores [Kg ]
Como hemos elegido un SPT termonuclear o NTR, tenemos un Isp de casi
1000 s. Pero como debemos llevar más LH2 del necesario para refrigerar el
reactor durante un tiempo, después de que haya dado su máxima potencia al
proporcionar el ∆V necesario, nuestro Isp se ve disminuido entorno a un 10%.
Por tanto consideramos que nuestro NTR tendrá un Isp de 900 s.
Obtenemos una relación de masas de:
6 Selección del sistema de propulsión
192
∆V
m0
= e I sp g
mf
Ratio 6-1
Para obtener un ratio de la masa de combustible y la masa de la nave.
Siendo la masa de la nave, la integrada por el sistema de propulsión y por la
carga en general de la nave. Esta masa se suele denominar masa seca.
mo mcombustible + m f
m
=
= combustible + 1
mf
mf
mf
Luego:
∆V
mcombustible
= e I sp g − 1
mf
Ratio 6-2
Si consideramos el ∆V ≈ 4 Km . Correspondiente al valor medio de un viaje
s
de Tipo I desde el 2009 a 2026. El ratio de masa de combustible entre masa
seca será:
mcombustible
= 0,574
mf
Si comparamos este ratio con el de la propulsión química obtenemos que:
 mcombustible 
= 1,477


 m f
 químico
Vemos que con el sistema termonuclear, la masa de combustible es 2,5
veces menos que con un sistema de propulsión químico.
6 Selección del sistema de propulsión
193
Habíamos definido como la masa la m f , como la masa correspondiente a la
masa del sistema de propulsión (lógicamente sin contar el combustible), más la
masa de la carga.
m f = m SP + mc arg a
¿Pero cuanto es la m SP ?
La m SP , la podemos desglosar en la masa del reactor y la masa del equipo
restante del sistema de propulsión, incluyendo el tanque de hidrógeno
(utilizaremos nitrógeno como propulsor). Pero, en mi opinión es mejor englobar
estas dos masas en una sola, ya que no nos aporta una información valiosa
saber cuanto pesa cada parte del sistema termonuclear.
Como hemos comentado, los motores NTR, no se encuentran aún
disponibles, y por eso lo único que hemos podido obtener son estimaciones de
peso de los futuros motores. Cómo es lógico, dependiendo de que fuente
miremos, nos darán un resultado u otro, pudiendo diferir ambos en casi un
300%. Es decir, si consultamos organismos de la NASA como el JPL (Jet
Propulsión Laboratory) de la NASA, en el que existen partidarios y opositores
de la propulsión nuclear, dependiendo de que informes tomemos las cifras de
peso pueden ser muy optimistas o bastante conservadoras.
Las cifras más optimistas afirman que será posible obtener un sistema de
propulsión termonuclear cuyo peso venga dado por la expresión:
m SP = K * mcombustible
Siendo K un factor cuyo valor es 0,2
En cambio, las cifras más conservadoras que hemos encontrado, sitúan ese
factor en 0,6.
6 Selección del sistema de propulsión
194
Es por ello que haremos una comparación para los distintos K, del ratio
obtenido de la masa de carga entre la masa de la nave antes de encender los
motores ( m0 ). Tomaremos como referencia el mismo ratio correspondiente a un
sistema de propulsión químico.
m f = m SP + mc arg a
mc arg a = m f − mSP
Como:
mcombustible
e
∆V
I sp g
= mf
−1
m SP = K * mcombustible
mc arg a
mcombustible
1
=
e
∆V
I sp g
−K
−1
Ratio 6-3
De los ratios 6-1, 6-2 y 6-3 obtenemos que:
mc arg a
mo
=
m f mcombustible mc arg a
mo
mf
mcombustible
 ∆V

1 − K  e I sp g − 1


=
e
∆V
I sp g
Ratio 6-4
Mostramos del ratio 6-4 según los diferentes valores de K y dependiendo
del radio de la órbita inicial de salida. Donde podemos apreciar la gran ventaja
de utilizar un sistema termonuclear a uno químico. Pudiéndose trasportar más
del 50% de carga.
6 Selección del sistema de propulsión
195
Altitud de la órbita
SP.
SP.
SP.
SP.
SP.
SP.
inicial
Químico
NTR
NTR
NTR
NTR
NTR
K=0,2
K=0,3
K=0,4
K=0,5
K=0,6
(consideramos
órbitas circulares)
6.700 Km
∆Vmedio ≈ 4 Km
0,315
0,563
0,526
0,49
0,453
0,417
0,333
0,576
0,541
0,506
0,471
0,435
0,408
0,871
0,861
0,85
0,839
0,828
s
7.700 Km
∆Vmedio ≈ 3,839 Km
s
20.000Km
∆Vmedio ≈ 3,2 Km
s
Tabla 6-14 Ratio 6-4 en función de K
Esta tabla puede dar lugar a confusiones, ya que parece que cuanto mayor
sea el radio de la órbita más carga podremos transporta al mismo precio. Es
cierto que cuanto mayor sea el radio de la órbita circular inicial mayor cantidad
de carga podremos transportar en relación a la masa total de la nave. Pero lo
que no es cierto es que lo trasportaremos al mismo precio. Efectivamente la
carga de combustible es menor, y el sistema de propulsión pesa lo mismo
independientemente de la órbita, pero el llegar hasta esa órbita sí supone un
coste. Por tanto cuánto mayor sea la órbita, mayor coste supondrá llevar la
carga necesaria para luego proceder al encendido de los motores para
dirigirnos a Marte.
Además, tecnológicamente es difícil llegar a esas órbitas directamente. Y si
hubiese que realizar algún ensamblaje podría ser técnicamente inviable
realizarlo. Por ejemplo, la lanzadera de la Nasa, sólo llega a los 7700 Km. Por
eso habría que hacer una parada en una órbita baja terrestre y luego ascender
a la órbita alta. Lo que supone un gasto elevado de combustible. Recuerde los
cálculos realizados para valorar las posibles alternativas de poner en marcha el
sistema de propulsión termonuclear a una órbita de 7.700 Km y 20.000Km. En
6 Selección del sistema de propulsión
196
estos cálculos quedaba patente, que el coste total en estos casos era mayor
que el enviar directamente la nave a Marte desde una órbita baja terrestre.
7
Selección de la Zona de
Amartizaje
7 Selección de la zona de amartizaje
7
198
Selección de la zona de amartizaje
7.1
Factores determinantes de la ubicación de nuestra base
Una vez que estemos en una órbita alrededor de Marte, hemos de realizar el
descenso a la superficie marciana. La selección de la zona de amartizaje para
nuestro módulo habitacional, se realizará con el objetivo fundamentalmente de
proporcionar la máxima seguridad a la misión y garantizar la utilización del
máximo número de recursos marcianos, para poder abastecernos de agua y de
combustibles, utilizando dichos recursos In Situ.
Haremos un estudio de los vientos, radiación, contenido de vapor de agua,
contenido de hidrógeno, aspectos topográficos, presión atmosférica y
temperatura de las distintas áreas de la superficie marciana, para de esta forma
seleccionar los emplazamientos que posean las mejores condiciones
ambientales.
Comenzaremos con el estudio de la temperatura, vientos y presión
atmosférica.
7.1.1
Selección de la zona de amartizaje en función de la temperatura,
vientos y presión atmosférica
La órbita de Marte al tener una mayor excentricidad que la órbita de la Tierra
provoca una variación de temperatura de alrededor de 30°C entre el afelio y el
perihelio, lo que influye significativamente en el clima del planeta. Si bien la
temperatura promedio en Marte es de alrededor de -55°C, los orbitadores
Viking descubrieron que las temperaturas de superficie varían de -143°C en
invierno en los polos a 27°C en verano en el ecuado r.
A continuación mostramos una tabla de las duraciones de las estaciones
que se dan en Marte. Lógicamente las estaciones marcianas no se parecen a
las estaciones terrestres. Simplemente hemos distinguido las posiciones de
7 Selección de la zona de amartizaje
199
Marte respecto al Sol y las hemos tipificado de acuerdo a las estaciones
terrestres. Así por ejemplo, el verano del hemisferio sur se dará en el perihelio.
Y el invierno del hemisferio sur en el afelio de Marte.
Estaciones
Estaciones
MARTE
MARTE
TIERRA
Hemisferio
Norte
Primavera
Verano
Otoño
Invierno
Total:
Hemisferio
Sur
Otoño
Invierno
Primavera
Verano
Días
marcianos
194
178
143
154
669
Días
Terrestres
199
183
147
158
687
Días
Terrestres
92,9
93,6
89,7
89,1
365,3
Al carecer Marte de océanos, la atmósfera marciana tiene una baja inercia
térmica. Lo que provoca que la atmósfera de Marte responda rápidamente a los
calentamientos provocados por la incidencia de la radiación solar. Es decir, la
característica determinante de los flujos atmosféricos es que éstos se rigen por
los gradientes térmicos del planeta. Lo que dará movimientos direccionales del
viento en función de la estación en al que estemos. Básicamente, podemos
predecir la dirección y la intensidad del viento según la estación en la que nos
encontremos.
Así por ejemplo, cuando nos encontremos en el perihelio, Marte estará en el
punto más próximo al Sol, con lo que el gradiente de temperaturas entre el
hemisferio sur y el hemisferio norte será elevado, produciendo vientos de alta
velocidad que pueden desencadenar en tormentas de arena con unas
velocidades en la atmósfera de 500 a 600 Km , y de 180 Km en la
h
h
superficie.
Tras conocer la existencia de estas enormes tormentas, nos preocupo
muchísimo las prestaciones estructurales que tendría que proporcionar nuestro
módulo habitacional. Debería aguantar unas presiones dinámicas terribles.
¿Pero realmente es así?
7 Selección de la zona de amartizaje
200
Bueno, para comprobar la presión dinámica que ha de soportar, estudiemos
primero que valores intervienen en dicha presión además de la velocidad.
Pd =
1
ρV 2
2
Vemos que la densidad obviamente es vital a la hora de determinar la
presión ejercida. Por tanto, ya que Marte y la Tierra difieren enormemente en la
densidad atmosférica, no debemos pensar en términos terrestres. En el que un
viento huracanado de 180 Km
h
arrastraría, o mejor dicho, devastaría
muchísimas estructuras que encontrase a su paso.
Las sondas Mariner 6 y 7 confirmaron que la presión media de la superficie
era de 8 mbar. Aunque varía notablemente con la altura: de alrededor de 9
milibares en los barrancos más profundos a cerca de 1 milibar en la cima de
Olympus Mons.
