Lanzamiento De Cohetes

CUENTA TERMINAL

Esta fase se desarrolla desde T menos 20 minutos (siendo T el tiempo de lanzamiento) hasta la ignición de los cohetes. Durante este tiempo el funcionamiento de la lanzadera se controla por una red de computadoras terrena. A esto se le llama sistema de proceso de lanzamiento. Mientras tanto las computadoras de propósito general interactúan con esta red hasta que finalmente toman el control.

Durante este tiempo, principalmente se controlan los sistemas de ignición de los cohetes. Estos deben alcanzar un voltaje adecuado antes de la ignición, de modo que si estos voltajes no se alcanzan la ignición no tiene lugar.

En T menos 6.6 segundos se arrancan los motores principales en intervalos de 120 ms, y deben haber alcanzado una potencia de empuje del 90% en 3 segundos, sino es así el lanzamiento no tiene lugar. Posteriormente estos motores se orientan a la posición adecuada y se arman los cohetes.

En el momento del despegue los cohetes comienzan la ignición, ordenada por las computadoras de abordo, la lanzadera se separa de la plataforma de lanzamiento y el ascenso es controlado por un piloto automático.

La navegación también se inicia en la fase de prelanzamiento cargándose en un vector de posición la longitud, la latitud y la altitud. La plataforma 39-A del complejo de lanzamiento del Centro Espacial Kennedy en Florida se encuentra en 28 grados 36 minutos 29.7014 segundos latitud norte y 80 grados 36 minutos 15.4166 longitud oeste y la plataforma 39-B está en 28 grados 37 minutos 26 segundos latitud norte y 80 grados 37 minutos 15.09 segundos longitud oeste. El eje negativo Z de la lanzadera apunta hacia el sur en ambos casos.

PRIMERA FASE

Esta fase transcurre desde la ignición hasta que se desprenden los cohetes. En esta fase la aeronave se ha de orientar adecuadamente en posiciones aerodinámicas favorables durante la región de máxima presión dinámica. Entre otras funciones se ha de reducir la carga del vehículo para mantener la trayectoria precisa. Los motores se aceleran y deceleran para mantener la presión sobre el vehículo y al mismo tiempo, también reduce el calentamiento del vehículo.

Aunque este proceso es automático la tripulación debe monitorizar todos los indicadores y comprobar que todos los sistemas están funcionando de acuerdo a las directrices establecidas. Por ejemplo se comprueba que los motores son correctamente acelerados y decelerados o que la presión en la cámara de los cohetes es superior a 3,49 Kg/cm2. La intervención manual se requiere si estos eventos no se cumplen automáticamente. La tripulación es también responsable de monitorizar el funcionamiento del motor principal.

El suceso más importante de esta etapa es el desprendimiento de los cohetes que tiene lugar 6 segundos después de que el software de separación detecta que la presión de ambos cohetes desciende por debajo de los 3,49 Kg/cm2 y se detectan tasas del vehículo en los límites especificados. Estas comprobaciones aseguran que ningún cohete está ardiendo durante el desprendimiento y que ningún cohete entrará en contacto con el tanque externo después del desprendimiento. Este desprendimiento tiene lugar en aproximadamente dos minutos después del lanzamiento.

SEGUNDA FASE

La segunda fase empieza después del desprendimiento de los cohetes y se extiende hasta que se apaga el motor principal y el tanque externo se separa. La tripulación puede monitorizar el correcto desarrollo de esta fase mediante unos displays de abordo.

Los motores principales se deceleran a los siete minutos 40 segundos aproximadamente del inicio de la misión. 10 segundos antes del inicio de la separación del tanque externo los motores de deceleran del orden de 10% por segundo hasta alcanzar un empuje del 65%. Esto se mantiene así durante aproximadamente 6.7 segundos y posteriormente los motores se apagan.

Durante la fase de separación del tanque externo, todas las válvulas de suministro del tanque al transbordador se cierran, aproximadamente 18 segundos después del apagado de los motores. Después de haberse desprendido el tanque se precipita hacia la Tierra. En los lanzamientos desde el Centro Espacial Kennedy, el tanque externo entra en una trayectoria suborbital que normalmente termina en un punto de impacto localizado en el Océano Índico. Excepto para lanzamientos de inserción directa donde el tanque se precipita al Océano Pacífico. El tanque externo se desintegra durante la entrada en la atmósfera terrestre a una altitud aproximada de cincuenta y seis mil metros de altura.

MODOS DE ABORTO DE LA MISIÓN

Este modo puede entrar en funcionamiento si hay un fallo que afecte a las funciones del vehículo, como el fallo de uno de los motores principales o un fallo en los sistemas de control orbitales. Otra causa de terminación del vuelo puede ser una fuga en la cabina.

Existen dos modos básicos de aborto de las misiones space shuttle: abortos íntegros y abortos de contingencia. Un aborto íntegro proporcionaría un retorno seguro del transbordador a un lugar específico de aterrizaje, mientras que un aborto de contingencia permite a la tripulación sobrevivir a fallos más graves cuando un aborto íntegro no es posible.

Existen cuatro tipos de aborto íntegro: retorno al lugar de lanzamiento (RTLS), aterrizaje trasatlántico (TL), abortar a la órbita (ATO) y aborto "una vez arriba" (AOA).

El ATO se diseña para permitir al vehículo alcanzar una órbita temporal que es más baja que la órbita normal. Este modo requiere menos trabajo y permite tomar tiempo para evaluar los problemas y elegir entre abandonar la órbita o bien alcanzar la órbita correcta y continuar la misión.

El AOA permitiría al vehículo aterrizar normalmente, bien con una trayectoria normal o bien con una trayectoria que se denomina "poco profunda" y que es menos deseable pues expone al vehículo a un mayor calentamiento atmosférico y fuerzas aerodinámicas poco predecibles.

El TAL se diseña para permitir un aterrizaje íntegro al otro lado del Océano Atlántico. Este modo resultaría en una trayectoria balística que no requeriría del sistema de control orbital.

El RTLS requeriría el desprendimiento de propelente y la vuelta directa al lugar de lanzamiento u otro lugar próximo.

Existe un orden definido de preferencia de estos modos de aborto. El tipo de fallo y el tiempo de fallo determinaría qué tipo de modo seleccionar. En casos en que se pierde operatividad, siendo este

...