Dragón marino (cohete)
El Sea Dragon fue un estudio de diseño conceptualizado de 1962 para un vehículo de lanzamiento orbital de carga súper pesada de dos etapas lanzado al mar. El proyecto fue dirigido por Robert Truax mientras trabajaba en Aerojet, uno de varios diseños que creó y que se lanzarían haciendo flotar el cohete en el océano. Aunque hubo cierto interés tanto en la NASA como en Todd Shipyards, el proyecto no se implementó.
Con dimensiones de 150 m (490 pies) de largo y 23 m (75 pies) de diámetro, Sea Dragon habría sido el cohete más grande jamás construido. A partir de 2018, entre cohetes totalmente concebidos pero no construidos, es por lejos el más grande jamás y, en términos de carga útil en órbita terrestre baja (LEO), igualada sólo por el concepto del Sistema Interplanetario de Transporte (el predecesor de SpaceX Starship) en la configuración fungible de este último con ambos diseñados para 550 toneladas.
Diseño
La idea básica de Truax era producir un lanzador pesado de bajo coste, un concepto que ahora se denomina "gran propulsor tonto". Para reducir el costo de operación, el cohete se lanzó desde el océano, lo que requirió pocos sistemas de apoyo. Se utilizó un gran sistema de tanque de lastre unido a la parte inferior de la campana del motor de primera etapa para "izar" el peso del motor. el cohete vertical para su lanzamiento. En esta orientación, la carga útil en la parte superior de la segunda etapa estaba justo por encima de la línea de flotación, lo que facilitaba el acceso. Truax ya había experimentado con este sistema básico en el Sea Bee y el Sea Horse. Para reducir el coste del cohete, pretendía construirlo con materiales económicos, concretamente láminas de acero de 8 mm. El cohete se construiría en un astillero costero y se remolcaría al mar para su lanzamiento. Utilizaría amplios márgenes de ingeniería con materiales simples y resistentes para mejorar aún más la confiabilidad y reducir el costo y la complejidad. El sistema sería al menos parcialmente reutilizable con reentrada pasiva y recuperación de secciones de cohetes para su reacondicionamiento y relanzamiento.
La primera etapa iba a ser propulsada por un único motor de empuje de 36.000.000 kgf (350 MN; 79.000.000 lbf) que quemaba RP-1 y LOX (oxígeno líquido). La presión del tanque era de 32 atm (3200 kPa; 470 psi) para el RP-1 y 17 atm (1700 kPa; 250 psi) para el LOX, proporcionando una presión en la cámara de 20 atm (2000 kPa; 290 psi) en el despegue. A medida que el vehículo subía, la presión disminuyó y finalmente se quemó después de 81 segundos. En este punto, el vehículo estaba a 40 km (25 millas) de subida y 32 km de bajada, viajando a una velocidad de 6.400 km/h (4.000 mph; 1,8 km/s). El perfil normal de la misión transcurrió la etapa en un amerizaje a alta velocidad de unas 180 millas (290 km) de distancia. También se estudiaron planes para la recuperación del escenario.
La segunda etapa también estaba equipada con un único motor muy grande, en este caso un motor de empuje de 6.000.000 kgf (59 MN; 13.000.000 lbf) que quemaba hidrógeno líquido y LOX. También se alimentó con presión, a una presión constante más baja de 7 atm (710 kPa; 100 psi) durante los 260 segundos de combustión, momento en el que estaba a 142 mi (229 km) hacia arriba y 584 mi (940 km) hacia abajo. Para mejorar el rendimiento, el motor presentaba una campana en expansión, que cambiaba de 7:1 a 27:1 a medida que ascendía. La altura total del cohete se acortó un poco haciendo que la "nariz" de la primera etapa apuntando, dentro de la campana del motor de la segunda etapa.
Una secuencia de lanzamiento típica comenzaría con el reacondicionamiento del cohete y su acoplamiento a sus tanques de carga y lastre en tierra. El RP-1 también estaría cargado en este punto. Luego, el cohete sería remolcado a un sitio de lanzamiento, donde el LOX y el LH2 se generarían in situ mediante electrólisis; Truax sugirió utilizar un portaaviones de propulsión nuclear como fuente de energía durante esta fase. Los tanques de lastre, que también servían como tapa y protección para la campana del motor de la primera etapa, se llenarían luego con agua, hundiendo el cohete en vertical con la segunda etapa por encima de la línea de flotación. Luego se podrían realizar controles de última hora y lanzar el cohete.
El cohete habría podido transportar una carga útil de hasta 550 toneladas (540 toneladas largas; 610 toneladas cortas) o 550.000 kg (1.210.000 lb) en LEO. Los costos de carga útil, en 1963, se estimaron entre $ 59 y $ 600 por kg (aproximadamente entre $ 500 y $ 5060 por kg en dólares de 2020). TRW (Space Technology Laboratories, Inc.) llevó a cabo una revisión del programa y validó el diseño y sus costos esperados. Sin embargo, las presiones presupuestarias llevaron al cierre de la División de Proyectos Futuros, poniendo fin al trabajo en los lanzadores súper pesados que habían propuesto para una misión tripulada a Marte.
Dragón Marino en la ficción
El Dragón Marino aparece en el final de la primera temporada de la serie For All Mankind de Apple TV+ de 2019. La serie está ambientada en una línea de tiempo alternativa en la que la carrera espacial de la década de 1960 no terminó. En la escena post-créditos, que tiene lugar en 1983, se representa a un Dragón Marino lanzándose desde el Océano Pacífico para reabastecer a la colonia lunar estadounidense. Un astronauta dice en off que el lanzamiento al océano se utiliza como medida de seguridad porque la carga útil incluye plutonio. El Dragón Marino continúa desempeñando un papel en la temporada 2; su alta capacidad de carga útil se utiliza para reabastecer una base lunar en expansión y es objeto de un bloqueo lunar por parte de la Unión Soviética. Hay algunos pequeños cambios con respecto al concepto original en comparación con la versión de la serie, a saber, la falta del sistema de aborto de lanzamiento para la cápsula Apollo en la parte superior del cohete y la falta de una boquilla expandible de segunda etapa, en lugar de usar una boquilla grande y más grande. Motor cohete estándar, con cuatro motores adicionales rodeando.