Luego la presión atmosférica de la superficie marciana es alrededor de un
1% de la presión atmosférica terrestre a nivel de suelo. Es decir, la presión
atmosférica de Marte es la equivalente a la presión atmosférica que se tiene en
la Tierra a 30.000 metros de altura, más de tres veces el Everest.
Esta baja densidad hace que para una misma presión dinámica, los vientos
de Marte deben ser tener unas velocidades de aproximadamente10 veces más.
Por consiguiente, los vientos “huracanados” marcianos, de 180 Km
h
,
producirían una presión dinámica similar a la presión dinámica que ejercen
vientos de 18 Km .
h
Dado que la velocidad de los vientos no nos preocupa mucho, la única
característica,
relativa
a
la
atmósfera, que
nos
determinará
nuestro
emplazamiento serán las zonas de altas presiones atmosféricas, en las que un
7 Selección de la zona de amartizaje
201
aerofrenado será más efectivo en el amartizaje. Ahorrando así combustible de
frenado propulsivo.
En el ecuador la presión atmosférica es mayor que en la de los polos. Por
tanto, el amartizaje se realizará mejor en latitudes ecuatoriales.
En cuanto a la temperatura, estimaremos que las áreas más favorables
para una posible ubicación de nuestro módulo, serán aquellas regiones en las
que nos se dan temperaturas extremas, como son los polos, en el que la
temperatura llega a los -140ºC. También elegiremos zonas donde la
temperatura se mantenga lo más estable posible, para de esta forma poder
dimensionar más eficientemente nuestro módulo.
A continuación mostramos dos mapas globales de Marte, en el que se
muestran el perihelio y el afelio. Se comprueba que las temperaturas en el
perihelio son mayores en el hemisferio sur, y que en el afelio el hemisferio sur
se encuentra más frío que el hemisferio norte. En latitudes no muy altas del
hemisferio norte y en el ecuador las temperaturas se mantienen dentro de un
rango bastante moderado, mientras que el hemisferio sur, sobretodo las zonas
de latitudes más alejadas del ecuador, experimentan un salto de temperaturas
anuales más pronunciado.
7 Selección de la zona de amartizaje
202
Figura 7-1 Temperaturas y Vientos en invierno. Fuente: JPL
Figura 7-2 Temperatura y Vientos en verano. Fuente: JPL
Por tanto, tomando como criterio la temperatura, nos decantamos por zonas
ecuatoriales o zonas del hemisferio norte de baja latitud.
7 Selección de la zona de amartizaje
7.1.2
203
Selección de la zona de amartizaje en función del contenido de
trazas de hidrógeno en el suelo
A continuación mostramos mapas obtenidos por Mars Orbiter Laser
Altimeter (MOLA), de la sonda Mars Global Surveyor, en el que se muestra el
contenido de hidrogeno de la superficie marciana. Estas trazas de hidrógeno,
darán una ubicación de los minerales hidratados de Marte. Según Hill Feldman,
científico del centro aeroespacial de los Alamos, existen materiales altamente
hidratados en los polos , que pueden llegar a contener hasta casi un 50% de su
masa en agua. En otras palabras, Feldman asegura que si calentásemos en un
horno estos materiales, obtendríamos una masa correspondiente de agua, del
50% de la masa total de ese material.
Por tanto intentaremos ubicar nuestro módulo en zonas donde se ha
detectado la presencia alta de hidrógeno, ya que así tendremos más
probabilidad de hallar minerales hidratados, de donde podamos obtener agua.
Hemisferio Norte:
7 Selección de la zona de amartizaje
Figura 7-3 Trazas de hidrógeno en el hemisferio norte. Fuente: JPL
204
7 Selección de la zona de amartizaje
Hemisferio Sur:
Figura 7-4 Trazas de hidrógeno en el hemisferio Sur. Fuente: JPL
205
7 Selección de la zona de amartizaje
206
Figura 7-5 Trazas de hidrógeno en Marte. Fuente: JPL
A partir de los 55 grados de latitud hasta los polos, la presencia de minerales
hidratados es elevada. Pero, como por los factores de temperatura y presión
atmosférica, habíamos optado por una localización de latitudes ecuatoriales o
zonas del hemisferio norte cercanas al ecuador. En esas zonas el contenido de
hidrógeno esta por debajo del 4%, excepto en las latitudes 15 y -15, y los
meridianos 0º y 45º.
7 Selección de la zona de amartizaje
7.1.3
207
Selección de la zona de amartizaje en función del contenido de vapor
de agua en la atmósfera
De las observaciones terrestres de Marte, se ha obtenido una buena
comprensión del ciclo anual del vapor de agua en la atmósfera marciana. La
fuente principal del vapor de agua, proviene de la sublimación parcial, durante
finales de primavera y principios de verano, del "hielo seco” del polo norte. Este
“hielo seco” esta compuesto mayoritariamente por dióxido de carbono sólido.
Figura 7-6 Vapor atmosférico. Fuente: JPL
Aquí se aprecia, en rojo, una alta concentración de vapor de agua en el polo
norte, cuando se realiza la sublimación de parte del "hielo seco" a finales de
primavera y principios de verano.
Esta aparente regularidad nos permite realizar un modelo de predicción de la
cantidad de vapor de agua atmosférico que habrá a lo largo del año marciano.
7 Selección de la zona de amartizaje
208
Figura 7-7 Estimaciones de cantidad de Vapor de agua. Fuente: JPL
Si las temperaturas y las presiones marcianas fueran propicias para que se
produjera la licuación de este vapor de agua, sólo recogeríamos unas cuantas
decenas de metros cúbicos de agua.
Se cree que existe diez veces más de agua en los minerales hidratados. Es
por ello que debemos situar nuestra nave en lugares con minerales hidratados.
Una estimación de la cantidad de agua en el subsuelo se representa en la
siguiente gráfica:
7 Selección de la zona de amartizaje
209
Figura 7-8 Estimación cantidad de agua en el subsuelo. Fuente: JPL
Por tanto, visto que la cantidad de agua es pequeña pero constante a lo
largo de todo el año en casi todo el planeta, exceptuando los polos, no nos
determina, fuera de los polos, ninguna zona en concreta donde situar nuestro
emplazamiento.
7.1.4
Selección de la zona de amartizaje en función del contenido de dosis
de radiación anual
En la sección de riesgos interplanetarios, vimos los efectos altamente
perjudiciales de la radiación. Como la atmósfera de Marte es mucho más fina
que la de la Tierra, y al carecer Marte de un campo magnético, las dosis de
radiación recibidas son elevadas.
A continuación mostramos un gráfico
elaborado por el Centro Espacial Johnson de la NASA, en el que se muestra
las dosis equivalentes recibidas en un año. Tiempo, que será aproximadamente
el que nuestros astronautas permanecerán en la superficie marciana.
7 Selección de la zona de amartizaje
210
Figura 7-9 Estimaciones de la JPL de las dosis anuales de radiación
Estas estimaciones de radicación cósmica han sido elaborados con la
información facilitada por la nave Mars 2001 Odyssey, y con las mediciones de
las elevaciones de la superficie marciana, llevadas a cabo por el altímetro laser
de la Mars Global Surveyor. Los niveles mínimos de radiación se esperan en
altitudes bajas, ya que en estas áreas se encuentra un mayor cantidad de
atmósfera sobre ellas, lo que bloquea parte de la radiación. Téngase en cuenta
que a diferencia de Marte, la Tierra cuenta con una gruesa atmósfera que nos
protege de la mayor parte de la radiación cósmica.
Se aprecian que los valores de radiación oscilan entre 10 rem
20 rem
año
año
y
. Realmente nuestros astronautas estarán protegidos por el blindaje
que supone el módulo habitacional, por cobijos blindados, que ya han sido
comentadas en el apartado de riesgos interplanetarios, así como por otras
7 Selección de la zona de amartizaje
211
medidas que más adelante serán comentadas. Por consiguiente la dosis será
menor que estos valores. Pero aún así debemos seleccionar zonas donde la
radiación sea lo menor posible.
Se observa, que en el hemisferio sur la dosis anual recibida es mayor. Esto
se debe a que en el perihelio y en sus proximidades, el hemisferio sur está
orientado al Sol.
Apreciamos que en las latitudes del norte la radiación es menor.
Con todos los parámetros anteriores (temperatura, presión atmosférica,
trazas de hidrógeno, etc.) habíamos determinado que para una posible zona de
amartizaje se encontraba entre la latitud -15º y 15º, y los meridianos 0º y 45º.
Comprobando en el grafico de radiación, esas zonas tienen unas dosis de
radiación entorno a los 13 rem
año
. Por tanto se encuentra en zonas de baja
radiación. Téngase en cuenta que los astronautas de la Estación Espacial
Internacional (ISS), esta expuesta a una radiación anual equivalente de 20 a
40 rem
año
.
Por tanto, atendiendo a criterios de radiación, conviene amartizar en
latitudes superiores al ecuador y en lugares no muy elevados.
7.1.5
Selección de la zona de amartizaje en función de la topografía
Es obvio que amartizar en zonas con agentes geográficos, como colinas,
cañones, cráteres, etc., suponen un riesgo. Es por ello que nos gustaría
amartizar en un terreno llano.
El hemisferio sur del planeta predominan antiguas formaciones de tierras
altas con gran cantidad de cráteres, similares a las existentes en la Luna. En
contraste, la mayor parte del hemisferio norte consiste en planicies mucho más
jóvenes, más bajas.
7 Selección de la zona de amartizaje
212
Por todo esto, queda claro que teniendo en cuenta como criterio de zonas de
amartizaje, aquellas con pocos accidentes geográficos, nos hemos de situar en
zonas del hemisferio norte, preferiblemente en llanuras. Estás áreas están
catalogadas en los planos de Marte como Terra, térrea.
7.2
Localización de la zona de amartizaje
Analizando todos los parámetros de vientos, radiación, contenido de vapor
de agua, contenido de hidrógeno, aspectos del relieve, presión atmosférica y
temperatura de las distintas áreas de la superficie marciana. Concluimos que la
zona de amartizaje se realizará aproximadamente en la latitud 15º Norte y en el
meridiano 25º Este.
Viendo los planos de Marte, nos hemos situado en las coordenadas
[15ºN;25ºE], y hemos seleccionado un zona de amartizaje en una explanada de
una elevación de -3Km respecto al nivel base de Marte, que se encuentra en
las coordenadas ≈ [15ºN; 20,7ºE]
7 Selección de la zona de amartizaje
Figura 7-10 Zona de amartizaje. Foto de la JPL de la NASA. Fuente: Google Mars
213
7 Selección de la zona de amartizaje
Figura 7-11 Elevaciones de la zona de amartizaje. Foto de la JPL de la NASA. Fuente: Google Mars
214
7 Selección de la zona de amartizaje
215
Este emplazamiento se encuentra situado en la región denominada como
Terra Arabia y tienen altas trazas de hidrógeno. La región Terra Arabia está
catalogada como Terra, térrea, lo que equivale a una gran extensión de terreno
sin apenas agentes geográficos, lo que facilita un buen amartizaje. Tiene una
elevación de -3 Km respecto a nivel base de Marte, por lo que existe una mayor
capa de atmósfera encima de nosotros, proporcionándonos un mejor
aerofrenado en la entrada y una mayor protección de la radiación. Al estar
situado cerca del ecuador sus variaciones de temperaturas a lo largo del año
no son tan acusadas y su nivel de vapor de agua es prácticamente constante a
lo largo de todo el año. Además ninguna sonda anterior ha amartizado en dicha
zona, lo que podremos explorar zonas del planeta aún sin explorar in situ.
Es, a fin de cuentas, un emplazamiento que reúne prácticamente las mejores
condiciones ambientales del planeta. Lo que facilitará enormemente la
viabilidad de nuestra estancia.
8 Estancia en Marte
216
8
Estancia en Marte
8 Estancia en Marte
8
217
Estancia en Marte
8.1
Amartizaje
Nuestra tripulación, tras haber descendido en la nave auxiliar de descenso
(NDM), transportada por la nave principal que ha llevado a los astronautas a
Marte, tiene dos opciones para llegar al módulo habitacional.
La primera sería ir andando directamente, lo que supondría un amartizaje
altamente dirigido. Este control del amartizaje se llevaría a cabo gracias al
satélite de comunicaciones, que se encuentra orbitando en una órbita
semisíncrona y a una baliza desplegada en nuestro módulo habitacional ya en
la superficie.
La segunda opción sería mandar al rover presurizado hasta el lugar de
amartizaje de la NDM, para que transportase a los tripulantes al módulo
habitacional.
Nuestra idea es lograr un amartizaje cercano al módulo habitacional, ya que
la NDM transportará la comida para los 600 días, luego cuánto más cerca este
la NDM del módulo, menos tiempo se tardará en transportar la comida.
Además, tampoco se transportaría toda la comida al módulo, ya que
utilizaremos la NDM, como despensa para economizar espacio. Téngase en
cuenta que la comida para 600 días de los cuatro tripulantes, son
aproximadamente 2,4 toneladas, si aproximamos el consumo diario de comida
a 1 Kg
día
.
¿Qué precisión tenemos en el amartizaje?
Veíamos en la DRM, que los módulos habitacionales se acoplaban en la
superficie de Marte. Para realizar este acoplamiento, el módulo equipado con
ruedas debía amartizar a una distancia de aproximadamente unos cinco metros
8 Estancia en Marte
218
del otro módulo. Esta maniobra no es tan sencilla como nos hacen creer en su
misión. Para ello no hemos más que ver la precisión de amartizaje que tenía la
sonda Pathfinder. Pathfinder tenía una precisión de amartizaje de unos 200Km,
aunque hemos de admitir que dicha sonda no fue concebida para tener una
gran precisión.
La universidad de Texas en Austin dice que con los nuevos avances que se
están realizando en mecanismos de guiado a través de balizas en la superficie,
se podrán alcanzar en el futuro precisiones de hasta menos de un metro.
Tras leer otros informes, nos parece que esta precisión es demasiada
optimista, y que como mucho lograríamos una precisión de unos cinco metros.
Aún así, cinco metros es lo suficientemente próximo para que la NDM sirva de
almacén y que los astronautas vayan andando al módulo habitacional. Dando
lugar al primer paseo del hombre en Marte.
El descenso se realizaría coincidiendo con horarios de máxima audiencia
global. Hemos escogido las 21 horas GMT (Greenwich Mean Time), para que
en el espacio europeo coincidiese sobre las 22 y 23 horas, en Estados Unidos
se produjera a las 17 horas en la costa oeste y a las 14 horas en la costa este.
El único inconveniente sería Asia, donde el descenso se produciría sobre las 6
de la mañana en Tokio y a las 5 de la mañana en Pekín.
8.2
Cantidad de comida y agua para la estancia en Marte
Para hacer unas estimaciones realistas de las cantidades de comida, agua y
oxigeno necesarios para mantener con vida a nuestra tripulación, nos
centramos en estudiar las cantidades que se suministran en la estación
espacial internacional (ISS), donde cuentan con numerosos años de
experiencia. Los datos que obtuvimos de agua y comida fueron:
8 Estancia en Marte
219
Especificación
Agua potable
2,8 Kg
Comida deshidratada
Agua para hidratar la comida
Agua para WC
Agua para la ducha
Agua para lavar los platos
Agua para lavar la ropa
día * persona
1,77 Kg
0,80 Kg
0,5 Kg
Agua de higiene personal
AGUA TOTAL
Cantidad
1 Kg
6 Kg
día * persona
día * persona
día * persona
día * persona
día * persona
5,4 Kg
día * persona
12,5 Kg
26,2 Kg
día * persona
día * persona
Tabla 8-1 Consumo de agua y comida en la ISS. Fuente: ESA
Se realiza un reciclado del agua, donde la eficiencia esta entorno al 80%.
Debido a que el agua del WC y de la orina es difícil de reciclar completamente,
estación espacial internacional (ISS), se suele perder unos 2 Kg
día * persona
de agua.
Nuestro sistema de reciclado de agua será similar al de la ISS. El agua se
hará pasar por reactor biológico, donde las bacterias eliminarán las impurezas
orgánicas del agua. La orina se someterá a un proceso más riguroso. Hemos
8 Estancia en Marte
220
querido informarnos de los posibles procesos que existente hoy en día para
procesar la orina.
De la información recogida hemos encontrado cuatro procesos que
normalmente se barajan, estos son:
TIMES (Thermoelectric Integrated Membrane Evaporation)
AES (Air Evaporation System)
VCD (Vapour Compression Distillation)
VAPCAR (Vapour Phase Catalytic Removal)
Todos estos sistemas tienen sus ventajas y desventajas. Por tanto ya no nos
podemos fijar solamente en el proceso que utiliza la ISS, porque sus
requerimientos no coinciden con los de nuestra misión. Es decir, dado que a la
ISS se hacen viajes periódicos para cambiar la tripulación, no es de vital
importancia el llevar repuestos de filtros, lo que el sistema AES sería el más
conveniente. En cambio, nuestra misión requiere un sistema con un alto
rendimiento y cuya necesidad de recambios sean escasos o nulos, ya que
transportarlos a Marte nos sale muy caro. Por tanto descartamos el sistema
AES. El sistema TIMES queda ampliamente descartado por la utilización de
ozono en su pretratamiento, que es inestable y peligroso, y por su baja
fiabilidad, al quedar demostrados que se suele obstruir fácilmente. Por último
descartamos el sistema VCD, ya que pese a ser una buena opción, el sistema
VAPCAR produce una mejor calidad de agua y minimiza la cantidad de agua
de repuesto al poseer un rendimiento de filtración de casi el 100%.
El proceso VAPCAR sigue las siguientes fases:
1. La orina pasa al evaporador.
2. EL vapor pasa al primer catalizador a una temperatura de
aproximadamente 250 ºC.
3. La siguiente etapa es el condensador donde se separa el agua de
los demás subproductos obtenidos ( N 2 O ).
8 Estancia en Marte
221
4. El N 2 O pasa a un segundo catalizador, que opera a 450ºC. Aquí se
produce la descomposición del N 2 O → N 2 + O . El nitrógeno y el
oxigeno se utilizarán para rellenar la atmósfera del módulo que se
pierde al entrar y salir de él.
Figura 8-1 Esquema del proceso VAPCAR
El agua obtenida mediante este proceso es prácticamente potable, con el
único requisito de modificar un poco su pH.
Por último, para recuperar la máxima cantidad de agua también deberemos
condensar el vapor de agua de la atmósfera del módulo que proviene
principalmente de la transpiración de los ocupantes.
8 Estancia en Marte
222
Por consiguiente, viendo el alto rendimiento de los procesos de recuperación
de agua, e imponiendo el sistema VAPCAR para tratar la orina,
podemos
estimar una eficiencia global del 90%, si adoptásemos una posición
conservadora. El 10% de pérdida se debe a los rendimientos algo inferiores al
100% de los procesos, al vapor de agua perdido al escaparse parte del aire en
las operaciones de entrada y salida del módulo, por pequeñas fugas al exterior
que pudiesen existir, y por mantener un margen de seguridad aceptable.
Si reciclásemos el 90% del agua consumida, deberíamos transportar a Marte
el 100% del agua del primer día y el 10% de las necesidades diarias de agua
para el resto de la estancia en Marte, que estaría entorno a los 600 días. Es
decir, si la tripulación hiciese todas las actividades mencionadas en la tabla del
consumo diario de agua y comida en la ISS, deberíamos transportar un peso
de:
Agua del primer día para los 4 tripulantes:
26,2 Kg
persona * día
* 4 personas * 1día = 105 Kg
Con el 90% de reciclado, para suplir todas las necesidades diarias durante
toda la estancia, tendríamos que aportar una cantidad de:
0,1 * 27,6 Kg _ H 2 Oextra
persona * día
* 4 personas * 600días = 6300 Kg
Apreciamos claramente que incluso con una eficiencia en el reciclaje del
agua del 90%, deberíamos transportar 6,6 toneladas de agua. En el apartado
de ratios de masas, deducíamos que
mc arg a
mcombustible
1
=
e
∆V
I sp g
− K , siendo K un
−1
factor para calcular el peso de nuestro sistema de propulsión termonuclear
( m SP = K * mcombustible ).
8 Estancia en Marte
223
Habíamos calculado el ratio anterior para diferentes órbitas de partida y
diferentes valores de K.
Altitud de la órbita
SP.
SP.
SP.
SP.
SP.
inicial
Químico NTR
NTR
NTR
NTR
NTR
K=0,2
K=0,3
K=0,4
K=0,5
K=0,6
0,315
0,563
0,526
0,49
0,453
0,417
0,333
0,576
0,541
0,506
0,471
0,435
0,408
0,871
0,861
0,85
0,839
0,828
(consideramos
SP.
órbitas circulares)
6.700 Km
∆Vmedio ≈ 4 Km
s
7.700 Km
∆Vmedio ≈ 3,839 Km
s
20.000Km
∆Vmedio ≈ 3,2 Km
s
Si consideramos que debemos transportar 6,3 toneladas de agua desde una
órbita inicial de 6700 Km o 7700 Km respecto al centro de la Tierra,
emplearíamos una cantidad de combustible:
Altitud de la órbita
SP.
SP.
SP.
SP.
SP.
SP.
inicial
Químico
NTR
NTR
NTR
NTR
NTR
K=0,2
K=0,3
K=0,4
K=0,5
K=0,6
21,03 tn
11,76 tn
12,60 tn
13,52 tn
14,62 tn
15,88 tn
19,90 tn
11,50 tn
12,24 tn
13,10 tn
14,06 tn
15,22 tn
(consideramos
órbitas circulares)
6.700 Km
∆Vmedio ≈ 4 Km
s
7.700 Km
∆Vmedio ≈ 3,839 Km
s
8 Estancia en Marte
224
Se puede apreciar las grandes cantidades de toneladas de combustible que
ahorramos si utilizamos el SP termonuclear en vez del SP químico.
Pero aún en el mejor de los casos, empleamos 11,76 toneladas de
combustible sólo en enviar a Marte 6,3 toneladas de agua. Y habría que añadir
3,5 toneladas de combustible para aterrizar directamente en Marte. Lo que
supone un consumo total aproximado de 15,2 toneladas de combustible. Luego
para enviar 1Kg a Marte, debemos poner en la órbita terrestre 3,3 Kg. De los
cuales 2,3 Kg se utilizan para propulsar la masa de un kilogramo desde la
órbita terrestre a la superficie marciana.
Por consiguiente, hemos de moderar el consumo de todas las actividades,
sin que esto suponga un riesgo de higiene para la tripulación. Es mejor gastar
dinero en el trasporte de agua a que se nos enferme la tripulación por una mala
higiene.
A continuación haremos un repaso de las actividades en el que se
emplee agua, e intentaremos reducir su consumo:
Agua potable, consumo 2,8 Kg
día * persona
: Esta denominación hace
referencia al consumo de agua que beben nuestros tripulantes.
Consideramos que no se debe disminuir esta cantidad recomendada,
ya que es un punto vital para la buena salud de nuestros tripulantes.
Agua para hidratar la comida, consumo 0,80 Kg
día * persona
: Este
consumo no se puede disminuir, ya que es esta determinado por
razones técnicas.
Agua para WC, 0,5 Kg
día * persona
: Hemos barajado la opción de
emplear diferencias de presión para no usar agua, pero dado que no es
un gran consumo, y otorga una comodidad y seguridad higiénica
importante, optamos por mantener este consumo.
8 Estancia en Marte
225
Agua para la higiene personal, 1 Kg
día * persona
. La higiene es algo
fundamental en esta misión. Si descuidamos la higiene, las
probabilidades
de
que
algún
astronauta
enferme
se
elevan
considerablemente. Y dado que van a vivir en un habitáculo reducido,
cualquier infección contagiosa se propagará rápidamente a toda la
tripulación, poniendo en peligro la misión. Por tanto, no ahorraremos ni
un gramo de agua en la higiene de nuestros tripulantes.
Agua para ducharse, 6 Kg
día * persona
. Visto que la higiene es esencial
y que en los submarinos la tripulación se suele duchar una vez a la
semana permaneciendo sana, estableceremos una ducha cada tres
días gastando 6 Kg
ducha * persona
consumo diario hasta 2 Kg
por ducha, luego reduciremos el
día * persona
Agua para lavar los platos, 5,4 Kg
.
día * persona
. Creemos que con un
litro de agua se pueden lavar los 4 platos y vasos de cada comida. Por
tanto si establecemos 3 comidas diarias (desayuno, comida y cena)
necesitaríamos 3 Kg
0,75 Kg
día * persona
día * tripulación( 4 personas )
, lo que equivaldría a
.
Agua para lavar la ropa, 12,5 Kg
lavado * persona
. Sólo lavaremos
nuestra ropa cuando la tripulación se haya duchado, lo que sucede
cada tres días. También estimamos que como lavaremos toda la ropa
junta podremos ahorrar agua, estimando el gasto por lavado y persona
en tres veces menos. Por tanto gastaríamos 4 Kg
lavado * persona
.
Como lavaremos la ropa cada tres días obtenemos un gasto diario de
1,3 Kg
lavado * persona
8 Estancia en Marte
226
Lo que equivale a un gasto diario de 9,15 Kg
reciclado del 90%, deberíamos aportar 3,6 Kg
día
día * persona
. Que con un
. Lo que supone trasportar
2,2 toneladas de agua, tres veces menos que en el caso anterior.
8.3
Obtención de agua “In Situ”
Pese al reciclaje, transportar 2,2 toneladas de agua a Marte nos saldría muy
caro. Debemos plantearnos la obtención de agua de los recursos existentes en
Marte. Esto reduciría notablemente los costes de la misión. Ya que se
transportaría solamente la comida desde la Tierra, pudiéndose obtener el
oxigeno, nitrógeno, combustibles y agua de los recursos naturales de Marte. A
esta idea se la denomina en la NASA, ISRU (In Situ Resource Utillitation).
La NASA realizó los primeros estudios de la utilización de recursos in-situ en
Marte (ISRU en inglés), en los años ochenta, gracias a los datos obtenidos,
tanto de la atmósfera como de la superficie, por las sondas Viking 1 y 2. Estos
primeros estudios se enfocaron principalmente en la producción de
combustible, que más adelante comentaremos. Los estudios de la obtención de
agua de la atmósfera y de las propias rocas de Marte, no se empezó a
desarrollar hasta finales del siglo XX. Como hemos dicho, los estudios para la
obtención de agua en Marte han tomado dos caminos diferentes:
A.1 Obtener agua del vapor de agua atmosférico (WAVAR)
A.2 Obtener agua de las rocas hidratadas
8.3.1
Obtención de agua del vapor de agua atmosférico (WAVAR)
La universidad de Washington ha diseñado un sistema ISRU, denominado
WAVAR (Water Vapor Adsorption Reactor), cuya finalidad es extraer el vapor
de agua de la atmósfera marciana mediante la adsorción en una cámara cuya
base esta formada por un tamiz molecular de zeolita 3A. Mediante los propios
vientos y el uso de un ventilador para mover el ambiente, el WAVAR adsorbe el
8 Estancia en Marte
227
vapor de agua que hay en el ambiente hasta que la zeolita 3A esta
prácticamente saturada, calentándose entonces la cámara de adsorción
mediante una radiación de microondas. El vapor de agua obtenido se lleva a un
condensador expuesto a temperatura ambiente, donde se congela para
posteriormente ser licuada y almacenada en los depósitos del módulo cada
seis meses o antes, si es que se necesitara.
Figura 8-2 Proceso del WAVAR. Fuente: Propia
La zeolita es un silicatos de la subclase tectosilicatos, que están formados
por armazones de AlO4 y SiO4 muy abiertos, con grandes espacios de
interconexión o canales. Dichos canales retienen iones de Na, Ca o K así como
moléculas de agua ligadas por enlaces de hidrógeno a los cationes de la
estructura.
Esta estructura justifica la capacidad que tienen las zeolitas de desprender
agua de manera continua a medida que se les calienta y a temperaturas
relativamente bajas, dejando intacta la estructura del mineral. Por estas
propiedades los de este grupo suelen emplearse como desecantes en la
eliminación de agua en hidrocarburos.
8 Estancia en Marte
228
Por otra parte, en función del tamaño de los canales las zeolitas son
capaces de absorber diferentes moléculas, por lo que resultan muy apropiadas
como elementos tamizadores moleculares.
Esta cámara de zeolita se puede calentar por microondas o por unas
resistencias convencionales. Pero se ha demostrado que con las microondas
se consigue un calentamiento más uniforme y puede ser confeccionado para
calentar específicamente las moléculas de agua.
El WAVAR ha sido diseñado para las condiciones atmosféricas obtenidas
por las misiones Viking, que midieron una concentración de vapor de agua
media en el planeta de 2 x10 −6 Kg
m3
. En los cálculos del rendimiento de la
instalación, se han considerado las fluctuaciones estimadas de temperatura y
velocidades del viento en función de las franjas horarias diarias. Este proyecto
duro ocho meses y fue realizado por los estudiantes de aeronáutica y
astronáutica de la universidad de Washington.
En dicho proyecto se hizo un diseño del WAVAR que se pudiese integrar en
el módulo habitacional propuesto en la misión DMR. La misión DRM ya ha sido
comentada, así como la forma de sus módulos habitacionales, que no son más
que un módulo cilíndrico estándar. A continuación mostramos una recreación
de dicho módulo:
NASA Foto S93-050645
8 Estancia en Marte
229
El WAVAR fue diseñado para que se acoplase en el techo del módulo,
quedando de esta forma:
Figura 8-3 Imagen del WAVAR, dep. Aeronáutica de la Universidad de Washington [HILS98]
Consideramos éste un gran diseño, ya que aprovecha muy bien los espacios
y gracias a que presenta una gran superficie de paso a través de la zeolita, con
su superficie extendida a lo largo de 180º, se reduce notablemente la potencia
requerida por el ventilador. Pero nosotros no utilizaremos este diseño, ya que
presenta un gran inconveniente que no se tuvo en cuenta en la misión DMR y
por tanto tampoco en el diseño del WAVAR. Este inconveniente es la radiación
ambiental. En la sección de la elección del lugar del amartizaje, vimos que
Marte presentaba una radiación de 10 rem
año
a 20 rem
año
dependiendo de la
zona del planeta. Al final, seleccionamos un emplazamiento de nuestro módulo
habitacional en las coordenadas [15ºN; 20,7ºE], donde la radiación era de unos
13 rem
año
. En la misión DRM no se tomaba ninguna medida especial para
proteger a la tripulación de la radiación. En cambio nosotros, además de
proteger a nuestra tripulación a través a la propia estructura del módulo y de las
cámaras blindadas para dormir y para protegerse de las tormentas solares,
pondremos un manto de tierra marciana de unos 20 cm de espesor en el techo
del módulo para que absorba la mayor parte de la radiación. Como conseguir
un módulo enterrado resulta difícil, ya que deberíamos realizar un agujero de
8 Estancia en Marte
230
dimensiones apropiadas, haría falta maquinaria pesada para transportar el
módulo al agujero, la refrigeración del módulo sería más compleja, etc.
Optamos por enterrar parcialmente el módulo. Además incorporaremos un
toldo rígido, compuesto por el polietileno para uso aeroespacial RXF1, que es
extraordinariamente fuerte y ligero: tiene 3 veces la resistencia a la tensión del
aluminio, y es 2,6 veces más liviano. Este toldo rígido, estaría cubierto por
tierra marciana e iría rotando alrededor del módulo a medida que girase Marte,
para proteger al módulo de la incidencia directa del Sol. Además podría
inclinarse alrededor de 75º para lograr una máxima sombra en el módulo, en
función de la inclinación del Sol.
Hemos realizado boceto de nuestra propuesta de un módulo habitacional
estándar de la misión DRM con un toldo que protegiese de la radiación:
Figura 8-4 Propuesta de un módulo habitacional estándar con toldo de protección. Fuente: Propia
Por consiguiente, nuestro WAVAR iría ubicado encima de un módulo
almacén de agua, donde el agua permanecería licuada y lista para su uso por
parte del módulo habitacional, como para la fabricación de combustible u
oxigeno.
8 Estancia en Marte
231
Este módulo estaría acoplado al módulo habitacional. Por consiguiente
debería estar dotado de ruedas, para una vez amartizado próximo al módulo
habitacional, se dirigiese a él. Su acoplamiento se realizaría por la cara sur,
para recibir la máxima irradiación, y dado que el agua absorbe muy bien la
radiación, se lograría una mejor protección de los astronautas.
En el estudio realizado por la universidad de Washington se utilizaron
simuladores en los emplazamientos del Viking1 [22,46ºN; 47,95ºO], Viking 2
[47,93º; 133,74ºO], Polo norte, y de una ubicación ficticia denominada New
Houston, donde el vapor de agua era la media global del planeta. Con estas
simulaciones, se logra una mayor precisión en las estimaciones de agua
recogida, ya que se tienen en cuenta los datos recogidos diariamente por las
sondas Viking 1 y 2. Variando así, las temperaturas y el vapor de agua según
las estaciones del año.
Dado que el vapor de agua y la temperatura varía principalmente en función
de la latitud y de la época del año, nuestro emplazamiento tiene unas
condiciones ambientales parecidas a las del Viking 1, ya que está situado a una
latitud muy parecida. Es por ello que podremos tomar como válido las
simulaciones de obtención de agua del emplazamiento de Viking 1.
8 Estancia en Marte
232
Figura 8-5 Latitud de nuestra base, la de Pathfinder y la del Viking 1. Fuente: JPL, Google, Propia
Los datos obtenidos, por la universidad de Washington, en estas simulaciones
son:
Ubicación
Número de
Sols
simulados
Masa total
de agua
recolectada
[Kg ]
Potencia
media
empleada
[ KW ]
1264
Masa de
agua
por día
 Kg

 Sol 
3,8
Viking 1
[22,46ºN;
47,95ºO]
Viking 2
[47,93º;
133,74ºO]
New
Houston
Polo Norte
333*
145**
616
4,3
8,7
333*
4730
14,2
9,8
145**
3744
25,8
10,9
Tabla 8-2 Simulaciones del WAVAR en distintas ubicaciones. [HILS98]
8,4
8 Estancia en Marte
*
233
Sólo se simulo 333 Sols (días marcianos), porque no se tenían datos
fiables para los Sols 117-133 y 351-640.
** Sólo se simulo durante el verano, pero realmente corresponde al año
total, porque en invierno a estas latitudes el vapor de agua es demasiado bajo.
Véase la gráfica del vapor de agua según la ubicación:
Figura 8-6 Simulación de la Universidad de Washington. [HILS98]
En nuestra ubicación, nuestro WAVAR recolectaría 3,3 Kg. de agua al día.
Pese a que, aparentemente parece que en una latitud más elevada, como en el
caso del Viking 2 o del polo norte, obtendríamos una mayor recolección de
agua al día, esto no es así, ya que sólo se puede obtener agua en verano,
donde existe una gran cantidad de vapor de agua. Pero en cambio, en nuestra
ubicación se puede conseguir una menor cantidad de agua, pero durante la
práctica totalidad del año, ya que sus condiciones ambientales no sufren
alteraciones tan bruscas.
Conclusiones:
Consideramos muy atractiva la idea de transportar un sistema WAVAR ,
ya que con dicho sistema, conseguiríamos 3,3 Kg. de agua al día, lo que
equivale al 92% del agua necesitada para suplir el 10% de agua que no se
recicla diariamente en nuestro módulo. Podremos obtener el 100% de la
8 Estancia en Marte
234
demanda si por ejemplo cada veintiséis días se duchasen dos veces esa
semana en vez de tres. O habiendo almacenado 180 Kg. de agua en nuestro
tanque de almacenamiento antes de que la tripulación llegase. Esto se lograría
en 55 días de funcionamiento del WAVAR. Y dado que será enviado en el 2013
en el viaje de carga, gozaría de unos dos años de producción hasta la llegada
de la tripulación (unos 1300 días marcianos), cuyo viaje a Marte estaría
previsto en el 2016.
Como el peso del WAVAR está estimado 885 Kg., obtendríamos una
reducción de 2,5 veces de masa necesaria para abastecer de agua a la
tripulación durante su estancia en Marte. Además dispondríamos de agua
suficiente para descomponerla por electrólisis en oxigeno e hidrógeno.
Pudiéndose utilizar el hidrógeno en la producción de combustible, como más
tarde veremos.
8.3.2
Obtención de agua de las rocas hidratadas
Esta idea se nos ocurrió al comprobar que se estima una cantidad de agua
en los minerales hidratados del orden de 10 veces más que en la atmósfera. Si
se
repasa
como
determinamos
la
zona
donde
situaríamos
nuestro
emplazamiento en Marte, se verá que seleccionamos una zona con altas trazas
de hidrógeno, ya que en dichas zonas la probabilidad de encontrar una mayor
cantidad de agua en la propia roca, son mayores.
Investigando, descubrimos que la Universidad de Texas había apostado por
nuestra idea. Aún así, sólo se hace mención a esta posibilidad, haciendo un
diseño conceptual de un rover con capacidad para recoger tierra y extraer el
agua que exista en ella, calentándola a través de microondas. Es decir, es
prácticamente el mismo proceso que el WAVAR con la diferencia que en vez
de Zeolita 3A son minerales que tienen agua congelada en su estructura.
Si tomamos la tierra que esta a 10cm de profundidad, se mejora la eficiencia
de nuestro vehículo ya que la cantidad de agua a esas profundidades es mayor
que en al superficie. También, para ahorrar energía, nuestro vehículo de
8 Estancia en Marte
235
obtención de agua trabajaría sobretodo por la noche, ya que como a esas
horas la temperatura es menor, la mayor parte del vapor de agua en la
atmósfera se condensa en la superficie.
La Universidad de Texas estimó un peso del rover de 1890 Kg y consumiría
15KW. El peso del vehículo se descompondría en:
Componente
Masa
Chasis
800
Sistema de taladrado
800
Sistema de
1500
evaporación
Motor
300
Ruedas
290
Tabla 8-3 Estimación del peso del Rover Cisterna, por la Universidad de Texas [FOWL92]
Como vamos a necesitar rovers para que la tripulación se pueda desplazar a
largas distancias del módulo, podríamos transportar un rover presurizado para
largas distancias. Si se hiciesen dos grupos de exploración cada día, para así
cubrir una mayor superficie, podríamos utilizar el rover de extracción de agua
como segundo rover por el día, y por la noche se volvería a utilizar para la
recolección de agua.
Hemos pensado que nuestro Rover cisterna, estaría compuesto por una
cabina de mando para albergar un máximo de cuatro personas, un depósito
para almacenar 100 litros de agua, y un depósito donde se rellenaría de 1
metros cúbicos de tierra para ser calentado a través de microondas. Así, el
8 Estancia en Marte
236
Rover cisterna podría explorar zonas distantes a nuestra base, mientras
recolecta agua. Supone un grado de seguridad en el abastecimiento de agua,
así como redundancia en el transporte, ya que si se averiase nuestro Rover
presurizado de largas distancias podríamos utilizar el Rover cisterna, o
intercambiar piezas entre los rovers para quedarnos con el que más nos
interese.
8.4
Selección del combustible de ascenso
Una vez que finalice nuestra estancia en Marte, la tripulación ha de ascender
en la nave de ascenso (NAM), hasta la nave principal que se encuentra
orbitando en una órbita baja marciana.
Al igual que hemos hecho a lo largo de toda la misión, hemos de reducir el
peso de todos los componentes de la misma, y la NAM no ha de ser una
excepción. La NAM había sido enviada en el viaje de carga de 2013. Para
ascender necesitamos combustible. Pero como habíamos visto, por cada
kilogramo de carga necesitamos 2,3 Kg de combustible para enviarlo desde
una órbita baja terrestre a la superficie marciana. Por consiguiente, si enviamos
la NAM a Marte con los depósitos llenos desde una órbita baja terrestre,
deberíamos poner una masa 3,3 veces mayor en dicha órbita inicial. Lo que
encarecería por tres cada tonelada de combustible de la NAM.
Dado que hemos obtenido agua en Marte, tenemos varias combinaciones de
combustibles que podemos utilizar “In Situ” en Marte. Las tres opciones más
factibles que hemos estimado son:
Opción 1: Monóxido de carbón líquido/ Oxigeno líquido.
Opción 2: Hidrogeno líquido/ Oxigeno líquido.
Opción 3: Metano líquido / Oxigeno líquido.
8 Estancia en Marte
237
La primera opción es una opción muy factible, ya que es sencillo obtener
CO de la atmósfera marciana, ya que ésta, está compuesta en un 95,3% de
CO2 . El
CO2 se haría pasar por un electrolizador de zicronia, donde lo
calentaríamos hasta 1300 Kelvin, para que el oxigeno se disociase del CO2 .
2CO2 ⇒ 2CO + O2 . Esta opción la hemos descartado porque produce un
empuje de sólo un 30% en comparación con la segunda opción.
En la segunda opción el LO2 (oxígeno líquido) se obtendría de separar el
oxígeno del agua obtenida de la atmósfera y minerales de Marte, pero tiene el
gran inconveniente de tener que mantener el hidrógeno en estado líquido. Esto
supone un inconveniente porque la temperatura de ebullición del hidrógeno se
encuentra -253ºC, una temperatura un 138% más baja que la del oxígeno. Lo
que requiere unos enfriadores y unos tanques de almacenamiento que
representan una gran masa, lo que la reducción de masas se ve reducida. Aún
así esta opción ha sido la más escogida en la NASA, pero nosotros optamos
por la tercera opción.
Opinamos que la tercera opción es la más adecuada, ya que Metano líquido
/ Oxigeno líquido aporta sólo un 20% menos del empuje de la mezcla
Hidrogeno líquido/ Oxigeno líquido, pero presenta tres ventajas sobre la
segunda opción:
• 1. El metano en estado líquido a una temperatura menos exigente que
el hidrógeno, a -161,5ºC.
• 2. Como apreciamos en la tabla siguiente, si utilizamos la tercera
opción, la cantidad de agua necesaria para fabricar metano en vez de
hidrógeno será menor, lo que es un punto más a su favor.
• 3. Y la última ventaja de usar metano en vez de hidrógeno, son las
menores dimensiones de los tanques de almacenamiento necesarios
para guardar el metano en vez del hidrógeno.
8 Estancia en Marte
238
Propulsores
Ratio,
O2
Isp
Recursos
Producción necesaria
[s]
marcianos
para la NAM
[Toneladas]
[Toneladas]
Combustible
CO2
O2 y H 2
5,5
452
O2 y CH 4
3,0
365
28,1
Agua
H2
O2
45,72
5,08
27,92
23
CH 4
30,65
10,22
Tabla 8-4 Cantidades de combustible estimadas por la NASA*[RAPP__]
*Nota: Estas cifras son estimativas, y han sido extraídas de estudios de la JPL
[RAPP__], para las misiones DRM. Una vez seleccionado el tipo de combustible que
utilizaremos ( O2 y CH 4 ), hemos tomado como válido las cantidades de combustible
propuestas, y hemos elaborado nuestras propias estimaciones de los recursos marcianos
que necesitaremos. Véase Tabla 8-5.
Propulsores
O2 y H 2
Tanque de
Tanque de
Tanque de
Volumen
H2
O2
CH 4
Total
90 m 3
28 m 3
30 m 3
O2 y CH 4
118 m 3
28 m 3
58 m 3
Tabla 8-5 Estimación de los volúmenes de los tanques de almacenamiento
8.5
Planta de producción de combustible
La factoría de combustible iría a Marte en el viaje de carga de 2013. Dicha
factoría utilizaría la reacción química descubierta por el químico francés Paul
Sabatier en 1987, para la producción de metano.
La reacción de Sabatier es simple, el dióxido de carbono se combina con el
hidrógeno en un catalizador de níquel o rutenio, produciéndose metano y agua.
( CO2 + 4 H 2 ⇒ CH 4 + 2 H 2 O )
8 Estancia en Marte
239
El metano se almacena y el agua de la reacción se electroliza para obtener
oxigeno e hidrógeno (2 H 2 O ⇒ 2 H 2 + O2 ) . El oxigeno se almacena en tanques
criogénicos y el hidrógeno se recircula de nuevo al inicio de la reacción.
Un esquema de nuestra planta de producción sería la siguiente:
8 Estancia en Marte
240
Almacenamiento
Refrigerado
Oxigeno
(110 K)
E
Oxigeno
L
E
C
Minerales
Atmósfera
ROVER
T
Depósito
R
de AGUA
O
WAVAR
L
I
S
Agua
I
Hidrógeno
S
REACTOR DE SABATIER
CO2
CH4
Almacenamiento
Refrigerado
Metano
(130 K)
8 Estancia en Marte
8.6
241
Cálculo de los días necesarios para obtener los combustibles necesarios
Nuestra limitación temporal vendrá dada por la velocidad de obtención de
agua. Los productos que queremos obtener son oxígeno y metano.
El metano lo obtenemos en la reacción de Sabatier.
CO2 + 4 H 2 ⇒ CH 4 + 2 H 2 O
5,25 KgDioxidoCarbono + 1KgHidrógeno ⇒ 2,25 KgMe tan o + 4 KgAgua
Como necesitamos 10,22 toneladas de metano, requeriremos 4,542
toneladas de hidrógeno y 23,846 toneladas de CO2 .
En la reacción de
Sabatier, en la obtención de 10,22 de metano, obtenemos 18,168 de agua. Lo
que supone 2.000 Kilogramos de hidrógeno y 16,1 toneladas de oxígeno. Nos
hace falta 2,542 toneladas de hidrógeno más. Esto se consigue mediante la
electrolisis de 22,88 toneladas de agua obtenida a través del WAVAR y del
Rover cisterna. En dicha electrolisis, se obtendrá, 20,33 toneladas de oxígeno.
El oxigeno se obtiene, como ya hemos mencionado, a partir de la electrolisis
del agua obtenida en la reacción de Sabatier y del agua extraída por el WAVAR
y el Rover.
2 H 2O ⇒ 2 H 2 + O2
1kgAgua ⇒ 0,11kgHidrogeno + 0,88 KgOxigeno
Como hemos de procesar 41 toneladas de agua, obtendremos 38,5
toneladas de oxígeno.
Habíamos obtenido que el WAVAR producía 3,3 kilogramos de agua al día
(marciano). Como hay diez veces más de agua en el subsuelo marciano que en
la atmósfera, y el mecanismo de obtención de agua de nuestro Rover cisterna
8 Estancia en Marte
242
es el mismo que el WAVAR, con única diferencia consiste calentar las rocas
marcianas en vez de la zeolita impregnada de agua de la atmósfera. Y al estar
situado nuestra base en una zona con altas trazas de hidrógeno, es decir, en
una zona con minerales hidratados, podemos suponer que nuestro Rover
recolecta 33 kilogramos de agua al día.
Por tanto, obtendremos 36,3 kilogramos de agua al día, y como necesitamos
22,88 toneladas de agua, requeriremos 630,3 días en poder obtener nuestros
combustibles de la NAM (30,65 de oxígeno y 10,22 de metano) y 7,85
toneladas de oxígeno de superávit, que se empleará para renovar el aire de
nuestro módulo habitacional cuando éste esté ocupado.
Esto supone un problema, ya que entre la llegada del viaje tripulado a Marte,
donde se podría iniciar la producción de combustible, hasta la salida del viaje
tripulado existe una diferencia de 513 días, y de 663 días hasta la llegada de la
tripulación a Marte. Por consiguiente, antes de la partida de los astronautas a
Marte, tendríamos el 100% del oxigeno requerido, pero sólo se habría
producido el 81% del metano necesario para la NAM. Pero, dado que el viaje
tripulado de 2016 duraría 150 días,
cuándo llegasen a Marte ya estaría
producido el 100% de los combustibles para la NAM, así como una tonelada de
agua de reserva.
Por consiguiente, si la producción de combustible se está desarrollando
acorde con nuestras expectativas, aunque faltase un 19% de los combustibles
necesarios para la NAM, la misión tripulada se podría enviar sin riesgo alguno,
ya que cuando nuestra tripulación llegase a Marte ya se habría producido el
100%. Pero antes de descender la tripulación, se comprobaría la operatividad
de todos los sistemas, así como los niveles de combustible de la NAM. Si todo
estuviese en orden se procedería al descenso, y si hubiese algún fallo se
contemplarían dos opciones:
No descender a la superficie
Descender a la superficie
8 Estancia en Marte
243
La primera opción de no descender a la superficie, se realizaría en
circunstancias excepcionales, es decir, ante una situación en la que la
producción de combustible no se ha realizado por problemas graves en los
sistemas de producción, y no se garantizase la obtención de los 3,6
Kg _ Agua
día
para la renovación del agua diaria.
La segunda opción se realizaría casi con toda probabilidad, siempre y
cuando se garantizase la obtención de los 3,6 Kg _ Agua
día
para la
renovación del agua diaria, aunque no se haya completado la totalidad de la
producción de metano de la NAM. Por tanto, si descendiéramos y no se
hubiese producido nada de metano durante el viaje tripulado, necesitaríamos
1,9 toneladas de metano adicional para completar la cantidad necesaria para la
ascensión de la NAM. Dado que es una cantidad no muy elevada, la nave de
descenso a Marte (NDM) sería diseñada para llevar en cualquier caso dos
toneladas de metano como medida de seguridad.
Otras opciones que hemos barajado, es realizar la transferencia del módulo
de carga, en vez de en 325 días, en un viaje de baja energía de tipo II, en el
que se tardaría 275 días y es necesario un C3= 13 ( Km )2o un viaje rápido de
s
tipo I, de 175 días y con un C3= 15 ( Km )2.
s
De esta forma la factoría de combustible obtendría 50 días o 150 adicionales
de producción hasta el lanzamiento del viaje tripulado, con lo que se produciría
hasta un 89% o un 100% del metano necesario, en función de la opción
escogida.
La primera opción requiere un C3=13 ( Km )2. Esto implica un incremento de
s
velocidad de ∆V = 3,775 Km , lo que equivale a 3,6% más respecto al viaje de
s
325 días. Pero conseguiríamos reducir en un 44% el metano de seguridad que
debemos transportar a Marte.
8 Estancia en Marte
La segunda opción requiere un ∆V = 3,862 Km
244
s
, lo que equivale a un 6%
más respecto al viaje de 325 días, y a un 2,3% más respecto al viaje de 275
días. Consiguiéndose reducir por completo la necesidad de transportar metano
de seguridad en la nave de descenso (NDM). Lo que implica una reducción
considerable de peso de más de una tonelada.
Por tanto para reducir costes y aumentar la seguridad de la misión, optamos
por realizar el viaje de carga, en vez de en un viaje de mínima energía de 325
días, en un viaje rápido de 175 días. De esta forma nuestra planta de
producción tendría 663 días terrestres, lo que equivale a 643,11 días marcianos
hasta que nuestra nave tripulada partiese desde la Tierra. Como nos hacían
falta 630,3 días para completar la producción de combustibles, tendríamos
12,81 días de margen, que para evitar el número de la mala suerte lo
redondeamos a 12 días. En este tiempo podremos almacenar 400 litros de
agua, lo suficiente para suplir las necesidades de la tripulación de 110 días, lo
que añade una seguridad notable a la misión.
Variaciones en las cantidades a procesar según nuestros cálculos y los de la
JPL:
Para la obtención de las cantidades de combustible propuesta por la JPL,
hemos obtenido unas ligeras variaciones de las cantidades de recursos
marcianos que hemos de procesar. Estas variaciones se muestran en la tabla
de la siguiente página:
8 Estancia en Marte
245
Propulsores
Ratio,
O2
Recursos
Recursos
marcianos
marcianos
[Toneladas]
[Toneladas]
Nuestros cálculos
Datos de la JPL
Combustible
3,0
O2 y CH 4
CO2
Agua
CO2
Agua
23,85
22,88
28,1
23
Tabla 8-6 Diferencias de las cantidades de recursos marcianos
Hemos obtenido unas variaciones del 15% en las cantidades necesarias de
CO2 , y 0,5% en la cantidad de agua necesaria. Prácticamente hemos obtenido
la misma cantidad de agua requerida. Dada que la obtención de agua es más
crítico, que la obtención de CO2 , nos reconforta el obtener cifras muy similares
al de la JPL. Y como la atmósfera marciana se compone en casi un 95% de
CO2 , si debiésemos suplir un 15 % de más, propuesta por la JPL, no supondría
ninguna dificultad.
8.7
Cantidad de oxigeno requerido por nuestra tripulación durante su
estancia en Marte
Hemos tomando como cantidad necesaria de oxigeno requerido, la cantidad
establecida en la estación espacial internacional. Esto supone un gasto másico
de 0,84 Kg
día * persona
. Lo que equivale a un consumo final por parte de
nuestros cuatro tripulantes de 3,36 Kg
día
.
Dado que con un kilogramo de agua podíamos obtener a través de la
electrolisis 0,88 KgOxigeno .( 1kgAgua ⇒ 0,11kgHidrogeno + 0,88 KgOxigeno ). Sería
necesario procesar 3,818 kilogramos de agua al día para cubrir la demanda de
oxigeno. Esta cantidad, es una cantidad considerable, teniendo en cuenta que
habíamos estimado que el WAVAR nos proporcionaría 3,3 Kg de agua al día,
8 Estancia en Marte
246
de los cuales el 100% eran necesarios para suplir la demanda de agua diaria.
Otro medio de agua que habíamos considerado era el Rover cisterna, el cual
habíamos estimado, optimistamente, que podría suministrar 33 Kg de agua al
día. Lo que si es cierto es que los casi 4 kilogramos de agua al día si que sería
capaz de recolectar, por lo que el abastecimiento de oxigeno se vería cubierto
en caso de que todo el oxigeno previamente elaborado y almacenado, durante
el período entre la llegada del módulo de carga y la llegada de los tripulantes,
que era de unos dos años y medio.
Habíamos calculado, que para la producción del combustible necesario para
la NAM, obteníamos 7,85 toneladas de oxígeno de superávit. Lo que serviría
para abastecer a la tripulación durante 2.180 días. Por lo tanto, no
consideramos un problema mayor el abastecimiento de oxigeno. Además, esta
reserva la disminuiríamos hasta 750 días, ya que como se debe almacenar
dicho oxigeno en tanques criogénicos, supone un gasto energético innecesario
tener una reserva tan elevada de oxigeno. Además, si por cualquier avería, no
pudiésemos obtener más oxigeno, una vez lleno el tanque de reserva,
recuérdese que si no se daba la señal de que el combustible, agua y oxigeno
habían sido obtenido con éxito en los 630 días esperados, o como máximo en
los cerca de 750 días de diferencia entre las ventana de lanzamiento del viaje
de carga y el viaje tripulado, éste último no partiría a Marte. Por tanto, tenemos
una seguridad plena que cuando nuestros tripulantes lleguen a Marte
dispondrán de todos los recursos necesarios para sobrevivir los 600 días que
deben permanecer en la superficie marciana.
8.8
Estimaciones del consumo eléctrico
ECLSS (Environmental Control and Life Support System)
El ECLSS es el sistema que regula la atmósfera, el agua y la gestión de los
desechos en el módulo habitacional. Para obtener el consumo promedio que un
sistema ECLSS conlleva en Marte, hemos tomado las estimaciones realizadas
8 Estancia en Marte
247
por el centro de la NASA Jonson Space Center, en su volumen “Mann-Systems
Integration Standards”, NASA-STD-3000 Vol.1.
En dicha publicación desglosa el sistema ECLSS en subsistemas y facilita
los consumos estimativos de cada uno.
Subsistemas ECLSS
Masa [Kg]
Potencia [W]
Revitalización de la atmósfera
560
3830
Control y Abastecimiento de atmósfera
690
450
Detección y extinción de incendios
100
50
Control de Temperatura y Humedad
610
4130
Reciclaje y gestión del agua
770
320
Gestión de desechos
190
240
TOTAL
2920
9020
Tabla 8-7 Consumo del ECLSS. Fuente: NASA
Por tanto estimaremos 10 KW para abastecer a nuestro sistema ECLSS.
Planta de producción de combustibles
Hemos tomado como consumos estimado para la producción de
combustibles, los datos facilitados en la conferencia “Análisis of Mars ISRU
Alternatives” presentada por Donald Rapp, de la Jet propulsión Laboratory.
En dicha conferencia se presentaron alternativas de ISRU (In Situ Resource
Utilization), con sus respectivos consumos.
En nuestra misión hemos apostado por la obtención de combustibles
mediante el proceso de Sabatier, donde el input de dicho proceso es CO2 y
agua. Ambos obtenidos directamente de los recursos marcianos. Para dicho
proceso la JPL estima que el con sumo de la planta es de 16 KW. Para
mantener un factor de seguridad, tomaremos como consumo final 20 KW .
8 Estancia en Marte
248
WAVAR y Rover Cisterna
Como ya hemos comentado, el WAVAR y el Rover Cisterna se empleaban
para la obtención de agua de los propios recursos marcianos.
El WAVAR ha sido diseñado por la Universidad de Washington. En dicha
universidad se estimo el consumo promedio de dicho sistema para diferentes
latitudes (véase el apartado donde se describía el WAVAR). En dichos estudios
se estimó que para la latitud de Viking 1, latitud muy similar a la que va a estar
ubicada nuestra base, el sistema WAVAR consumía 8,4 KW. Dado que nuestra
latitud no es exactamente la misma y para mantener un margen de seguridad,
estimaremos que nuestro sistema WAVAR consumirá 9 KW.
La Universidad de Texas, estimó que un Rover Cisterna consumiría
alrededor de 15 KW. Dado que el Rover Cisterna ha de poseer una autonomía
de desplazamiento, su abastecimiento energético será a través de placas
fotovoltaicas y baterías que serán recargadas cuando se encuentre en la base.
Intentaremos que la recarga de las baterías no se de en picos de demanda. Por
tanto, dado que asignaremos una potencia al sistema de comunicaciones, y
otros sistemas en general, que podrán no ser utilizados cuando se este
recargando el Rover Cisterna, no sobredimensionaremos el reactor nuclear
para abastecer al Rover.
Comunicaciones, Otros Sistemas y Factor de seguridad
Estableceremos un consumo de 20 KW para tener un margen de seguridad
en el abastecimiento, y para abastecer a los sistemas de comunicaciones y
otros sistemas no vitales, como televisores, cadenas de música, etc.
Finalmente, obtenemos un consumo total de 59 KW
8 Estancia en Marte
8.9
249
Abastecimiento energético
Este es un punto de vital importancia. Téngase en cuenta que nuestra planta
de producción de combustible, el WAVAR, el Rover cisterna, y el módulo
habitacional necesitan un suministro constante de energía.
La prioridad más significativa que debemos tener en cuenta para nuestro
sistema energético principal será la fiabilidad y la ausencia de fallos graves
en el abastecimiento así como un abastecimiento continúo.
Las energías propuestas para abastecer a nuestra misión son:
Energía solar
Energía eólica
Energía nuclear
8.9.1 Energía Solar
Este sistema se alimenta de la energía radiada por el Sol como resultado de
reacciones nucleares de fusión en éste.
La radiación que llega a Marte es de 590 W/m2, alrededor de un 57% menos
que la que llega a la Tierra (1370 W/m2). Esto presupone un aumento
considerable de
superficie desplegada de nuestro sistema fotovoltaico así
como de nuestros colectores solares, con su aumento de peso y de volumen a
transportar desde la Tierra.
Otro factor importante a tener en cuenta es que el cielo de Marte tiene un
considerable contenido de polvo que dispersa la incidencia de la luz solar y en
primavera se producen habitualmente, en el hemisferio sur, tormentas de arena
que pueden desencadenar en tormentas gigantes que cubren el planeta entero
en una nube de polvo, pudiendo impedir el paso de la luz durante varios
meses.
8 Estancia en Marte
250
Como nuestro sistema de energía principal debe suministrar un flujo
continúo, requeriríamos unos sistemas de almacenamiento de energía para los
periodos en el que no se produjera energía. Estos sistemas de almacenamiento
serían excesivamente voluminosos y pesados si es que se pudiese conseguir
el suministro continuo de energía requerida.
Todo esto nos lleva a descartar la energía solar como sistema principal,
pudiendo servir para sistemas secundarios que cubran picos de demanda. La
energía solar la vemos especialmente útil para los Rovers, en especial para el
Rover Cisterna, que deberá permanecer en algunas ocasiones lejos de la base
para la recolecta de agua.
8.9.2
Energía Eólica
La energía eólica no resulta muy atractiva al estar compuestos los molinos
eólicos por una multitud de piezas móviles cuyo riesgo de avería es bastante
elevado en la atmósfera marciana debido al polvo y a las tormentas de arenas
que se pudiesen ocasionar.
También es disuasorio la poca densidad de la atmósfera marciana,
alrededor del 10% que en la Tierra. Luego como la energía obtenida en un rotor
eólico es proporcional a la densidad del aire, esto nos lleva a sobredimensionar
nuestros rotores, aumentando así el volumen y peso de los componentes a
transportar desde la Tierra.
Otro factor negativo es, al igual que en la energía solar, el garantizar un
suministro continuo de energía, con lo que nos lleva a establecer unos
sistemas de almacenamientos de energía que nos aumentan el peso y el
volumen a transportar con el correspondiente aumento de riesgos de fallos en
algún componente.
Por tanto, descartamos totalmente el empleo de energía eólica, no sólo
como fuente principal, sino como fuente energética adicional.
8 Estancia en Marte
251
8.9.3 Energía Nuclear
Esta energía, es a nuestro parecer la más apropiada, ya que presenta todos
los requisitos que debemos tener en cuenta para nuestro sistema energético
principal, fiabilidad y la ausencia de fallos graves en el abastecimiento así
como un abastecimiento continúo.
Esta opción perdió fuerza en las misiones propuestas a principios de los
noventa por el rechazo social que presentaba la opción nuclear. No hacía
mucho, en 1986, había ocurrido el desastre nuclear de Chernobil. Actualmente
se está volviendo a replantear con fuerza esta opción, y a nuestro juicio,
creemos que además de ser la mejor opción, hemos de vencer nuestros
temores y reactivar la investigación nuclear para fines aeroespaciales. Como ya
hemos argumentado, hemos seleccionado como sistema termonuclear de
propulsión para nuestra nave y por su gran seguridad demostrada y sus
grandes prestaciones. Y del mismo modo, apostaremos por una fuente nuclear
como abastecimiento primario de nuestra estancia en Marte.
Para abastecer el consumo energético global de la base, mediante fuentes
nucleares, hemos seleccionado el reactor nuclear SP-100.
El SP-100, aún esta desarrollándose, pero ya se han determinado la muchos
de sus parámetros más relevantes. Los cuales mostramos en la tabla de la
siguiente página.
8 Estancia en Marte
252
SP-100
Potencia calorífica
Potencia eléctrica
Vida operativa
Combustible
Masa de combustible
Enriquecimiento del combustible
Conversión energética
Área del radiador
Temperatura del radiador
Diámetro de la vasija del reactor
Escudo de neutrones
Escudo de rayos Gamma
Masa total de escudos
2,3 MW
100 KW
7 años a plena potencia durante un
periodo de 10 años
Nitruro de uranio
190 Kg.
89-97% de U-235
Termoeléctrica
106 m 2
800 Kelvins
35 centímetros
Hidruro de litio
Tungsteno
1000 Kg.
Tabla 8-8 Características SP-100. Fuente: NASA
El SP-100 ofrece una potencia calorífica de 2,3 MW, que transforma
termoelectricamente a 100 KW eléctricos. El ratio masa/potencia que se está
intentando lograr es de 30 Kg
KWe
. Aunque actualmente está 46 Kg
KWe
, por
lo que el peso estimado actualmente es de 4.600 kilogramos. Los subsistemas
del reactor, así como la vasija del reactor y sus escudos de blindaje, ocupan
aproximadamente 1m3. Aunque el reactor en su totalidad es menos compacto,
siendo su longitud de 25 metros y su radiador de 100 m 2 . Aún así, sigue
supone una gran ventaja competitiva frente a otras alternativas de suministro
energético, que como la solar, ocupan un volumen mucho más elevado.
Nuestra base estaría alimentada por dos SP-100. De esta forma tendríamos
nuestras necesidades energéticas ampliamente cubiertas con un solo reactor,
manteniendo el otro como reactor de reserva o emergencia. Ambos estarían
situados entre medio kilómetro y un kilómetro de distancia del módulo
habitacional, para disminuir la exposición de nuestra tripulación a la radicación
emitida por los reactores.
9 Conclusiones
253
9
Conclusiones
9 Conclusiones
9
254
Conclusiones
Con el trabajo realizado en el proyecto, podemos asegurar que es viable
llegar a Marte antes de la primera mitad de este siglo, y tratando de cumplir
nuestra meta de proponer una misión a Marte cuya tecnología no hipoteque la
viabilidad de futuros viajes interplanetarios a diferentes planetas, como pasó
con la tecnología desarrollada para realizar la misión a la Luna, hemos
propuesto la siguiente misión:
Apostamos por una misión conjunction- class, ya que reducirá drásticamente
el peso de la misión al desarrollarse los viajes de ida y vuelta en oportunidades
de baja energía. También conllevará un desarrollo tecnológico aplicable no sólo
a la industria aeronáutica, sino a diferentes sectores. Esto se debe a que un
misión
conjunction-class
obliga
a
nuestra
tripulación
a
permanecer
prácticamente 600 días en la superficie marciana. Y como hemos puntualizado
en nuestro proyecto, el abastecimiento de los recursos necesarios para
asegurar la
supervivencia
de
nuestra tripulación
sólo
se
ve
viable
económicamente si se desarrolla una tecnología de utilización de recursos “In
Situ”,
que
permita
reducir
la
masa
transportada
desde
la
Tierra.
El empleo de esta tecnología ISRU en otros sectores, permitiría por ejemplo,
obtener agua en la las zonas geográficas de la Tierra donde carecen de ella.
De esta forma, empleando la tecnología WAVAR de la Universidad de
Washington, podría obtenerse agua en el desierto.
Nuestra misión estaría compuesta por dos fases. La fase de carga a finales de
2013 y la fase tripulada en el 2016.
En el viaje de carga se trasportará:
Módulo habitacional
Rovers presurizados
Nave de ascenso (NAM= Nave de Ascenso de Marte)
9 Conclusiones
255
Dos generadores eléctrico nucleares SP-100, para abastecer a las
plantas de producción y al módulo habitacional.
Satélite de comunicaciones Base-Rover, Base-Tierra
Plantas ISRU, para obtener combustible para la NAM, agua y oxigeno
de los recursos marcianos
La nave de carga realizaría un viaje rápido de Tipo I de 175 días de
duración, para que las plantas de producción dispongan de al menos los 630
días en la superficie de Marte para generar el combustible necesario para la
nave de ascenso (NAM). De esta forma, antes de dar luz verde a nuestro viaje
tripulado ya sabremos si todos los combustibles han sido elaborados y si los
sistemas de recolección de agua funcionan apropiadamente.
Nuestras naves irán propulsadas por reactores termonucleares. Estimamos
que son la mejor opción tanto para esta misión, como para tener acceso a
realizar misiones de mayores distancias. Esto se debe a que los sistemas de
propulsión termonucleares presentan un elevado impulso específico, lo que
supone una reducción de masa de combustible, que reduce notablemente el
peso global de la nave. Además presentan una gran fuerza de empuje, que es
indispensable para realizar las trayectorias balísticas. Las trayectorias
balísticas nos permiten reducir la duración del viaje, siendo ésta la forma más
eficaz de disminuir la dosis de radiación recibida por nuestros astronautas.
También hemos hecho mención a la necesidad de incluir refugios blindados en
la nave y potenciar la investigación de nuevos blindajes ligeros, como el RFX-1,
que reducirían la radiación secundaria.
En Marte hemos seleccionado la ubicación de nuestra base en una zona de
“baja” radiación electromagnética, y hemos propuesto la incorporación de un
toldo rígido, en el módulo habitacional estandarizado de la misión DRM, que
pudiera ser rellenado con aproximadamente 20 centímetros de suelo marciano
para de esta forma bloquear la radiación. El toldo iría ubicado en el techo, y
9 Conclusiones
256
una vez en Marte se desplegaría, por lo rellenaríamos también con suelo
marciano el techo del módulo.
La misión se realizaría de la siguiente forma:
I. A principios de diciembre de 2013 parte el módulo de carga a Marte,
en un viaje rápido de Tipo I, cuya duración es de 175 días y precisa
un ∆V = 3,86 Km .
s
II. El módulo de carga llega a Marte en julio de 2014. Despliegue de los
generadores
eléctricos
SP-100.
Comienzo
del
procesado
de
combustibles, agua y oxigeno. Se estima en 630 días el plazo para
finalizar la producción de combustibles de la NAM.
III. Comprobación de la evolución de la producción mediante el sistema
de comunicaciones desplegado en una órbita semisíncrona. En caso
de que la producción no fuese acorde a lo esperado, se tomarían
medidas correctoras para poder autorizar la salida de la nave
tripulada en el 2016.
IV. Salida de la Tierra a Marte a finales de febrero de 2016. Realizarían
un trayecto rápido Tipo I de 150 días de duración y requiere un
∆V = 3,86 Km .
s
V. En agosto de 2016 llegarían a Marte. Realizarían un aerofrenado
propulsivo para capturar la nave en una órbita de circular, a 450
kilómetros de la superficie marciana.
VI. Tras verificar los sistemas y recibir el visto bueno desde la Tierra, los
astronautas descendería desde la nave principal a la superficie
marciana en la nave de descenso (NDM).
9 Conclusiones
257
VII. El 20 de marzo de 2018, tras haber permanecido 600 días en la
superficie marciana, los astronautas ascenderían a la nave principal
en la NAM.
VIII. Regreso a la Tierra.
Consideramos que nuestra misión posee un elevado grado de seguridad para
los astronautas. Una vez en Marte tienen la posibilidad, desde el primer día, en
ascender de nuevo a la nave principal y permanecer en ella con los recursos
suficientes para regresar a la Tierra cuando se diese la oportunidad de regreso.
También hemos propuesto el envío de dos plantas eléctricas SP-100 que
cada una por separado puede abastecer
sin problemas el 100% de las
necesidades energéticas de la base. Además, nuestro abastecimiento de agua
se realizaría a través de dos fuentes independientes, mediante el sistema
WAVAR de la Universidad de Washington y mediante un Rover Cisterna.
Siendo capaces cada uno de estos sistemas de suplir las necesidades de
nuestra tripulación. Por último, hemos propuesto unas medidas de protección
frente a al radiación, como cubrir el módulo con tierra marciana, el uso de
toldos, y creación de cobijos blindados para dormir, que pensamos que son lo
suficientemente adecuadas para salvaguardar la salud de nuestros tripulantes.
Estimamos que para llevar a cabo semejante gesta, como es la conquista de
Marte, es imprescindible la colaboración internacional ya que los costes de la
misión son enormes. Pero una vez más hemos de recordar que nuestro
objetivo no es sólo llegar al planeta rojo, por lo que no todos los coste que
incurramos en esta misión tendrán como fin último pisar Marte, sino reactivar la
carrera espacial con el sentido y la coherencia que tal vez nos faltó en el
pasado. De esta forma obtendremos una tecnología aplicable a la continuación
de la exploración espacial y conseguiremos reducir los costes aeroespaciales
en un futuro cercano, haciendo viable futuros viajes interplanetarios en un
futuro próximo.
9 Conclusiones
258
La carrera aeroespacial es como el hombre. Al principio, dar el primer paso
nos costó muchísimo pero lo dimos llegando a la Luna. El segundo paso, el
llegar a Marte,
también nos está costando, pero si lo hacemos bien y
aprendemos a caminar, los siguientes pasos se darán cada vez más
fácilmente, consiguiéndose hitos que ni los más optimistas somos capaces de
imaginar.
Confiamos que este proyecto sirva de base para que futuros alumnos de la
Escuela Técnica Superior de Ingeniería (I.C.A.I.) continúen con el desarrollo y
elaboración de proposiciones de misiones a Marte, otros planetas y de otras
galaxias, ya que como dijo el famosos astrónomo Carl E. Sagan "somos el
medio para que el Cosmos se conozca a sí mismo”.
10 Bibliografía
259
10
Bibliografía
10 Bibliografía
260
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